Какова процедура восстановления теплового экрана для экипажа капсулы Dragon?

Отказ от ответственности: этот ответ содержит некоторые дополнительные сведения о инженерной проблеме повторного использования абляционного теплозащитного экрана. Это обсуждение/анализ, возможно, лучше подходит для ответа на вопрос, с какими основными проблемами приходится сталкиваться при разработке многоразового теплозащитного экрана? но я думаю, что формулировка этого вопроса и существующие ответы исключают использование абляционных теплозащитных экранов. Дальнейший анализ также специфичен для Crew Dragon/Dragon 2.

Во-вторых, следует отметить, что SpaceX на самом деле еще не сделала этого (повторно использовала теплозащитный экран носовой части для Crew Dragon/Dragon 2). Из недавней статьи United Press International :

На этой неделе НАСА предоставило подробную информацию о ремонте капсулы для второго полета с экипажем. [...]

Процесс НАСА по повторной сертификации ранее запущенной капсулы, наряду с модернизациями, сделанными SpaceX, придает космическому агентству уверенность, Стив Стич, менеджер программы коммерческих экипажей НАСА , заявил в понедельник во время пресс-конференции. По словам Стича , отремонтированная капсула включает в себя некоторые новые компоненты,

такие как парашюты и теплозащитный экран.

И из этой недавней статьи WCCF Tech :

во время пресс-конференции, посвященной обзору миссии, состоявшейся [окт. 6 сентября 2021 г.], директор SpaceX по управлению миссией Dragon г-жа Сара Уокер [...]

Когда ее спросили о планах ее компании по повторному использованию теплозащитного экрана космического корабля Dragon, [...]

Ее [...] ответ на вопрос был таким: следует:

[...] мы смотрим на все наши компоненты и на то, что можно использовать повторно, а что можно сделать новым. Таким образом, тепловой экран мы действительно рассматриваем как два компонента. Есть задняя стенка или ламинат, а есть термозащитные плитки, плитки PICA, которые идут [на нос]. Так что да, мы смотрим на повторное использование обоих элементов. Я полагаю, что наша последняя миссия, снова проблемы с мышлением на публике, я думаю, что в нашей последней миссии был повторно использованный ламинат теплозащитного экрана. Но да, оба этих аппаратных элемента находятся в процессе оценки для повторного использования.

В-третьих, учитывая, что материал теплозащитного экрана PICA-X в носовой части кузова является а) запатентованным и б) производным от «PICA НАСА», разработанного НАСА Эймсом в 90-х годах, я буду использовать «PICA НАСА» с его хорошо известными (и общедоступными) характеристиками в качестве аналог PICA-X. Просто имейте в виду, что PICA-X имеет (количественно) лучшую производительность, чем PICA.

---

Я начну с описания нагрева, который испытывает капсула Crew Dragon/Dragon 2. Об этом сообщает траектория входа, которой следует, см. мой ответ на профиль полета при повторном входе в атмосферу Дракона? для базовой траектории для дальнейшего.

В примечаниях к лекциям курса аэротермодинамики НАСА есть все уравнения, которые я использовал для моделирования нагрева точки торможения:

• Конвективное отопление Sutton-Graves:$\dot{q}_{conv}=k(\frac{\rho}{R_n})^\frac{1}{2}V^3$где$k=1.7415 \cdot 10^{-4}$для Земли.
• Мартин Радиационное отопление:$\dot{q}_{rad}=\rho^{1.6}R_n^{1.0}V^{8.5}$(обычно небольшой/незначительный для возвратов LEO)
• Суммарная скорость нагрева,$\dot{q}_{tot}$, представляет собой сумму конвективного и радиационного. При предполагаемом радиационном равновесии: $$\dot{q}_{rerad}=\dot{q}_{conv}+\dot{q}_{rad}=\epsilon\sigma (T_{w}-T_{\infty})^4, \sigma=5.67 \cdot 10^{-8} \frac{W}{m^2 \cdot K^4}$$ где$T_{w}$- радиационное равновесие или температура «стенки» и$T_{\infty}$- температура окружающего «набегающего потока». Коэффициент излучения,$\epsilon$, составляет около 0,9 для PICA (рис. 28 Tran, Huy K. et al., 1997 ).

Обратите внимание, что предположение о радиационном равновесии означает, что мы пренебрегаем энергией, передаваемой материалу теплозащитного экрана в этот момент (см. слайд 28 лекции по аэротермодинамике для обоснования).

Для эталонной траектории Crew Dragon/Dragon 2 это выглядит так:

где цветные кривые — скорость нагрева, правая ось, а черные кривые — температура, левая ось. Не обращайте внимания на повышенный начальный и конечный нагрев, это непреднамеренная «ошибка» / несовместимость между моделями атмосферного и конвективного нагрева (но делает моделирование более консервативным).

Я использовал радиус носа,$R_n$, в качестве ложного фактора, чтобы сделать максимальную температуру «холодной стены» около 2200 K или 3500 ° F, как указано в прямой трансляции приводнения Demo-2 и в этой статье NASA Spaceflight .

Характеристики материала теплозащитного экрана ограничены его механическими (аэродинамическое давление/нагрузки) и тепловыми (тепловой поток) ограничениями. Удобный способ визуализировать «сложность» входа в атмосферу — построить график этих параметров относительно друг друга (с огибающей производительности PICA из Agrawal, P. et al. 2016 ):

Этот график определенно внушает некоторый оптимизм в отношении возможности повторного использования абляционного теплозащитного экрана, поскольку PICA (не говоря уже о PICA-X) не подвергается предельным нагрузкам для миссии по возвращению на низкую околоземную орбиту.

К сожалению, это примерно так же радужно, как и перспективы повторного использования, по нескольким причинам:

Абляция

Само собой разумеется, что абляционный теплозащитный экран удаляет . Более конкретно, в случае PICA; фенольная смола подвергается пиролизу, оставляя после себя обугленную углеродную поверхность подложки, которая также отступает к линии соединения / границе раздела между теплозащитным экраном и капсулой. Эта скорость спада зависит, в общем, от нагрева и давления среды транспортного средства (т.е. график выше). Я создал инженерную модель, которую назвал плоскостью абляции; линейная поверхностная аппроксимация данных о скорости рецессии из Milos, F. et al., 2012 :

что достаточно хорошо подходит при просмотре в плоскости (ах) :

Для эталонной траектории; это дает номинальное расстояние отступа с нулевым запасом в 2,2 см, к которому может быть отнесен более 50 % запаса прочности , хотя это может варьироваться. Многократное использование быстро уничтожило бы теплозащитный экран толщиной всего несколько сантиметров , даже если не учитывать основную функцию неутопленной толщины: изоляцию.

Изоляция

Необожженный (первичный) материал теплозащитного экрана служит для изоляции капсулы от тепла, с которым сталкивается поверхность теплозащитного экрана. Типичным ограничением инженерного проектирования является максимальная «температура соединения» или максимальная температура, которую может выдержать клей, соединяющий PICA(-X) со структурой капсулы. Используя методы, модифицированные из слайдов 104-110 лекции по аэротермодинамике, номинальная общая толщина была рассчитана равной 10,5 см:

что после одного использования и «потеря» 2,2 см приведет к этой катастрофе на линии склеивания:

Воздействие соленой воды

Этот очень интересный плакат показывает, что после приводнения пористая обугленная область поглощает значительное количество соли (~ 25% по массе) из морской воды. Я понятия не имею, какое влияние это может оказать на будущие характеристики теплозащитного экрана, но я думаю, что с уверенностью можно предположить, что это не принесет пользы.

---

Краткое содержание

SpaceX не продемонстрировала возможности повторного использования теплозащитного экрана носовой части (примерно в конце 2021 г.). На пути к повторному использованию препятствуют фундаментальные механизмы абляционного теплозащитного экрана; он удаляется и требует определенной «неудаляемой» толщины в качестве изоляции. Ярким признаком этой реальности является использование Starship (в настоящее время) неабляционной системы тепловой защиты. (см.: этот ответ )

Чтобы ответить на вопрос ( наконец, хотя и сильно последний блеск ) в настоящем контексте; теплозащитный экран полностью заменяется в каждой миссии (ново построенный). SpaceX знает, что он будет работать, потому что предыдущий работал, и он был построен таким же образом для той же задачи (плюс ~ десятилетие инженерной работы над ним до этого).

Это, конечно, может быть изменено, поскольку SpaceX работает над повторным использованием теплозащитного экрана носовой части.

Технические ссылки :

• Райт, М. и Дек, Дж. «Аспекты системы аэротермодинамики и тепловой защиты при проектировании системы входа» (Конспект лекций курса аэротермодинамики НАСА) TFAWS 2012, 2012 (в архиве )
• Агравал, П. и др. «Исследование диапазона рабочих характеристик для аблятора с фенольно-импрегнированным углем (PICA)», 2016 г. (получено из NTRS ID: 20160000305 )
• Милош, Ф. и др. «Неравновесная абляция углеродного аблятора, импрегнированного фенолом», 2012 г. (получено из NTRS ID: 20120017464 )
• Милош, Ф. «Эксперимент по удалению теплового экрана зонда Galileo», Journal of Spacecraft and Rockets Vol. 34 № 6, 1997. doi.org/10.2514/2.3293
• Стэкпул, М. и др. «Послеполетная оценка PICA и PICA-X — сравнение материалов теплозащитного экрана носовой части Stardust SRC и Space-X Dragon 1», 2014 г. (получено из NTRS ID: 20140005558 )