Способ тепловой защиты передней кромки летательного аппарата



Способ тепловой защиты передней кромки летательного аппарата
Способ тепловой защиты передней кромки летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2400396:

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Томский государственный университет (ТГУ) (RU)

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике и может быть использовано при тепловой защите кромки передней части летательных аппаратов. Способ включает нанесение на защищаемую поверхность теплозащитного покрытия в виде слоя композиционного материала, содержащего разлагающийся наполнитель. В период резкого нарастания тепловой нагрузки осуществляют продольные набегающему высокотемпературному потоку колебания передней кромки летательного аппарата, для чего ее оборудуют вибратором. Технический результат заключается в повышении надежности тепловой защиты передней кромки летательного аппарата. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

1. Область техники

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике и может быть использовано при тепловой защите передней части летательных аппаратов (ЛА), совершающих полет в атмосфере со сверх- и гиперзвуковыми скоростями.

2. Уровень техники

При движении летательного аппарата в атмосфере с высокими скоростями переход кинетической энергии в тепловую приводит к тому, что тепло, подведенное к поверхности, и, в первую очередь, к передней кромке, может полностью разрушить конструкцию, выполненную из теплостойкого металла или другого огнеупорного материала. Аналогами предлагаемого способа являются многочисленные пассивные методы защиты с помощью высокотемпературных покрытий, которые наносятся на поверхность аппарата в процессе его изготовления на Земле и являются его неотъемлемой частью. Покрытия выполняют, как правило, многослойными, и формируют путем обмазки с последующим отверждением, намотки листового материала, наклейки теплозащитных плиток и т.п. В качестве материала для изготовления теплозащитных покрытий используют тугоплавкие окислы металлов, композиционные материалы (КПМ), такие как углепластики, кремнийорганические соединения и пр. [1-4].

Наиболее близким по технической сущности является известный способ создания на поверхности защищаемой стенки разрушающейся тепловой защиты, состоящей из наполнителя и связующего. Способ основан на отводе тепла за счет фазовых превращений разлагающегося наполнителя. При этом часть теплозащитного покрытия переходит в газообразное состояние, для чего необходимы затраты энергии [5]. Данный способ является комбинированным, поскольку полимерные материалы, помимо поглощения тепла, блокируют набегающий тепловой поток за счет вдува образующегося газа в пограничный слой. В известном способе в качестве разрушающегося теплозащитного покрытия используют полимерные материалы, которые наносят на защищаемую стенку. На разрушение материала затрачивается значительная часть тепла, поступающего к поверхности стенки извне, в результате лишь малая его часть проникает внутрь аппарата за счет теплопроводности (способ принят за прототип).

Недостатками прототипа является невозможность увеличивать расход разрушающегося теплозащитного материала при резком возрастании тепловых нагрузок в условиях спуска ЛА.

3. Сущность изобретения

Технической задачей, на решение которой направлен заявляемый способ, является возможность управления тепловыми характеристиками ЛА за счет увеличения скорости разложения наполнителя композиционного материала, использующегося в качестве теплозащитного покрытия, и обеспечение более эффективной и надежной тепловой защиты передней кромки ЛА.

Поставленная задача решается тем, что в способе тепловой защиты передней кромки ЛА, использующем в качестве теплозащитного покрытия композиционный материал с разлагающимся наполнителем, осуществляют продольные набегающему высокотемпературному потоку колебания передней кромки ЛА, для чего ее оборудуют вибратором. Это позволяет в нужный момент увеличить скорость разложения наполнителя КПМ, обеспечивая тем самым более эффективное снижение температуры защищаемой поверхности. Параметры вибрации выбирают в области, не нарушающей прочностные характеристики КПМ. Связующее играет роль пористого каркаса. Наполнитель после нагрева переходит в другое агрегатное состояние - жидкость и газ. Колебания КПМ, осуществляемые согласно изобретению, интенсифицируют межфазный теплообмен между связующим и наполнителем. Появляется дополнительный перенос тепла вглубь материала за счет изменения коэффициента теплопроводности. При наличии колебаний температура на глубине от поверхности КПМ повышается, этот процесс сопровождается более ранним термическим разложением наполнителя, фильтрацией продуктов газификации через образующийся кокс и поры к внешней поверхности. Наполнитель современных КПМ представляет собой, как правило, полимерные смолы. Для полимерных материалов коэффициент динамической вязкости сильно зависит от температуры. Скорость фильтрации возрастает вследствие уменьшения коэффициента динамической вязкости при увеличении температуры. Колебания поверхности приводят к усилению межфазного теплообмена наполнитель-связующее, поглощая тепло. Интенсификации вдува продуктов газификации приводит к разбавлению высокотемпературных струй низкотемпературными и к оттеснению внешнего потока, снижая тепловые нагрузки к стенке.

4. Перечень чертежей и иных материалов

На фиг.1 показана схема осуществления предложенного способа тепловой защиты передней кромки летательного аппарата. На фиг.2 показаны зависимости температуры поверхности передней кромки летательного аппарата от времени.

5. Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения

Передняя кромка ЛА может быть выполнена в форме сферического затупления 1 (фиг.1), на поверхность которой со стороны набегающего высокотемпературного потока нанесено теплозащитное покрытие 2 из КПМ. Передняя кромка оборудована вибратором 4, например, кулачковым, с помощью которого осуществляют продольные набегающему высокотемпературному потоку 3 колебания упомянутой кромки 1.

При помощи упомянутого вибратора 4 в нужный момент осуществляют колебания передней кромки ЛА, что приводит к увеличению скорости разложения наполнителя КПМ за счет интенсификации межфазного теплообмена между связующим и наполнителем, обеспечивая тем самым управление процессом тепловой защиты.

Пример. Предложенный способ тепловой защиты передней кромки летательного аппарата испытан в лабораторных условиях на испытуемой модели (фиг.1), изготовленной из нержавеющей стали (толщина стенки 1·10-3 м) и выполненной в форме сферического затупления 1. На поверхность сферического затупления со стороны набегающего высокотемпературного потока 3 нанесено теплозащитное покрытие из КПМ 2. Для моделирования высокотемпературного потока использовалась струя плазмотрона со среднемассовой температурой То до 5000 К и скоростью до 60 м/с. Продольные набегающему потоку колебания передней кромки осуществляли с помощью вибратора 4, выполненного на основе электродвигателя с насажденной на ось кулачковой шестерней. Частота колебаний f задавалась геометрическими размерами шестерни и скоростью вращения вала электродвигателя. Амплитуда колебаний защищаемой стенки составляла 0,8-1 мм.

На фиг.2 приведены результаты испытаний, показывающие изменение температуры Tw. поверхности передней кромки ЛА во времени для композиционных покрытий УП-ЦТ и П5-13, полученные при различных частотах колебаний f передней кромки и массовых концентрациях (р наполнителя КПМ. Из чертежей видно, что при частотах 3-70 Гц за счет снижения тепловых нагрузок к стенке температура защищаемой поверхности меньше, чем температура той же поверхности без использования вибратора. При частотах меньше 3 Гц снижение температуры не наблюдалось вследствие малой скорости разложения наполнителя КПМ. При частотах больших 75 Гц нарушались прочностные характеристики КПМ, что приводило к резкому нагреву защищаемой поверхности. Массовое содержание φ наполнителя КПМ, при котором наблюдалось уменьшение температуры защищаемой поверхности, находится в диапазоне 30-47%. При φ<30% эффект снижения температуры защищаемой поверхности отсутствует из-за малой скорости вдува продуктов газификации наполнителя КПМ в пограничный слой. При φ≥47% ухудшаются прочностные свойства КПМ, что со временем приводит к росту Tw.

Использование предложенного способа позволяет управлять тепловыми характеристиками ЛА и повысить эффективность и надежность тепловой защиты передней кромки ЛА.

Источники информации

1. Усовершенствованное покрытие с высокой термической стойкостью, заявка Франции №2542278.

2. Трехслойный тепловой экран, заявка Франции №2638709.

3. Высокотемпературная теплоизоляция система, заявка ФРГ №3741733.

4. Теплозащитная оболочка летательного аппарата, заявка РФ №94001480.

5. Полежаев Ю.В., Юрьевич Ф.Б. Тепловая защита. - М.: Энергия, 1976, С.23 (прототип).

1. Способ тепловой защиты передней кромки летательного аппарата, включающий нанесение на защищаемую поверхность теплозащитного покрытия в виде слоя композиционного материала, содержащего разлагающийся наполнитель, отличающийся тем, что в период резкого нарастания тепловой нагрузки осуществляют продольные набегающему высокотемпературному потоку колебания передней кромки летательного аппарата, для чего ее оборудуют вибратором.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что массовое содержание упомянутого наполнителя выбирают из диапазона 30-47%.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что частоту воздействия упомянутого вибратора выбирают в диапазоне 3-75 Гц.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к административным самолетам большой дальности. .

Изобретение относится к области баллистики, в частности к способам обеспечения высокоэффективной защиты элементов конструкций ракетно-космической техники от воздействия высокоинтенсивных объемных источников тепла и высокоскоростных кинетических ударников с помощью специального покрытия.

Изобретение относится к технологии получения многослойных изделий, которые могут быть использованы в областях техники, в которых изделия работают при криогенных температурах и/или в условиях аэродинамического нагрева.

Изобретение относится к средствам защиты микроэлектронных регистраторов информации и может быть использовано в защищенных бортовых накопителях полетной информации самолетов и вертолетов.

Изобретение относится к средствам защиты микроэлектронных регистраторов информации и может быть использовано в защищенных бортовых накопителях полетной информации самолетов и вертолетов.

Изобретение относится к средствам защиты микроэлектронных регистраторов информации и может быть использовано в защищенных бортовых накопителях полетной информации самолетов и вертолетов.

Изобретение относится к средствам защиты микроэлектронных регистраторов информации и может быть использовано в защищенных бортовых накопителях полетной информации самолетов и вертолетов.

Изобретение относится к средствам защиты микроэлектронных регистраторов информации и может быть использовано в защищенных бортовых накопителях полетной информации самолетов и вертолетов.

Изобретение относится к средствам тепловой защиты летательных аппаратов. .
Изобретение относится к теплотехнике и может использоваться для защиты космических аппаратов и спускаемых объектов (от механических повреждений или перегрева) как в космосе, так и при входе в плотные слои атмосферы.

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике, в частности к тепловой защите передних кромок и носовой части летательных аппаратов (ЛА) при полете со сверх- и гиперзвуковыми скоростями

Изобретение относится к ракетно-космической и авиационной технике

Изобретение относится к области тепловой защиты авиационной и космической техники

Изобретение относится к способу тепловой защиты летательных аппаратов с использованием композиционных теплозащитных материалов

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике и касается тепловой защиты частей корпусов летательных аппаратов (ЛА), совершающих полет со сверх- и гиперзвуковыми скоростями. Крыло гиперзвукового ЛА содержит размещенный на его поверхности эмиссионный слой (2), который через бортовой потребитель электроэнергии (7) соединен с электропроводящим элементом (3). Электропроводящий элемент (3) через электроизоляционный слой (4) термически связан с каналами (6), соединенными с охлаждающей магистралью бортовой системы терморегулирования. Термоэмиссионный слой (2) размещен на внешней поверхности крыла в области передней кромки. Электропроводящий элемент (3) через электроизоляционный слой (6) установлен у задней кромки крыла. Достигается снижение температуры нагреваемых в полете тонкопрофильных крыльев и других аэродинамически нагреваемых элементов конструкции, повышение надежности за счет термоэлектронной эмиссии во внешнюю среду и выноса элементов системы охлаждения на наружную поверхность крыла ГЛА, снижение лобового сопротивления. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к термостойким системам теплозащиты поверхности гиперзвуковых летательных и возвращаемых космических аппаратов. Термостойкая система теплозащиты состоит из теплоизоляционного и теплозащитного слоя, включающего композиты с керамической матрицей, армированной теплостойкими волокнами и содержащей сублимирующее твердое вещество. Сублимирующее твердое вещество включает стабилизированные предкерамические кремнийорганические полимеры, содержащие атомы С, Si и Н, а также гетероатомы германия. В качестве керамической матрицы теплозащитный слой содержит карбиды, или бориды тугоплавких металлов, или их смеси. Также сублимирующее твердое вещество может включать германаты тугоплавких металлов. Достигается более эффективная теплозащитная система. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 пр.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям сверхзвуковых летательных аппаратов. Носовая часть летательного аппарата содержит кабину управления с вытянутой вперед головкой в форме усеченного конуса с прикрепленной к его вершине пластиной, изготовленной из жаростойкого материала и расположенной перпендикулярно или наклонно к набегающему воздушному потоку. По периметру основания усеченного конуса установлен на ребро обруч, изготовленный из жаростойкого материала и расположенный перпендикулярно или наклонно к набегающему воздушному потоку. Ребро обруча имеет переменную высоту. Достигается уменьшение аэродинамического нагрева носовой части летательного аппарата. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике, в частности к активной тепловой защите теплонапряженных передних кромок гиперзвукового беспилотного летательного аппарата (БПЛА). Устройство активной теплозащиты и модуляции аэродинамического сопротивления гиперзвукового БПЛА содержит теплоноситель и средства формирования теплозащитного слоя. Внутри носовой части БПЛА между его передней кромкой и камерой сгорания силовой установки размещен цилиндрический газоструйный резонатор с системой управляемых клапанов, расположенных на боковой стенке резонатора. Открытый вход резонатора совмещен с передней кромкой БПЛА и направлен навстречу набегающему потоку. На внешней поверхности резонатора установлены контейнер с теплоносителем в виде метангидрата и преобразователь метангидрата в смесь паров воды и метана, которая, находясь под давлением в пульсирующем режиме с частотой более 100 Гц, с помощью системы управляемых клапанов газоструйного резонатора обеспечивает возможность формирования на открытом входе резонатора защитного слоя, предохраняющего переднюю кромку БПЛА от пиковых тепловых нагрузок. Достигается снижение пиковые тепловые нагрузки на элементы конструкции гиперзвукового БПЛА и повышение топливной эффективности его силовой установки. 1 ил.
Изобретение относится к активной тепловой защите теплонапряженных элементов конструкции летательного аппарата (ЛА), управлению его обтеканием и работой силовой установки. Способ включает формирование защитного слоя из продуктов разложения метангидрата (смеси паров воды и метана). Последние вводят через открытый вход газоструйного резонатора навстречу набегающему потоку под давлением в пульсирующем режиме с частотой более 100 Гц. Модуляция аэродинамического сопротивления способствует устойчивости пограничного слоя в окрестности защищаемых элементов конструкции ЛА. При поглощении энергии набегающего потока и излучения головной ударной волны происходят диссоциация молекул воды и метана и реакции синтеза. Компоненты разложения метангидрата, а также продукты синтеза водорода и ацетилена направляют в камеру сгорания силовой установки ЛА. Технический результат изобретения заключается в снижении пиковых тепловых нагрузок на элементы конструкции ЛА, увеличении срока их службы и повышении топливной эффективности силовой установки ЛА.
Наверх