Способ охлаждения головной части летательного аппарата



Способ охлаждения головной части летательного аппарата
Способ охлаждения головной части летательного аппарата
Способ охлаждения головной части летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2463209:

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

Изобретение относится к области тепловой защиты авиационной и космической техники. Для охлаждения головной части летательного аппарата охлаждающую жидкость подают на внешнюю поверхность пористой оболочки навстречу набегающему высокотемпературному газовому потоку. На головную часть налагают осевые вибрации интенсивностью 0,03 Вт/м2≤I≤1,2 Вт/м2, а параметр вдува охлаждающей жидкости Re выбирают из диапазона 1·103≤Re<1,2·103. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Способ относится к авиационной и космической технике, а именно к способам охлаждения головных элементов конструкций летательных аппаратов.

Известен способ теплозащиты гиперзвукового летательного аппарата (ЛА), в котором отсасывают пограничный слой через сквозные отверстия в обшивке во внутреннюю вакуумированную полость и охлаждают эту обшивку за счет адиабатического расширения отсасываемого газа [1].

Указанный способ может оказаться не всегда эффективным, поскольку во внутреннюю полость отсасывают горячий газ, что в конечном итоге приводит к нагреву обшивки. Кроме того, вес конструкции ЛА при данном способе охлаждения возрастает, так как требуется вакуумный насос, система его крепления в аппарате. Соответственно усложняется и конструкция ЛА.

Наиболее близким по технической сущности является способ тепловой защиты летательного аппарата с помощью теплозащитного экрана. Способ заключается в том, что охлаждающую текучую среду подают в жидкой фазе в теплозащитный экран, испаряют ее на внутренней стороне наружной оболочки теплозащитного экрана с обеспечением выхода пара в окружающую атмосферу через поры в поверхности наружной пористой оболочки теплозащитного экрана [2]. Выбран за прототип.

Поскольку процесс нагрева и испарения аналогичен известным своей неустойчивостью процессам, таким как кипение жидкости в большом объеме или испарение потока жидкости в обогреваемых каналах [3], то недостаток известного способа связан с возникновением неустойчивых режимов охлаждения стенок оболочки [4]. На фиг.1.а приведена гидродинамическая картина охлаждения головной части летательного аппарата. Развитие неустойчивых режимов в системе охлаждения способа-прототипа можно проиллюстрировать с помощью графического материала (фиг.1.б). Режимы охлаждения осесимметричной оболочки с полусферическим проницаемым затуплением отражены в виде зависимости относительной функции теплообмена

(где q+ - теплообмен с возмущениями и q- - без них) от параметра вдува Re (Re=4G/πµd, где G - расход охладителя, d - диаметр отверстия для протекания жидкости, µ - коэффициент динамической вязкости жидкости).

Область течения 4 соответствует режиму охлаждения стенки за счет вынужденной конвекции жидкости. В этом режиме охлаждения внутренний объем оболочки полностью заполнен водой, которая вытекает под давлением через круглое отверстие и испаряется в высокотемпературном потоке плазмы на расстоянии (0,5-1,0)·10-3 м от стенки.

Область течения 5 соответствует обращенному дисперсно-кольцевому режиму охлаждения стенки. Такой режим течения обусловлен развитым пузырьковым кипением жидкости. Через круглое отверстие навстречу высокотемпературному потоку подается парожидкостная струя. Расход струи неустойчив с течением времени и хаотически изменяется вследствие течения двухфазного потока через круглое отверстие относительно малого диаметра. Диаметр паровых пузырей становится сравним с диаметром выходного отверстия, что неизбежно приводит к резкому нагреву защищаемой поверхности.

Область течения 6 соответствует снарядному режиму охлаждения стенки. При таком режиме паровый пузырь движется не в спутном потоке жидкости, а навстречу потоку, что обусловлено интенсивными тепловыми нагрузками к охлаждаемой стенке. Снарядный режим может сопутствовать обращенному дисперсно-кольцевому и автоколебательному режимам охлаждения стенки.

Область 7 - переходная область.

Область течения 8 соответствует автоколебательному режиму охлаждения стенки. При относительно небольших расходах охлаждения жидкости на внутренней стороне стенки начинается процесс пузырькового кипения, при этом температура стенки резко возрастает. Возрастание температуры стенки интенсифицирует процесс испарения, возникает пленочное кипение. Интенсивное испарение жидкости приводит к повышению давления пара внутри объема и сильному вдуву через круглое отверстие. Происходит оттеснение набегающего высокотемпературного потока, температура стенки падает. Снижение температуры стенки замедляет скорость парообразования и приводит к вытеснению пара из внутреннего объема поступающей жидкостью. Этот процесс периодически повторяется.

Область течения 9 соответствует паровому режиму охлаждения стенки. Такой режим охлаждения возникает при низких значениях расхода жидкости и высоких значениях теплового потока в стенку. Через круглое отверстие навстречу набегающему высокотемпературному потоку вдувается пар, но расхода пара не хватает для оттеснения набегающего потока, поэтому температура стенки непрерывно возрастает.

Неустойчивые автоколебательный, дисперсно-кольцевой и снарядный режимы охлаждения стенки снижают эффективность и надежность активных методов тепловой защиты. Этот недостаток следует устранить.

Технической задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является повышение эффективности охлаждения головной части ЛА.

Поставленная задача решается тем, что, в дополнение к основным признакам способа-прототипа, устраняют возникающие неустойчивые режимы течения охлаждающей жидкости (режимы 3, 4, 5) за счет наложения линейных вибраций. При этом на головную часть ЛА налагают осевые вибрации интенсивностью

а значение параметра вдува охлаждающей жидкости Re выбирают из диапазона 1·103≤Re≤1,2·103.

Такое решение повышает эффективность тепловой защиты наиболее теплонапряженной части элементов конструкций аэрокосмической техники. При I<0,03 Вт/м2 влияние вибрации стенки не наблюдается, а при I>1,2 Вт/м2 возникает дополнительная турбулизация течения газа. За счет гидродинамического сопротивления подача жидкости охладителя снижается, и, как следствие этого, величина теплового потока в стенку возрастает. Оптимальный режим тепломассообмена охлаждающей жидкости в области защищаемой поверхности осуществляется при изменении гидродинамического параметра вдува Re в диапазоне 1≤Red≤1,2. При Red>1,2 расход охлаждающей жидкости возрастает, и возникают дополнительно неустойчивые режимы 7, 8. Тепловая защита поверхности ухудшается. В указанном диапазоне изменения параметра Red имеют место режимы 4, 5, 6, 9 (см. фиг.1.б). При этом значение функции теплообмена Ψ≤1. Однако тепловая защита недостаточно эффективна, поскольку имеют место неустойчивые режимы 5, 6. Для устранения неустойчивых режимов 5 (обращенного дисперсно-кольцевого) и 6 (снарядного) на защищаемую поверхность налагаются параллельно набегающему высокотемпературному газовому потоку продольные синусоидальные во времени линейные вибрации. Линейные вибрации поверхности повышают эффективность тепловой защиты за счет устранения неустойчивых режимов.

Сущность способа поясняется чертежами фиг.1 - фиг.3, где 1 - оболочка, 2 - отверстие, 3 - струя охладителя, 4-9 - режимы течений жидкого охладителя, 10 - модель оболочки, 11 - вибростенд, 12 - набор шестерен, 13 - штуцер, 14 - плазмотрон, 15 - струя плазмы, 16 - охлаждающая жидкость (вода).

На фиг.1 приведена гидродинамическая картина охлаждения головной части ЛА и режимы течений охладителя в области защищаемой поверхности без линейных вибраций.

На фиг.2 показана схема осуществления предложенного способа тепловой защиты.

На фиг.3 показаны режимы течения охладителя в области защищаемой поверхности при наличии линейных вибраций.

Пример конкретного исполнения. Предложенный способ реализован в лабораторных условиях на модели (фиг.2.).

Амплитуда А, частота вибраций f задавались заменой шестерен 12 и скоростью вращения вала ω электродвигателя, при этом амплитуда А менялась в интервале (0,5-0,7)·10-3 при частоте f=(1÷25) Гц. Угловая скорость вала электродвигателя вибростенда ω имела значение ω=(1÷157). Внутренний объем модели равен V=5,3014·10-6 м3, диаметр центрального отверстия 2d=1·10-3 м. Для моделирования газовой струи 15 применялся плазмотрон ЭДП104А/50 со среднемассовой температурой плазмы до 5000 К при скорости течения порядка 60 м/с. Охлаждающая вода подавалась на полусферическую часть оболочки под давлением Р=4·105 Па. Результаты испытаний в указанном диапазоне интенсивности вибраций приведены на фиг.3 в координатах Ψ и Red. Видно, что при наложении линейных вибраций меняется структура режимов течения охлаждающей жидкости. Остаются устойчивые режимы: 4 - режим охлаждения стенки за счет вынужденной конвекции жидкости; 9 - паровой режим; дисперсно-кольцевая область 5 значительно трансформируется.

Таким образом, наличие вибраций, в данном случае линейных, позволяет на практике реализовать достаточно эффективное охлаждение, что говорит о соответствии изобретения критерию промышленная применимость. Повышение эффективности охлаждения при сочетании заявленных признаков не очевидно, что говорит о соответствии технического решения критерию изобретательский уровень.

Источники информации

1. Патент РФ №2060207, 1992 г.

2. Патент РФ №2225330. Способ тепловой защиты летательного аппарата и устройство для его осуществления.

3. Аналитическое исследование устойчивости равновесной системы двухфазного пористого охлаждения. Васильев Л.Л., Майоров В.А. / Проблема тепло- и массопереноса. Минск: «Наука и техника», 1976, с 219-231.

4. Голованов А.Н. Малые энергетические возмущения в задачах механики реагирующих сред/сопряженные задачи механики и экологии: Избранные доклады международной конференции. - Томск; изд-во Том. ун-та, 2000 г. - С.48-71.

1. Способ охлаждения головной части летательного аппарата, при котором на ее внешнюю поверхность навстречу набегающему высокотемпературному потоку подают под давлением охлаждающую жидкость, отличающийся тем, что на головную часть налагают осевые вибрации интенсивностью , а значение параметра вдува охлаждающей жидкости Re выбирают из диапазона 1·103<Re<1,2·103.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве охлаждающей жидкости используют воду.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической и авиационной технике. .

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 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