Ablative heat shield is supposed to be used for the reentry vehicles of next generation spacecrafts under design nowadays. These vehicles will have larger sizes (front shield diameter D ~ 5 m) and superorbital entering velocity (V ~ 11.6 km/s) after lunar and, further, martian missions. In this case for some thermal protection materials the flow regime with massive blowing (nondimensional blow parameter > 2) will occur. For these flow regimes a strong coupling exists between calculated values of convective and radiative heat fluxes and a gas mass blown from the vehicle surface. If radiative component of heat flux coexists with the blowing the surface heat transfer problem appears to be non-local because of influence of ablation gases blown upstream on the downstream boundary layer parameters (screening effect). In this case determination of heat transfer using separate (uncoupled) specification of corrections for convective heat flux reduction and shielding of the radiative heat flux due to blowing turns to be inappropriate. This leads to a necessity for solution of coupled heat transfer problem. This paper deals with the peculiarities of radiative-convective heat transfer of the capsule-shaped vehicle with ablative heat shield entering Earth atmosphere with su-perorbital velocity considered on the basis of solution of coupled problem. Shock layer and surface parameters are specified using Navier-Stokes equations for equilibrium air with account for blowing of TPS ablation products and radiation transport. Blowing gases composition and properties was accepted to be the same as for air.
На проектируемых в настоящее время спускаемых аппаратах (СА) космических транспортных средствах нового поколения больших размеров (диаметр лобового щита D ~ 5 м), при входе в атмосферу со второй космической скоростью (V ~ 11.6 км/с) после лунных, а позднее и марсианских экспедиций, предполагается использовать уносимый теплозащитный материал. В этом случае для некоторых теплозащитных материалов реализуется режим течения с сильным вдувом газообразных продуктов термохимического разрушения (безразмерный параметр вдува > 2). На таких режимах течения имеется сильная связь между рассчитываемыми величинами конвективного и лучистого тепловых потоков и уноса массы с поверхности аппарата. При наличии лучистой составляющей теплового потока и сильном вдуве задача теплообмена становится не локальной, что связано с влиянием на параметры пограничного слоя в данной точке поверхности, массы вдуваемого газа, поступающего в пограничный слой из областей, расположенных выше по потоку (эффект «завесы»). Раздельное опре-деление теплообмена с помощью поправок, учитывающих уменьшение конвективного теплового потока и экранировку лучистого потока, и уноса массы становится неправомерным. Это приводит к необходимости решения сопряженной задачи тепломассообмена. В статье на основе решения сопряженной задачи рассмотрены особенности лучисто-конвективного теплообмена СА сегментально-конической формы с уносимой тепловой защитой при их входе в атмосферу Земли со второй космической скоростью. Для определения параметров в ударном слое и на поверхности решаются уравнения Навье-Стокса для равновесно диссоциированного воздуха с учетом вдува продуктов разрушения тепловой защиты и переноса излучения. Состав и свойства вдуваемых газов приняты такими же, как у воздуха.
