Способ тепловой защиты головной части летательного аппарата



Способ тепловой защиты головной части летательного аппарата
Способ тепловой защиты головной части летательного аппарата
Способ тепловой защиты головной части летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2481239:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Национальный исследовательский Томский государственный университет" (ТГУ) (RU)

Изобретение относится к способу тепловой защиты летательных аппаратов с использованием композиционных теплозащитных материалов. Способ тепловой защиты головной части летательного аппарата включает облицовку термонапряженных элементов композиционным теплозащитным материалом. Поверхность облицовочного материала, контактирующую с высокотемпературным газовым потоком, выполняют шероховатой. Шероховатость Rz выбирают из диапазона 1·10-4 м ≤ Rz≤5·10-4 м. Достигается повышение эффективности тепловой защиты летательных аппаратов. 3 ил.

 

Способ относится к авиационной и космической технике и может быть использован для охлаждения головных элементов конструкций летательных аппаратов (ЛА).

Тела при входе с гиперзвуковыми скоростями в плотные слои атмосферы обладают большим запасом кинетической энергии, которая преобразуется в тепловую. Основная проблема безопасного движения аппаратов заключается в необходимости рассеяния этой энергии с тем, чтобы аппаратом поглощалась ее минимальная часть. Особенно интенсивно подвергается тепловым нагрузкам головная часть аппарата. Поэтому возникает необходимость создания специальной тепловой защиты элементов конструкции, наиболее подверженных интенсивному тепловому воздействию.

Известен способ тепловой защиты, при котором тепло накапливают в защитном материале за счет его теплоемкости (Тепло-массообмен в потоке нагретого газа. - Минск, из-во «Наука и техника», 1974 г., 99 с.). Среди материалов, обеспечивающих тепловую защиту, используют, например, медь, алюминий, молибден, графит. Этот способ является «низкотемпературным», работающим при температурах ниже точки плавления поглощающего тепло материала.

Недостаток аналога заключается в том, что охлаждение эффективно только при значительной толщине слоя защитного материала, а это ведет к увеличению суммарного веса аппарата.

Известен также способ конвективного охлаждения посредством смывания охлаждающей жидкостью или газом внутренней поверхности стенки, соприкасающейся с высокотемпературным газовым потоком (Тепло-массообмен в потоке нагретого газа. - Минск, из-во «Наука и техника», 1974 г., С.59-60).

Недостатком конвективного способа охлаждения является ограничение процесса по времени, поскольку лимитирующим фактором является теплоемкость стенки, определяемая ее толщиной, плотностью материала и удельной теплоемкостью. Увеличение толщины стенки ограничено из-за увеличения веса летательного аппарата. Кроме того, для реализации способа требуется достаточно сложное оборудование, что также отражается на общем весе аппарата.

Наиболее близким к заявляемому техническому решению по технической сущности и достигаемому техническому результату является способ тепловой защиты с применением композиционного теплозащитного материала, в котором композиционный теплозащитный материал при нагреве выделяет значительную массу газообразных продуктов. Ими могут быть конечные продукты термического разложения (пиролиза) органического связующего или продукты химического взаимодействия непосредственно в твердой фазе (Панкратов Б.М., Полежаев Ю.В., Рудько А.К. Взаимодействие материалов с газовыми потоками. М. Машиностроение, 1976 г. С.86). В известном способе продукты разложения создают газовую прослойку, в которой химические реакции между летучими соединениями протекает в режиме поглощения тепла с образованием устойчивых соединений типа CO или H2. При этом за счет нагрева теплозащитного материала в его приповерхностном слое появляется большое количество полостей и каналов, через которые летучие компоненты из зоны разложения фильтруются к внешней нагреваемой поверхности, контактирующей со встречным высокотемпературным потоком. Описанный способ выбран за прототип изобретения.

Недостатком способа-прототипа является неравномерный выход летучих компонентов на поверхность контакта. Скорость выхода газообразных продуктов термического разложения связующего может превышать скорость изменения толщины композита, а это приводит к нестационарному характеру протекания поверхностных процессов (Полежаев Ю.В, Юревич Ф.Б., Тепловая защита. М: Энергия, 1976 г., с.130). Кроме того, процессы, протекающие в прилегающем к поверхности контакта слое материала, существенно влияют на полноту реализации тепловых эффектов поверхностных процессов. Так, изменение вязкости расплава композиционных материалов на поверхности может отразиться на температуре, значение которой окажется недостаточным для испарения материала, и он будет частично снесен с поверхности, и, как следствие, теплозащитный эффект будет снижен. Следует отметить, что температура газообразных продуктов термического разложения связующего, выходящих из пористого прококсованного слоя, может быть неоднородной. За счет этого на поверхности контакта появляются чередующиеся участки с высокой и низкой температурами (температурная шероховатость), что приводит к нарушению регулярного течения в пограничном слое и, как следствие, к снижению тепловой защиты (Полежаев Ю.В., Юревич Ф.Б. Тепловая защита. М.: Энергия 1976 г., С. 268-276).

Технической задачей изобретения является повышение эффективности тепловой защиты летательных аппаратов аэрокосмической техники при использовании композиционных теплозащитных материалов.

Поставленная задача решается тем, что, в дополнение к основным признакам способа-прототипа, поверхность контакта композиционного теплозащитного материала с высокотемпературным набегающим газовым потоком выполняют шероховатой, тем самым увеличивают площадь контакта и, соответственно, повышают выход газообразных продуктов разложения компонентов материала. При этом шероховатость поверхности Rz выбирают в диапазоне 1·10-4 м≤Rz≤5·10-4 м.

Сущность способа поясняется чертежами фиг.1, фиг.2, фиг.3.

На фиг.1 показан фрагмент головной части летательного аппарата.

На фиг.2 представлены термограммы для материала типа «углепластик».

На фиг.3 приведены термограммы для материала типа «стеклопластик».

Цифрами на фиг.1 обозначены: 1 - оболочка ЛА; 2 - композиционный защитный материал; 3 - участок с шероховатостью Rz, 4 - зона распада, кокса и деструкции; 5 - пограничный слой; S - поверхность контакта с газовым потоком qw.

Способ реализуется следующим образом.

Наиболее термонапряженную часть ЛА, в основном его головную часть 1 (фиг.1), покрывают слоем композиционного теплозащитного материала 2. Внешнюю поверхность 3, контактирующую с высокотемпературным газовым потоком qw, выполняют шероховатой. За счет шероховатости увеличивают поверхность контакта S (фиг.1) и, соответственно, повышают выход летучих газообразных продуктов, образующихся при пиролизе и химических реакциях летучих компонентов связующего и наполнителя. В свою очередь, наличие шероховатости приводит к тому, что выходящие в полость 3 газообразные продукты (отмечены стрелками на фиг.1), взаимодействуя между собой, перемешиваются. При этом осредняется вязкость смеси газообразных компонентов, ее температура и плотность. Постоянное поступление в полость образующихся газообразных компонентов приводит к росту давления в ней, так как набегающий газовый поток препятствует оттоку этих компонентов в окружающую среду. При достижении давления в полости Ркр>Pw газы начинают истекать на внешнюю часть поверхности контакта, оттесняя набегающий газовый поток. Образуется устойчивый пограничный слой, толщина которого зависит от скорости набегающего газового потока, то есть от скорости спуска ЛА. За счет повышения устойчивости пограничного слоя тепловое воздействие на конструкцию снижается.

При Rz<1·10-4 м влияние шероховатости незначительно, теплообмен практически адекватен теплообмену при использовании нешероховатой поверхности.

При Rz>5·10-4 м под действием высокотемпературного газового потока отдельные элементы развитой шероховатости обламываются (химико-механическое выкрашивание) и выносятся в газовый поток. Поскольку составные компоненты композитного материала не в одинаковой степени подвержены уносу, погранслой в отдельных местах может нарушаться, соответственно может снижаться эффективность тепловой защиты аппарата.

Пример конкретного выполнения.

Предложенный способ тепловой защиты испытан в лабораторных условиях на образцах композиционного теплозащитного материала (ТЗМ) двух типов. Это ТЗМ типа «углепластик» и «стеклопластик». Образцы имели форму цилиндра высотой h=10·10-3 м, диаметром d=10·10-3 м. Начальная масса цилиндрических образцов соответственно составила и . Шероховатость поверхности Rz имела значения 1·10-4 м; 3·10-4 м; 5·10-4 м. Моделирование высокотемпературного газового потока осуществлялось струей плазмы с температурой порядка 5000К со скоростью истечения 60 м/с. Плазменная струя формировалась с помощью плазмотрона ЭДП 104 А/50. Температура поверхности образцов измерялась непрерывно с помощью пирометра АКИП-9311, с его дисплея запись результатов передавалась на фоторегистрирующее устройство с последующей компьютерной обработкой. Суммарная погрешность определения температуры не превышала δT≤4,5%.

Результаты экспериментов приведены на фиг.2 и фиг.3 в виде зависимостей температуры поверхности контакта при взаимодействии со струей плазмы от времени. Изменение температуры для ТЗМ типа «углепластик» при разной шероховатости поверхности иллюстрирует график на фиг.2. Хорошо видно, что наличие шероховатости снижает температуру поверхности нагрева. Наибольшее снижение отмечается при Rz=1·10-4 м. Увеличение же Rz до 5·10-4 м приводит к повышению температуры поверхности. Это связано с разрушением поверхности контакта за счет нарушения прочностных характеристик самого материала. Действие аэродинамических сил способствует скалыванию частиц непрореагировавшего материала с последующим их уносом в потоке плазмы. Соответственно, эффективность теплозащиты снижается. Фиг.3 иллюстрирует изменение температуры поверхности ТЗМ типа «стеклопластик». Следует отметить, что и для этого материала наличие шероховатости понижает температуру поверхности контакта.

Таким образом, наличие шероховатости в указанном диапазоне повышает эффективность тепловой защиты, что может быть использовано при охлаждении головных частей летательных аппаратов.

Источники информации

1. Тепло- и массообмен в потоке нагретого газа. Минск, изд-во «Наука и техника», 1979 г., 99 с.

2. Взаимодействие материалов с газовыми потоками / Б.Н.Панкратов, Ю.В.Полежаев, А.К.Рудько. М.: Машиностроение, 1976 г.

3. Полежаев Ю.В., Юревич Ф.Б. Тепловая защита. М.: Энергия, 1976 г., 390 с.

Способ тепловой защиты головной части летательного аппарата, включающий облицовку термонапряженных элементов композиционным теплозащитным материалом, отличающийся тем, что поверхность облицовочного материала, контактирующую с высокотемпературным газовым потоком, выполняют шероховатой, а шероховатость Rz выбирают из диапазона 1·10-4 м ≤ Rz≤5·10-4 м.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к технике управления вращающимися по углу крена беспилотными летательными аппаратами и может быть использовано в комплексах вооружения, в которых на конечном участке траектории осуществляется самонаведение методом пропорциональной навигации.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции космической головной части, входящей в состав ракет космического назначения. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам выведения аппаратов космического назначения на заданные орбиты. .

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к средствам выведения аппаратов космического назначения на заданные орбиты. .

Изобретение относится к области авиационной техники. .

Изобретение относится к области вооружений и может быть использовано во взрывателях различных боеприпасов, для определения расстояния до цели. .

Изобретение относится к боеприпасам и направлено на повышение эффективности преодоления противокорабельными ракетами зон противовоздушной обороны. .

Изобретение относится к автоматизированным информационно-управляющим системам, в частности системам визирования операторов, например военных объектов. .

Изобретение относится к боевой технике, а именно к зенитным ракетам. .

Изобретение относится к боевой технике, а именно к зенитным ракетам. .

Изобретение относится к конструкционным слоистым изолирующим материалам, которые могут быть использованы как вибро-, звуко-, теплоизолирующие материалы в различных областях техники.

Изобретение относится к авиационной и космической технике и касается способа охлаждения головных элементов конструкций летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано при создании жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). .

Изобретение относится к теплоизоляции, преимущественно криогенных емкостей космических изделий. .

Изобретение относится к слоистым материалам на основе металлизированной полимерной пленки, которые используются в области космической техники. .

Изобретение относится к области космической техники, а именно к области средств тепловой защиты космических аппаратов, выводимых на орбиту внутри головных обтекателей ракет.

Изобретение относится к области космического материаловедения и оптической техники, в частности к композиции для терморегулирующего покрытия класса «солнечные отражатели», предназначенного для использования в системах пассивного терморегулирования космических аппаратов.

Изобретение относится к области космической техники, а именно к области средств тепловой защиты космических аппаратов. .

Изобретение относится к предохранительным устройствам космических аппаратов. .

Изобретение относится к области тепловой защиты авиационной и космической техники. .
Наверх