Носовая часть летательного аппарата (варианты)

Авторы патента:

Щепочкина Юлия Алексеевна (RU)

B64C1/38 - конструкции, предназначенные для уменьшения эффекта аэродинамического или прочих видов внешнего нагрева

Владельцы патента RU 2534489:

Щепочкина Юлия Алексеевна (RU)

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 области моделирования сверхзвуковых пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов гражданского назначения.

Известна носовая часть летательного аппарата, содержащая кабину управления с вытянутой вперед головкой в форме конуса [1]. При сверхзвуковых скоростях летательный аппарат и его носовая часть, обтекаемые плотными, даже на больших высотах, массами воздуха, подвергаются значительному аэродинамическому нагреву, что является одним из существенных препятствий к дальнейшему увеличению скорости.

Задача изобретения заключается в уменьшении возможности аэродинамического нагрева носовой части летательного аппарата.

Технический результат достигается тем, что в носовой части летательного аппарата, содержащей кабину управления с вытянутой вперед головкой в форме конуса, головка имеет форму усеченного конуса с прикрепленной к его вершине пластиной, изготовленной из жаростойкого материала и расположенной перпендикулярно/наклонно к набегающему воздушному потоку. По периметру основания усеченного конуса установлен на ребро обруч, изготовленный из жаростойкого материала и расположенный перпендикулярно/наклонно к набегающему воздушному потоку. Ребро обруча имеет переменную высоту.

На фиг.1 и 2, изображены, соответственно, примерные схемы течения воздуха у поверхности известной и предлагаемой носовой части летательного аппарата; на фиг.3 и 4 показаны возможные формы пластин; на фиг.5 и 6 - возможные формы обруча; на фиг.7 и 8 изображены, соответственно, профили края пластины и обруча.

Известная носовая часть летательного аппарата содержит кабину 1 управления с вытянутой вперед головкой 2 в форме конуса, например кругового прямого. В этом случае, набегающий со сверхзвуковыми скоростями воздушный поток (фиг.1), соприкасается со всей поверхностью (обшивкой) носовой части летательного аппарата.

В предлагаемой носовой части летательного аппарата (фиг.2) головка имеет форму усеченного конуса с прикрепленной к его вершине пластиной 3. По периметру основания усеченного конуса установлен на ребро обруч 4. В этом случае, набегающий воздушный поток частично соприкасается с поверхностью носовой части летательного аппарата.

Пластина и обруч могут быть установлены на носовой части летательного аппарата как перпендикулярно, так и наклонно по отношению к набегающему воздушному потоку. Пластина может быть тонкой сплошной круглой (фиг.3) или овальной (фиг.4). Между пластиной и вершиной головки может быть расположен слой (не показан) теплоизоляции. Форма обруча зависит от формы основания усеченного конуса. Например, обруч может быть круглым или овальным, замкнутым или разомкнутым с постоянной (фиг.5) или переменной (фиг.6) высотой h ребра. Возможна также квадратная (прямоугольная) форма обруча со скругленными углами. Края пластины (фиг.7) и обруча (фиг.8) имеют острую кромку 5.

Для сравнительной оценки и проверки на аэродинамический нагрев изготавливают модели известной (фиг.1) и предлагаемой (фиг.2) носовой части летательного аппарата (пилотируемого самолета), содержащие кабину 1 управления с головкой 2. На предлагаемую модель устанавливают перпендикулярно к набегающему воздушному потоку изготовленную, например, из керамики круглую пластину 3 и изготовленный из жаростойкого металла (сплав на основе титана) обруч 4 с постоянной высотой h ребра и острой кромкой 5. При изготовлении пластины и обруча исходят из условия: чем выше скорость летательного аппарата, тем меньше размер (диаметр) пластины и высота ребра обруча. Оснащение модели пластиной и обручем уменьшит ее нагрев, но увеличит аэродинамическое сопротивление, на преодоление которого потребуется большая мощность двигательной (силовой) установки летательного аппарата.

Изобретение позволяет уменьшить аэродинамический нагрев носовой части летательного аппарата.

Источник информации

1. Политехнический словарь. Гл. ред. И.И. Артоболевский. - М.: Советская энциклопедия, 1976. - С.434.

1. Носовая часть летательного аппарата, содержащая кабину управления с вытянутой вперед головкой в форме конуса, отличающаяся тем, что головка имеет форму усеченного конуса с прикрепленной к его вершине пластиной, изготовленной из жаростойкого материала и расположенной перпендикулярно или наклонно к набегающему воздушному потоку.

2. Носовая часть летательного аппарата по п.1, отличающаяся тем, что по периметру основания усеченного конуса установлен на ребро обруч, изготовленный из жаростойкого материала и расположенный перпендикулярно или наклонно к набегающему воздушному потоку.

3. Носовая часть летательного аппарата по п.2, отличающаяся тем, что ребро обруча имеет переменную высоту.

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.

Крыло гиперзвукового летательного аппарата в условиях его аэродинамического нагрева // 2495788

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике и касается тепловой защиты частей корпусов летательных аппаратов (ЛА), совершающих полет со сверх- и гиперзвуковыми скоростями.

Способ тепловой защиты головной части летательного аппарата // 2481239

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

Способ охлаждения головной части летательного аппарата // 2463209

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

Крыло гиперзвукового летательного аппарата в условиях его аэродинамического нагрева // 2430857

Изобретение относится к ракетно-космической и авиационной технике. .

Способ управления обтеканием беспилотного летательного аппарата // 2415373

Изобретение относится к авиации. .

Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов при их аэродинамическом нагреве // 2404087

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.

Способ тепловой защиты передней кромки летательного аппарата // 2400396

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

Сверхзвуковой самолет (варианты) // 2391254

Изобретение относится к административным самолетам большой дальности. .

Активное теплозащитное покрытие корпуса летательного аппарата для защиты от воздействия объемных источников тепла и высокоскоростных кинетических ударников // 2310588

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.

Устройство активной теплозащиты и модуляции аэродинамического сопротивления гиперзвукового бпла // 2558525

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.

Способ активной теплозащиты и модуляции аэродинамического сопротивления гиперзвукового летательного аппарата // 2559182

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.

Способ охлаждения корпуса ракеты // 2568971

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 // 2570193

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.

Защитная панель летательного аппарата // 2583532

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.

Передняя кромка летательного аппарата в условиях ее аэродинамического нагрева // 2613190

Изобретение относится к тепловой защите главным образом сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА). Передняя кромка ЛА выполнена в виде оболочки со сферическим затуплением, воспринимающим пиковые тепловые нагрузки, и боковыми поверхностями, воспринимающими пониженные тепловые нагрузки. Внутри оболочки установлен термоэмиссионный модуль, сопряженный катодом со сферическим затуплением и контактирующий анодом с теплоаккумулятором. Поверхность модуля, противоположная сферическому затуплению, может быть покрыта материалом с высокой излучательной способностью для теплообмена с внутренними боковыми поверхностями передней кромки. Техническим результатом является снижение температурных напряжений и упрощение конструкции передней кромки ЛА с одновременной выработкой на борту ЛА электроэнергии. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Корпус защищенного бортового накопителя информации // 2620984

Изобретение относится к средствам защиты бортовых накопителей полетной информации (НПИ) летательных аппаратов (ЛА) - самолетов и вертолетов от воздействия внешних разрушающих факторов: механических ударов, перегрузок, вибрации, статических давлений, а также факторов пожара и агрессивных жидкостей. Корпус защищенного бортового накопителя информации, предназначенный для защиты от воздействия внешних разрушающих факторов: механических ударов, перегрузок, вибрации, статических давлений, а также факторов пожара и агрессивных жидкостей, состоящий из: наружного корпуса из жаропрочного сплава, перфорированного дренажными отверстиями, снаружи покрытого слоем теплоизоляционного биморфного теплозащитного покрытия, промежуточного слоя, и внутреннего ударопрочного контейнера, изготовленного из жаропрочного коррозионностойкого сплава, который сверху покрыт слоем сухого упругого пористо-волокнистого материала низкой теплопроводности, выполняющего функцию теплоизоляции, который сверху покрыт металлической фольгой, отличающийся тем, что наружный корпус по внутренней поверхности покрыт термопластичной полимерной пленкой, во внутреннем герметичном контейнере создан вакуум, а защищаемый объект удерживается в центре контейнера четырьмя и более коническими пружинами, обращенными своими вершинами к корпусу контейнера, между внутренним контейнером и наружным корпусом контейнера располагается слой льда, в котором находится промежуточный сетчатый корпус с прикрепленной к нему пористой паропроницаемой тканью с ворсом, например мехом, положение наружного корпуса, промежуточного сетчатого корпуса и внутреннего контейнера относительно друг друга фиксируется с помощью вставок из сухого пористого упругого теплоизоляционного негорючего материала, покрытого водонепроницаемой термостойкой пленкой. Устройство защиты бортовых НПИ ЛА от воздействия внешних разрушающих механических факторов обеспечивает 100% защиту от агрессивных жидкостей, не менее чем 2-кратное повышение времени пребывания при высоких температурах. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Тепловая защита негерметичного отсека двигательной установки летательного аппарата // 2622181

Изобретение относится к ракетно-авиационной технике и может быть использовано в конструкции негерметичных отсеков двигательных установок (ДУ) сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА). В тепловой защите негерметичного отсека ДУ ЛА с внутренней теплоизоляцией корпуса отсека, теплоизоляцией элементов ДУ и теплозащитным экраном в виде пористой оболочки, теплоизоляция корпуса отсека и элементов ДУ, выполненная из волокнистого теплоизоляционного материала на основе минерального волокна, облицована газопроницаемой жаропрочной тканью. Теплозащитный экран выполнен эластичным из газопроницаемой жаропрочной ткани, установлен в хвостовой части отсека с закрытием зазора между соплом ДУ и корпусом отсека с обеспечением возможности перемещения сопла ДУ. Техническим результатом изобретения является упрощение конструкции теплозащиты, снижение массы конструкции теплозащиты с одновременным повышением надежности работы негерметичного отсека ДУ ЛА. 3 ил.