The effect of the conductive layer on the thermal properties of damaged orbiter TPS panel

• Autorzy: Brodzik Ł. , Frąckowiak A.

Identyfikatory

DOI

10.7862/rm.2014.33

Warianty tytułu

PL

Wpływ warstwy przewodzącej na właściwości termiczne uszkodzonej płytki systemu osłony termicznej orbitera

• Języki publikacji: EN

Abstrakty

EN

The content of the article concerns the analysis of heat insulating material of the thermal protection system, which is related to aerodynamic heating during atmospheric reentry by spacecraft. The example of the heat flux distribution as a function of flight time for analysis is used. The purpose of the article is to investigate the effect on the results of the new material of model with relatively high thermal conductivity coefficient across the isolating tile. It is considered that it may allow to compensate the temperature on the surface of underlying structure. The article contains the comparison of two types of thermal analysis of selected insulating tile models. The first case assumed that the models contain only three layers, e.g. insulation, strain isolator pad and underlying structure. In the second analysis, calculations are based on models consisting of four layers. Due to the good thermal properties as the additional material titanium alloy is selected. All analyses take into account two types of models: undamaged and damaged tiles. The conclusions contain graphs of maximum temperature distribution in function of time on the surfaces of selected layers. The results allowed to determine the temperature difference calculated on the basis of the considered of both cases.

PL

Treść artykułu dotyczy analizy materiału termoizolacyjnego systemu osłony termicznej, która związana jest z nagrzewaniem aerodynamicznym w trakcie wlotu pojazdu w atmosferę. Do analizy użyto przykładowego rozkładu strumienia ciepła w funkcji czasu lotu. Celem artykułu jest zbadanie wpływu na wyniki nowego materiału umieszczonego w modelu, mającego relatywnie wysoki współczynnik przewodności cieplnej w kierunku poprzecznym płytki izolacyjnej. Uważa się, że może on umożliwić wyrównanie temperatury na powierzchni konstrukcji podstawowej. Artykuł zawiera porównanie dwóch typów analizy termicznej wybranych modeli izolacyjnych płytek. W pierwszym przypadku założono, że modele zawierają tylko trzy warstwy, izolację, podkładkę i konstrukcję podstawową. W drugiej analizie obliczenia bazują na modelach zawierających cztery warstwy. Ze względu na dobre właściwości termiczne jako dodatkowy materiał wybrano stop tytanu. Wszystkie analizy uwzględniają dwa rodzaje modeli: płytki nieuszkodzone i uszkodzone. Wnioski zawierają wykresy rozkładu temperatur maksymalnych w funkcji czasu na powierzchniach wybranych warstw. Wyniki pozwoliły ustalić różnicę temperatur obliczonych na podstawie rozważonych przypadków.

Słowa kluczowe

EN

aerodynamic heating; unsteady heat flow; heat protection

PL

nagrzewanie aerodynamiczne; niestacjonarny przepływ ciepła; osłona termiczna

• Wydawca: Oficyna Wydawnicza Politechniki Rzeszowskiej
• Czasopismo: Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
• Rocznik: 2014
• Tom: z. 86 [290], nr 3
• Strony: 301--309
• Opis fizyczny: Bibliogr. 11 poz., rys., wykr.

Twórcy

autor

Brodzik Ł.

• Politechnika Poznańska, Pl. Marii Skłodowskiej-Curie 5, 60-965 Poznań

autor

Frąckowiak A.

• Politechnika Poznańska, Pl. Marii Skłodowskiej-Curie 5, 60-965 Poznań

Bibliografia

• 1. Byun D., Lee C., Baek W. S.: Radiative heat transfer in discretely heated irregular geometry with an absorbing, emitting, and anisortopically scattering medium using combined Monte-Carlo and finite volume method, Int. J. Heat Mass Transfer 47 (2004) 4195-4203.
• 2. Daken H.H.: Simulating the Aerodynamic Heating of Gun-Lauched Projectiles in hypersonic Applications, 13th Int. Conf. Aerospace Sciences & Aviation Technology, Cairo 2009 pp. 1-16.
• 3. Dobrowski A. D., Rowe J.: ”Comand” analysis of the shuttle orbiter thermal protection system tiles, Conf. Finite Element Methods and Technology, Paper No. 15, pp. 2, 1981.
• 4. Entry thermal protection, National Aeronautics and Space Administration SP-8014, Washington 1968.
• 5. Hecht F., FreeFem++, Manual, Third edition 3.11, Paris 2011.
• 6. Ng H. W., Friedmann P. P., Waas M. A.: Thermomechanical analysis of a thermal protection system with defects and heat shorts, 47th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conf., Newport 2006, pp. 13-23.
• 7. Mayers D. E., Martin J. C., Blosser L. M.: Parametric weight comparison of advanced metallic, ceramic tile, and ceramic blanket thermal protection systems, National Aeronautics and Space Administration Technical Memorandum 210289, pp. 12, Hampton 2000.
• 8. Modest F. M.: Radiative heat transfer, Second edition, Academic Press, Amsterdam 2003.
• 9. O’Connor B.: Technical Material (Chapter 4). Topics in Handbook for limiting orbital debris, National Aeronautics and Space Administration - Handbook 8719.14, pp. 134-149, Washington 2008.
• 10. Williams D. S., Curry M. D.: Thermal protection materials: thermophysical property data, National Aeronautics and Space Administration - Reference Publication 1289, pp.15-19, Houston 1992.
• 11. Peterson E. G., Lynch K. D.: Micrometeoroid and Orbital Debris Environments for the International Space Station, The Aerospace Corporation: El Segundo 2007.