108–114 УДК 536.21 ОПТИМАЛЬНЫЙ ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ ЭКРАННО-ВАКУУМНОЙ ТЕПЛОИЗОЛЯЦИИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ © 2017 г. В. Ф. Формалев*, С. А. Колесник**, И. А. Селин, Е. Л. Кузнецова*** Московский авиационный институт (Национальный исследовательский университет), Россия *E-mail: formalev38@mail.ru **E-mail: sergey@oviont.com ***E-mail: lareyna@mail.ru Поступила в редакцию 07.12.2015 г. Моделируется теплоперенос в пакетах многослойных пластин экранно-вакуумной теплоизоляции космических аппаратов с целью определения характеристик тепловой защиты от продолжительного солнечного теплового потока. <...> Оптимальный выбор характеристик такой теплозащиты заключается в точном определении количества пластин и их особенностей. <...> Предложен новый абсолютно устойчивый метод численного решения задач теплопереноса. <...> Получены многочисленные результаты, позволившие сделать вывод о том, что экранно-вакуумная теплоизоляция обладает малой инерционностью прогрева, что неприемлемо. <...> Для устранения этого явления вводится инерционная теплоизоляция на внутренней поверхности теплоизоляции и проводится анализ ее теплового состояния. <...> DOI: 10.7868/S0040364417010094 ВВЕДЕНИЕ Вопросы тепловой и метеоритной защиты корпусов космических аппаратов (КА) были и остаются одними из насущных при проектировании как краткосрочных, так и долгосрочных КА. <...> Это в особенности актуально в отношении перспективных космических станций большого объема (типа космических дирижаблей) с гибкими корпусами, конструкции которых изготовлены с учетом тепловой защиты от солнечной радиации в виде экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ). <...> Последняя представляет собой набор пластин с безвоздушными зазорами (поэтому между пластинами отсутствует конвективный теплообмен), обработанных таким образом, что поверхности пластин обладают низкой степенью черноты (~0.1–0.3). <...> Ясно, что с позиции экономии массы ЭВТИ пластины должны иметь толщину как можно меньшую и в то же время достаточную для обеспечения прочностной жесткости <...>