Крыло гиперзвукового летательного аппарата в условиях его аэродинамического нагрева


 


Владельцы патента RU 2430857:

Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической и авиационной технике. Крыло гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) в условиях его аэродинамического нагрева содержит размещенный внутри крыла элемент, воспринимающий тепло от внутренней поверхности нагретой оболочки крыла и отводящий это тепло к менее нагретым участкам крыла. Этот элемент выполнен из электропроводящего материала, размещен с зазором внутри крыла и через автономный бортовой потребитель электроэнергии электрически соединен с его оболочкой. Достигается повышение надежности элементов конструкции ГЛА. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике, к тепловой защите частей корпусов летательных аппаратов (ЛА), совершающих полет со сверх- и гиперзвуковыми скоростями, и предназначено для повышения надежности конструкции крыла и других частей корпуса в условиях их аэродинамического нагрева.

В настоящее время в авиационной и ракетно-космической технике известны различные активные и пассивные устройства, обеспечивающие надежность частей корпуса ЛА (крыльев, носовых частей и др.) при их аэродинамическом нагреве.

Элементы ЛА с пассивной тепловой защитой, обеспечивающей надежность ЛА, в настоящее время широко используются в составе многоразовых транспортных космических кораблей типа «Space Shuttle» и «Буран» и на спускаемых аппаратах космических кораблей типа «СОЮЗ» и др. Так, для «Space Shuttle» и «Буран» - это многослойные покрытия из металлокерамических плиток (Нейланд В.Я., Тумин A.M. «Аэротермодинамика воздушно-космических самолетов. Конспект лекций». - г.Жуковский: ФАЛТ МФТИ, 1991 г., 201 с., с.131-137).

Такая тепловая защита имеет высокую стоимость, утяжеляет конструкцию ЛА и не обеспечивает требуемой надежности, что подтверждается авариями и происшествиями на «Space Shuttle», которые связаны с повреждениями тепловой защиты на старте. Также материалы такой тепловой защиты имеют низкие допустимые тепловые нагрузки, что приводит к увеличению габаритов крыльев и корпуса ЛА в ущерб минимизации аэродинамического сопротивления.

Известна активная система тепловой защиты - преобразования (см. патент России №2172278) углеводородного топлива с каталитическими реакторами химической регенерации тепла. В данной системе тепловой защиты тепло запускается внутрь ЛА и осуществляется термохимическое преобразование углеводородного топлива в каталитических реакторах. Таким образом, происходит охлаждение обшивки корпуса, кромок крыльев ЛА и обтекающего воздушного потока, а также улучшается горение топлива в камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя.

Известно устройство с активной тепловой защитой (см. патент России №2225330), состоящее из теплозащитного экрана определенного вида, отстоящего от корпуса гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) на определенном расстоянии с образованием разделенной на секции полости и источника охлаждающей среды в жидкой фазе, которая набрызгивается на внутреннюю поверхность внешней оболочки теплозащитного экрана. Вдобавок, устройство по патенту №2225330 имеет в своем составе множество различных датчиков. Таким образом, обеспечивается поддержание на внешней поверхности теплозащитного экрана заданной температуры в течение заданного времени. Но множество различных компонентов данного устройства создает трудности в обеспечении требуемого уровня надежности, повышает стоимость его разработки и эксплуатации.

Известна тепловая защита ЛА при аэродинамическом нагреве (см. патент US №6663051 В2 от 16 декабря 2003 года). Она включает два защитных слоя: внутренний слой, выполненный из огнеупорного материала, и внешний газово-доступный слой, выделяющийся при нагреве с последующем разложением и коксованием. Тем самым создается слой тепловой защиты при аэродинамическом нагреве. Использование данной системы сопровождается изменением формы ГЛА, а время ее функционирования определяется толщиной внешнего газово-доступного слоя.

Однако эти устройства очень сложны, поэтому не обладают высоким уровнем надежности. При этом реализация и использование этих устройств, ввиду их сложности, имеет высокую стоимость.

Ближайшим из аналогов по технической сущности к заявленному изобретению является патент РФ №2149808, МПК7 BG4G 1/58, BG4G 1/38, BG4G 1/36, от 08.09.1999 г. на «Способ неразрушающей тепловой защиты передней кромки летательного аппарата от воздействия интенсивного теплового потока и передняя кромка летательного аппарата с неразрушающейся тепловой защитой».

Передняя кромка крыла ЛА с неразрушающейся тепловой защитой выполнена в виде оболочки минимального аэродинамического сопротивления, из материала с высокой излучательной способностью и коэффициентом теплопроводности, в полости оболочки установлен светопрозрачный стержень, который плотно прилегает к внутренней поверхности оболочки и оптически связан со стороны, противоположной затуплению, со средством для транспортировки лучистой энергии из полости кромки. Кроме того, кромка имеет сферическое затупление и боковые поверхности, воспринимающие пониженные тепловые нагрузки.

Данный аналог работает следующим образом.

При полете ЛА передняя кромка крыла нагревается. Тепловая энергия аэродинамического нагрева излучается и кондуктивно отводится в зону с пониженными тепловыми нагрузками, из которой переизлучается. Радиационный тепловой поток с внутренней поверхности кромки транспортируются через светопрозрачный стержень в среду с более низкой температурой.

Таким образом, внутри кромки обеспечивается более равномерное распределение температур и увеличивается площадь излучающей поверхности при малых габаритах, снижаются максимальные значения температуры и парируются кратковременные пики тепловой нагрузки, что в общем повышает надежность крыла. Особенность работы данного устройства состоит в том, что отвод тепла происходит через излучение. При этом отвод тепла через эмиссию электронов практически не осуществляется и не учитывается. Однако при высоких скоростях ЛА и значительном нагреве его конструкции доля отвода тепла за счет эмиссии электронов может быть превалирующей по сравнению с излучением (Ушаков Б.А., Никитин В.Д., Емельянов И.Я. Основы Термоэмиссионного преобразования энергии. - М.: Атомиздат, 1974 г., 288 с., например, с.122-123).

Технической задачей заявляемого изобретения, вытекающей из современного уровня развития науки и техники, является снижение температурно-напряженного состояния частей крыла и повышение на этой основе его надежности при аэродинамическом нагреве за счет эмиссии электронов с внутренней поверхности нагреваемых частей крыла, которые воспринимаются электропроводящим элементом с более низкой температурой, соединенным с нагреваемой частью крыла через бортовой потребитель электрической энергии.

Указанная задача решается за счет того, что в заявляемом изобретении в передней кромке ЛА с неразрушающей тепловой защитой передней кромки, эта кромка непосредственно включена в контур охлаждения, для чего на внутреннюю поверхность внешней оболочки (кромки крыла) ЛА нанесен эмиссионный слой, обеспечивающий эмиссию электронов, которые воспринимаются электропроводящим элементом с более низкой температурой (анодом), размещенным с зазором внутри крыла. Через этот элемент и бортовой потребитель электроэнергии электроны транспортируются к нагреваемому элементу конструкции, что обуславливает возникновение электрического тока в цепи: термоэмиссионное покрытие, эмитирующее электроны при нагреве (катод), элемент, воспринимающий электроны (анод), автономный бортовой потребитель, нагреваемая часть корпуса ЛА.

Кроме того, внутренняя полость нагреваемой части кромки крыла ЛА герметизирована и вакуумирована, и в нее под давлением до 20 мм рт.ст. (Ушаков Б.А., Никитин В.Д., Емельянов И.Я. Основы термоэмиссионного преобразования энергии. - М.: Атомиздат, 1974 г., 288 с., например, с.44) введены химические элементы, например цезий, барий и т.д. или их соединения, преимущественно в парообразной фазе. Эти элементы и их соединения уменьшают работу выхода электронов и нейтрализуют образующийся в зазоре объемный заряд электронов, препятствующий дальнейшей эмиссии электронов. Нейтрализация данного объемного заряда достигается с помощью ионов этих элементов или соединений, образующихся на поверхности катода или в объеме межэлектродного промежутка. Нагреваемая часть крыла ЛА соединена с бортовым потребителем электроэнергии через токоввод, а электропроводящий элемент, воспринимающий тепловое излучение и электроны эмиссии, соединен с бортовым потребителем электроэнергии через токовывод.

Следовательно, в заявляемом крыле ГЛА в условиях его аэродинамического нагрева обеспечивается охлаждение нагретых частей корпуса и крыла ЛА, за счет отбора от них тепла, затрачиваемого не только на тепловое излучение, но и на эмиссию электронов, с последующим транспортированием их к менее нагретому (охлаждаемому) элементу (аноду), воспринимающему излучение и электроны эмиссии, а от него через автономный бортовой потребитель электроэнергии электроны эмиссии вновь возвращаются к нагретой части корпуса. В этом и состоит принципиальное отличие заявляемого устройства от (ближайшего аналога) прототипа.

Единым техническим результатом, достигаемым при осуществлении заявляемого изобретения, является снижение температурно-напряженного состояния частей корпуса ЛА и повышение на этой основе их надежности (в данном случае крыла) при аэродинамическом нагреве путем обеспечения отвода от них тепла за счет эмиссии электронов с внутренней поверхности нагреваемых частей ЛА. Одновременно с этим получается электрическая энергия, которая является частью возвращаемой энергии топлива, ранее затраченной на преодоление силы лобового сопротивления, приводящей в полете к нагреву частей ЛА.

Таким образом, благодаря новой совокупности существенных признаков, решается поставленная задача и достигается указанный выше технический результат.

На чертеже представлено заявляемое крыло гиперзвукового ЛА в разрезе.

Представленное на чертеже крыло имеет в своем составе внешнюю оболочку 1 нагреваемой части корпуса ЛА, воспринимающей динамические и тепловые нагрузки. Эмиссионный слой 2, нанесен на внутреннюю поверхность оболочки 1. Оболочка 1 и эмиссионный слой 2 образуют многослойный электрод - катод, а находящийся с зазором δ от него проводящий элемент 3 - анод предназначен для поглощения электронов эмиссии. Для дополнительного отвода тепла от анода 3 и тепла, излучаемого катодом, и повышения надежности нагреваемых в полете частей ЛА, предназначен охлаждающий элемент 4 бортовой системы терморегулирования с каналами 5 циркуляции охлаждющего продукта, например топлива, который контактирует с анодом 3 через электроизолирующий слой 6. Емкость 7 служит для хранения и введения в промежуток между анодом 3 и катодом - многослойным электродом, образованным оболочкой 1 и эмиссионным слоем 2, то есть в межэлектродную герметизированную и выкуумированную полость 8 паров цезия и других химических элементов типа бария, кислорода, водорода, различных химических соединений, что приводит к снижению работы выхода электродов и компенсации пространственного заряда. Дистанциаторы 9, выполненые из электроизолирующего материала, например, керамики, предназначены для фиксации и поддержания заданного расстояния δ между катодом - многослойным электродом, образованным оболочкой 1 и эмиссионным слоем 2, и анодом 3, и для герметизации полости 8. Токовывод 10 анода 3 предназначен для обеспечения прохождения электронов к бортовым системам - потребителям 11 электрической энергии. Совершив полезную работу, электроны возвращаются через токоввод 12 катода. Таким образом, устанавливается постоянная циркуляция носителей тепла - электронов и тем самым обеспечивается постоянный отвод тепла от нагреваемой в полете оболочки крыла. Силовой кронштейн 13 предназначен для крепления элементов, участвующих в отводе тепла от нагреваемой части 1 (оболочки крыла). Кронштейн 13 установлен внутри оболочки 1 крыла и соединен с ней через электроизолирующую прокладку 14. В герметизированую полость 8 нагреваемой части крыла из емкости 7 под давлением до 20 мм рт.ст. введены химические элементы (цезий, барий и др.) и соединения преимущественно в парообразной фазе. Анод 3 термически через электроизолирующий слой 6 контактирует с охлаждающим элементом 4, охлаждающие каналы 5 которого соединены с охлаждающей магистралью бортовой системы терморегулирования (охлаждения).

Заявленное крыло работает следующим образом. При полете ЛА с большими скоростями происходит нагрев оболочки 1 крыла ЛА и эмиссионного слоя 2. При этом эмиссионный слой 2 начинает излучать и эмитировать электроны. Электроны забирают с собой и переносят на анод 3 значительную часть тепла аэродинамического нагрева оболочки 1. За счет этого происходит электронное охлаждение катода, образованного оболочкой 1 и нанесенным на него эмиссионным слоем 2. Интенсивность этого охлаждения в некоторых случаях выше охлаждения излучением (Ушаков Б.А., Никитин В.Д., Емельянов И.Я. Основы термоэмиссионного преобразования энергии. - М.: Атомиздат, 1974 г., 288 с., например, с.123-124). Пересекая вследствие термоэмиссии межэлектродный зазор δ, электроны осаждаются на аноде 3, который через электроизолирующий слой 6 дополнительно охлаждается бортовой системой с помощью охлаждающего элемента 4 через его каналы 5. Тем самым поддерживается высокий перепад температур между катодом - многослойным электродом, образованном оболочкой 1 и эмиссионным слоем 2, и анодом 3. Одновременно поступающие в герметизированную полость 8 эти химические элементы уменьшают работу выхода электронов из покрытия 2 и нейтрализуют объемный заряд, препятствующий этому. В результате чего через токовывод 10 анода 3 осаждающиеся на нем электроны через бортовой автономный потребитель 11 электроэнергии и токоввод 12 вновь возвращаются к нагретой оболочке 1 крыла. Одновременно находящиеся в герметизированной полости 8 крыла в парообразном состоянии элементы (цезий, барий, кислород, водород и др.), осаждаясь на эмиссионном слое 2 катода, снижают работу выхода электронов с него и способствуют их переходу на анод 3, что увеличивает силу тока через бортовой потребитель 11 электроэнергии.

В результате чего в электрической цепи, образованной анодом 3, токовыводом 10, бортовым потребителем 11, токовводом 12 и многослойным катодом, образованным оболочкой 1 и эмиссионным слоем 2, начинает протекать ток, обеспечивающий как охлажение нагреваемой оболочки 1, так и получение на борту дополнительной электрической мощности. Дополнительно тепло от анода 3 через электроизолирующий слой 6 отводится с помощью имеющегося на борту ЛА элемента 4 системы охлаждения, через ее каналы 5 находящегося в тепловом контакте с анодом 3. В этом случае поступающий в каналы 5 элемента 4 системы охлаждения хладагент (охлаждающий продукт) отбирает часть тепла от анода 3, что также способствует поддержанию разности температур между анодом 3 и катодом, образованным оболочкой 1 и эмиссионным слоем 2, необходимой для поддержания направленного движения электронов.

После совершения работы под нагрузкой в бортовом потребителе 11 электроны возвращаются к многослойному катоду, образованному оболочкой 1 и эмиссионным слоем 2, через токоввод 12. Средняя удельная электрическая мощность может достигать 10-25 Вт/см2 площади эмиссии (Ушаков Б.А., Никитин В.Д., Емельянов И.Я. Основы термоэмиссионного преобразования энергии. - М.: Атомиздат, 1974 г., 288 с.), а КПД может достигать 10-25%. То есть 10-25% тепла аэродинамического нагрева частей ЛА превращается в электрическую энергию, обеспечивающую охлаждение оболочки 1 крыла и повышение на этой основе его надежности.

При снижении скорости ЛА вследствие охлаждения оболочки 1 крыла (катода) протекание тока в цепи, образованной катодом (оболочка 1 и эмиссионный слой 2), анодом 3, токовыводом 10, потребителем 11, токовводом 12 и вновь катодом, постепенно прекращается. Кроме того, нагрев катода - многослойного электрода, образованного оболочкой 1 и эмисионным слоем 2, регулируется изменением сопротивления бортового потребителя 11 электроэнергии.

В предлагаемом крыле по мере нагрева оболочки 1 крыла увеличивается отвод тепла от нее. При снижении скорости ЛА и уменьшении нагрева оболочки 1 отвод тепла от оболочки 1 уменьшается, в результате чего в предлагаемом крыле автоматически регулируется нагрев его оболочки.

Технический эффект, получаемый в результате использования заявляемого изобретения заключается в том, что происходит снижение температурно-напряженного состояния частей крыла и повышение на этой основе его надежности при аэродинамическом нагреве за счет эмиссии электронов с внутренней поверхности нагреваемых частей крыла, которые воспринимаются электропроводящим элементом с более низкой температурой, соединенным с нагреваемой частью крыла через бортовой потребитель электрической энергии. Одновременно с этим получается электрическая энергия, которая является частью возвращаемой энергии топлива, ранее затраченной на преодоление силы лобового сопротивления, приводящей в полете к нагреву частей ЛА.

Предлагаемое крыло ГЛА вследствие включения ее оболочки в контур охлаждения отражает более высокий уровень развития науки и техники, обладает повышенной надежностью и обеспечивает преобразование тепловой энергии нагреваемой оболочки в электрическую энергию на борту ГЛА.

1. Крыло гиперзвукового летательного аппарата в условиях его аэродинамического нагрева, включающее размещенный внутри крыла элемент, воспринимающий тепло от внутренней поверхности нагретой оболочки крыла и отводящий это тепло к менее нагретым участкам крыла, отличающееся тем, что этот элемент выполнен из электропроводящего материала и размещен с зазором внутри крыла и электрически через автономный бортовой потребитель электроэнергии соединен с его оболочкой.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что на внутреннюю поверхность нагреваемой оболочки крыла нанесен эмиссионный слой.

3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что внутренняя полость нагреваемой части крыла ЛА между эмиссионным слоем, нанесенным на внутреннюю поверхность оболочки крыла, и отстоящим от него с зазором проводящим элементом, герметизирована и вакуумирована.

4. Устройство по п.3, отличающееся тем, что в герметизированную полость нагреваемой части крыла под давлением до 20 мм рт. ст. введены химические элементы (цезий, барий) преимущественно в парообразной фазе.

5. Устройство по п.1, отличающееся тем, что размещенный внутри крыла элемент, воспринимающий тепло от внутренней поверхности нагретой оболочки крыла, термически через электроизолирующий слой контактирует с охлаждающим элементом, охлаждающие каналы которого соединены с охлаждающей магистралью бортовой системы терморегулирования (охлаждения).



 

Похожие патенты:

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 авиационной и ракетной технике и может быть использовано при тепловой защите кромки передней части летательных аппаратов. .

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 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.
Изобретение относится к ракетно-космической технике. Способ охлаждения корпуса движущейся ракеты реализуется путем формирования сужающегося в направлении ее движения вихревого воздушного потока, раскручивающего от потока воздуха, создаваемого закрепленными на обруче лопастями. Вращение лопастей осуществляется вокруг внешней поверхности корпуса ракеты. Изобретение направлено на снижение температурного воздействия встречного потока воздуха на корпус движущейся ракеты.

Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта имеет конусообразную форму тела с низким сопротивлением, симметричную относительно центральной оси, и элемент деформации, имеющий волнообразную форму. Каждый вариант носовой части отличается компонентой искажения формы. Группа изобретений направлена на снижение сопротивление трения. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 39 ил., 1 табл.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается защитных панелей. Защитная панель летательного аппарата (ЛА) состоит из плиток, жестко закрепленных на внешней поверхности ЛА. На каждой плитке выполнены выступ в центральной части и вырезы на краях. Плитки соединены между собой внахлест с образованием равных относительному температурному расширению плиток зазоров между краями плиток и стенками ответных вырезов соседних плиток. Во внешней поверхности ЛА выполнены отверстия, в которых размещены центральные выступы плиток. Плитки выполнены из жаростойкого материала и образуют внешний обвод ЛА. Достигается упрощение и повышение надежности конструкции защитной панели ЛА. 4 ил.
Наверх