Хомидзода Шахобуддин Хошим, Эшов Бахтиер Бадалович

Аннотация: 

В данной статье исследовано моделирование влияние аэродинамического нагрева носового конуса космических аппаратов, изготовленного из углерод-углеродных композитов с матрицей из карбида кремния (C/C+SiC). С использованием методов численного моделирования и расчётов в программных комплексах Abaqus/Standard и MATLAB изучены процессы теплопереноса, влияние температурного градиента и его временная эволюция в различных точках носового конуса. Полученные результаты показывают, что при движении космического аппарата в атмосфере передняя часть носового конуса, подвергается воздействию максимальных температур, после чего тепловой поток постепенно распространяется во внутренние слои конструкции. Результаты, полученные с использованием MATLAB, согласуются с данными температурного моделирования по программе Abaqus, что подтверждает корректность разработанной численной модели. Проведённое исследование демонстрирует, что композит C/C+SiC обладает высокой термостойкостью и может эффективно применяться в качестве материала систем тепловой защиты (Thermal Protection System, TPS) носовых частей космических аппаратов.

Ключевые слова: C/C+SiC, носовой конус, теплоперенос, Abaqus, MATLAB, система тепловой защиты (TPS), аэродинамика.