Математическое моделирование процессов сложного теплообмена и оптимизация параметров теплозащитного покрытия с системой радиационных э

Главная задача многоразовых космических аппаратов – значительно уменьшить стоимость доставки полезной нагрузки на низкую околоземную орбиту. Основной путь ее решения - снижения веса аппарата. Для этого теплозащитное покрытие (ТЗП) многоразового космического аппарата должно не только эффективно защищать поверхность конструкции от аэродинамического нагрева, но и быть легковесным [1]. Этим требованиям удовлетворяют теплозащитные покрытия на основе волокнистых материалов. Примерами подобных ТЗП могут служить жесткие керамические плитки и гибкие теплозащитные покрытия аппарата Space Shuttle [4], а также разрабатываемые покрытия с несущим корпусом для таких аппаратов как X33, Venture Star, X43 [1].