Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов



Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов
Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов
Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов
Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов

 


Владельцы патента RU 2583511:

Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (RU)

Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов (ЛА) включает отвод теплового потока от нагреваемой части ЛА к менее нагретой с помощью термоэмиссионного модуля посредством размещения на внутренней поверхности нагреваемых частей ЛА электропроводящего материала или покрытия, обладающего при нагреве высокой эмиссией электронов, - эмиттера, установку с зазором от эмиттера электропроводящего элемента - коллектора, на котором осаждают эмитируемые электроны и через бортовой автономный потребитель электроэнергии транспортируют к эмиттеру, с последующей герметизацией, вакуумированием образованной между эмиттером и коллектором полости и введением в нее химических элементов или соединений, уменьшающих работу выхода электронов. Изобретение направлено на снижение температурно-напряженного состояния частей двигательной установки ЛА. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике, в частности к тепловой защите частей летательных аппаратов (ЛА), совершающих полет в атмосфере со сверх- и гиперзвуковыми скоростями и может быть использовано в конструкциях двигательных установок (ДУ), например элементах камеры сгорания или сопла реактивных двигателей, подвергающихся воздействию сверхвысоких температур.

Одной из основных проблем на пути создания сверх- и гиперзвуковых ЛА является снижение интенсивности нагрева элементов конструкции, таких как носовая часть фюзеляжа, передние кромки крыльев, двигатель. Известно, что в процессе полета температура указанных выше участков корпуса может достигать 3000 К и выше.

Для решения проблемы нагрева ГЛА существуют различные методы тепловой защиты: теплопроводностью с использованием теплоемкости конденсированных веществ, конвекцией, массообменом, излучением с помощью электромагнитных полей и за счет физико-химических превращений. Выбор метода защиты зависит от нескольких факторов - тип и месторасположение элемента конструкции, допустимый уровень температур, величина и продолжительность воздействия теплового потока и т.п.

Одним из наиболее простых, надежных и отличающихся незначительной массой дополнительно вводимых средств является метод заградительного охлаждения, при котором холодный газ или жидкость вводится в пристеночный слой, образованный защищаемой конструкцией, например, камерой сгорания или соплом и жаровой трубой (см. Полежаев Ю.В., Юревич Ф.Б., Тепловая защита. / Под ред. А.В. Лыкова. М.: «Энергия», 1976, 408 с., рис. 1-2 на стр. 15 или см. Вьюнов С.А., Гусев Ю.И., Карпов А.В. и др. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. / Под общей ред. Д.В. Хронина. М.: Машиностроение, 1989, 368 с., рис. 8.16 на стр. 409). Однако этот способ не обеспечивает необходимую тепловую защиту при больших скоростях полета ЛА с числом М>4.

Наиболее перспективными способами тепловой защиты различных частей ЛА являются способы, основанные на иных физических принципах, например на явлении термоэлектронной эмиссии.

Известен «Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов при их аэродинамическом нагреве» (патент РФ №2404087, 2010, МПК BG4C 1/38, BG4G 1/50, ближайший аналог), заключающийся в том, что внутреннюю поверхность нагреваемой части ЛА покрывают материалом с высокой термоэмиссией электронов. С зазором 0,1…1 мм от этого покрытия (катода или эмиттера) размещают элемент (анод или коллектор), выполненный из электропроводящего материала. Температуру анода с помощью дополнительного устройства бортовой системы охлаждения поддерживают на уровне ниже температуры нагреваемой части ЛА и ее термоэмиссионного покрытия - катода. Эмитируемые с эмиттера электроны осаждают на катоде и через бортовой автономный потребитель электроэнергии транспортируют обратно к нагреваемой части ЛА (к эмиттеру). Технический результат изобретения состоит в снижении и стабилизации температуры частей ЛА при аэродинамическом нагреве, а также в возможности получения электрической энергии.

Основным недостатком известного термоэмиссионного способа тепловой защиты частей ЛА является использование бортовой системы охлаждения для снижения температуры улавливающего эмитируемые катодом электроны элемента - анода. Если нет необходимости в получении на борту ЛА дополнительной электроэнергии, то и нецелесообразно использовать указанный термоэмиссионный способ, а стоит охлаждать непосредственно внутреннюю поверхность нагреваемой части ЛА.

Технической задачей заявляемого изобретения является снижение температурно-напряженного состояния нагреваемых продуктами сгорания топлива частей двигательной установки ЛА организацией термоэмиссионного охлаждения с уменьшенной массой системы, повышение на этой основе их надежности с одновременной выработкой на борту ЛА электрической энергии.

Указанная техническая задача решается тем, что в заявляемом термоэмиссионном способе тепловой защиты частей ЛА, включающем отвод теплового потока от нагреваемой части ЛА к менее нагретой с помощью термоэмиссионного модуля посредством размещения на внутренней поверхности нагреваемых частей ЛА электропроводящего материала или покрытия, обладающего при нагреве высокой эмиссией электронов, - эмиттера, установку с зазором от эмиттера электропроводящего элемента - коллектора, на котором осаждают эмитируемые электроны и через бортовой автономный потребитель электроэнергии транспортируют к эмиттеру, с последующей герметизацией, вакуумированием образованной между эмиттером и коллектором полости и введением в нее химических элементов или соединений, уменьшающих работу выхода электронов, термоэмиссионный модуль размещают внутри нагреваемых частей ДУ ЛА, например элементах камеры сгорания или сопла реактивных двигателей, с ориентацией эмиттера со стороны воздействия внутреннего источника тепла в виде продуктов сгорания топлива, а коллектор термоэмиссионного модуля - со стороны охлаждения внешней окружающей средой.

Другое отличие состоит в том, что корпус нагреваемых частей двигательной установки ЛА камеры сгорания или сопла реактивных двигателей выполняют в виде термоэмиссионного модуля.

Дополнительное отличие заключается в возможности размещения термоэмиссионного модуля на внутренней поверхности корпуса камеры сгорания или жаровой трубы двигателя.

Принципиальное отличие предложенного способа состоит в том, что организацией термоэмиссионного охлаждения (с помощью ТЭМ) в ДУ тепловой поток от нагретых продуктами сгорания топлива элементов двигателя через эмиттер транспортируется к коллектору ТЭМ, где и сбрасывается в окружающую среду конвекцией и излучением без использования охлаждения коллектора специальной системой.

Важным в использовании предложенного термоэмиссионного способа тепловой защиты является определение температурного диапазона воздействующих на ТЭМ факторов: с нагреваемой стороны - температура продуктов сгорания топлива, с охлаждаемой стороны - температура восстановления внешнего аэродинамического потока и температура окружающей среды. Новый термоэмиссионный способ реализуем при температуре газов в камере сгорания или сопле двигателя 1800-3000 К (температура воздействия газов излучением и конвекцией на эмиттер ТЭМ) и, соответственно, температурой коллектора 800-1500 К.

Предложенное техническое решение иллюстрируется чертежами, поясняющими операции термоэмиссионного способа тепловой защиты:

на фиг. 1 схематически изображено поперечное сечение корпуса части реактивного двигателя (камеры сгорания или сопла), выполненного в виде ТЭМ;

на фиг. 2 схематически изображено поперечное сечение корпуса части реактивного двигателя с размещенным на внутренней поверхности корпуса ТЭМ;

на фиг. 3 схематически изображено поперечное сечение корпуса части реактивного двигателя с жаровой рубашкой с размещенным на ее внутренней поверхности ТЭМ.

На представленных чертежах введены следующие обозначения:

1 - внутренняя оболочка (корпус) ТЭМ;

2 - электроизоляция эмиттера;

3 - электропроводящий слой или материал - эмиттер;

4 - емкость для хранения и введения паров цезия и других химических соединений;

5 - внешняя оболочка ТЭМ;

6 - электроизоляция коллектора;

7 - электропроводящий слой или материал - коллектор;

8 - герметизированная и вакуумированная полость;

9 - токовывод коллектора;

10 - токоввод эмиттера;

11 - бортовой потребитель электрической энергии;

12 - тепловой поток от продуктов сгорания топлива;

13 - тепловой поток, сбрасываемый в окружающую среду;

14 - корпус части двигателя (камеры сгорания или сопла);

15 - зазор величиной 6 между корпусом части двигателя и жаровой рубашкой;

16 - жаровая труба;

17 - воздух для охлаждения жаровой трубы.

Следует отметить, что под введенным названием термоэмиссионный модуль (ТЭМ) понимается устройство, схематично представленное на фиг. 1 и включающее элементы поз. 1-11.

Предложенный термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов осуществляют следующим образом.

Тепловой поток 12 от продуктов сгорания топлива излучением и конвекцией нагревает внутреннюю оболочку 1 ТЭМ и через тонкую пленку электроизоляции 2 нагревает электропроводящий слой эмиттера 3. При достижении определенной температуры - не ниже 1500 К, эмиссионный слой 3 начинает излучать и эмитировать электроны, которые забирают с собой и переносят на электропроводящий слой 7 коллектора значительную часть тепла, за счет чего и происходит электронное охлаждение эмиттера. Одновременно поступающие из емкости 4 в герметизированную и вакуумированную полость 8 пары цезия, бария и т.п. других химических элементов уменьшают работу выхода электронов из слоя 3 и нейтрализуют образующийся в полости 8 объемный заряд электронов, препятствующий этому. Электропроводящий слой 7 коллектора через электроизоляцию 6 и внешнюю оболочку 5 ТЭМ охлаждают отводом теплового потока 13 в окружающую среду конвекцией и излучением. Таким образом поддерживают высокий перепад температур между электропроводящим слоем эмиттера 3 и электропроводящим слоем 7 коллектора. При этом осаждающиеся на коллекторе 7 электроны через токовывод коллектора 9 и бортовой потребитель электрической энергии 11 возвращаются на нагретый эмиттер 3 по токовводу 10. В электрической цепи, образованной эмиттером 3, коллектором 7, токовыводом коллектора 9, бортовым потребителем 11, токовводом 10, начинает протекать ток, который обеспечивает охлаждение оболочки 1, нагреваемой продуктами сгорания топлива ДУ, и получение на борту ЛА дополнительной электрической мощности.

Дополнительным отличительным признаком предложенного термоэмиссионного способа тепловой защиты является то, что ТЭМ размещают на внутренней поверхности элемента корпуса двигателя путем сопряжения коллектора 5 ТЭМ с внутренней поверхностью корпуса 14, с которой отводят тепловой поток 13 в окружающую среду (фиг. 2).

Также дополнительным отличием предложенного способа является размещение ТЭМ на внутренней поверхности жаровой трубы 16, установленной с зазором 8 относительно элемента корпуса двигателя 14 (фиг. 3). При этом тепловой поток от коллектора 5 через жаровую трубу 16 транспортируют в зазор 15, в котором происходит охлаждение подаваемым в жаровую рубашку воздухом 17 и далее направляют через корпус элемента двигателя 14 в окружающую среду для охлаждения.

Приведенные дополнительные отличия предложенного термоэмиссионного способа тепловой защиты, иллюстрируемые фиг. 2 и фиг. 3, являются весьма привлекательными с точки зрения технологии и экспериментальной отработки, т.к. позволяют отдельно отработать ТЭМ и установить его на существующие конструкции элементов двигателя с минимальным объемом доработок.

Материалами частей ТЭМ, реализующих предложенный способ термоэмиссионного охлаждения могут быть: для оболочек - тугоплавкие и жаропрочные сплавы металлов, например, с использованием никеля, вольфрама; электропроводящих слоев эмиттера и коллектора - моно- и поликристаллические вольфрам, молибден, рений, никель и их сплавы; в качестве электроизоляционных материалов эмиттера и коллектора - окислы алюминия, бериллия, различные металлокерамические системы с добавками тугоплавких металлов.

Осуществляя предложенный термоэмиссионный способ тепловой защиты элементов ДУ, возможно снизить температуры конструкции элементов двигателя на 102-103 градусов и дополнительно получить электрическую мощность от 10 до 100 кВт с одного квадратного метра площади электропроводящих слоев эмиттера (или коллектора).

Технический эффект заявляемого изобретения заключается в снижении высокотемпературного термического состояния поверхностей ДУ ЛА, находящихся в жестких температурных условиях от нагрева продуктами сгорания топлива, и повышении на этой основе их надежности и уменьшении массы и габаритов системы с одновременной выработкой на борту ЛА электрической энергии.

Принципиальное отличие предлагаемых операций состоит в организации термоэмиссионного преобразования энергии, получаемой от сгорания топлива, посредством нагрева эмиттера и охлаждения коллектора теплообменом с окружающей средой конвекцией и излучением.

1. Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов (ЛА), включающий отвод теплового потока от нагреваемой части ЛА к менее нагретой посредством размещения на внутренней поверхности нагреваемых частей ЛА электропроводящего материала или покрытия, обладающего при нагреве высокой эмиссией электронов, - эмиттера, установку с зазором от эмиттера электропроводящего элемента - коллектора, на котором осаждают эмитируемые электроны и через бортовой автономный потребитель электроэнергии транспортируют к эмиттеру, с последующей герметизацией, вакуумированием образованной между эмиттером и коллектором полости и введением в нее химических элементов или соединений, уменьшающих работу выхода электронов, отличающийся тем, что эмиттер и коллектор, изготовленные в виде оболочек, на внутренних поверхностях которых размещают через пленки электроизоляции электропроводящие слои, выполняют в виде конструктивного узла - термоэмиссионного модуля или модулей, выполняющего функции корпуса нагреваемых частей двигательной установки (ДУ) ЛА камеры сгорания или сопла реактивных двигателей, при этом термоэмиссионный модуль или модули размещают с ориентацией эмиттера со стороны воздействия внутреннего источника тепла в виде продуктов сгорания топлива с температурой не ниже 1500 К, а коллектор термоэмиссионного модуля - со стороны охлаждения внешней окружающей средой конвекцией и излучением.

2. Термоэмиссионный способ тепловой защиты по п.1, отличающийся тем, что термоэмиссионный модуль размещают на внутренней поверхности корпуса камеры сгорания или сопла ДУ ЛА.

3. Термоэмиссионный способ тепловой защиты по п.1, отличающийся тем, что термоэмиссионный модуль размещают на внутренней поверхности жаровой трубы ДУ ЛА.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области электромашиностроения и может быть использовано в электромеханических преобразователях энергии автономных объектов. Технический результат - повышение энергоэффективности, преобразование тепловых потерь в повышение КПД ЭМПЭ на 1-2%.

Изобретение относится к электроэнергетике и может быть использовано в источниках тепловой и электрической энергии. В заявленном способе предусмотрено формирование высоковольтного электрического разряда между установленными последовательно анодным (3) электродом и катодным (4) электродом, выполненным из гидридообразующего металла, формирование вихревого потока инертного газа вдоль оси между электродами и инжекция в этот поток горячего водяного пара.

Изобретение относится к электротехнике и может быть использовано для генерирования электроэнергии. Технический результат состоит в повышении выходной электроэнергии.

Изобретение относится к ракетно-космической и авиационной технике. Крыло гиперзвукового летательного аппарата (ЛА) содержит внешнюю оболочку, на внутренней поверхности которой размещен эмиссионный слой-катод, который через бортовой потребитель электроэнергии, токоввод катода и токовывод анода соединен с электропроводящим элементом-анодом, в герметизированные полости, образованные внешней оболочкой нагреваемой части крыла ЛА с эмиссионным слоем и анодом, а также анодом с эмиссионным слоем и вспомогательным анодом введены химические элементы - цезий, барий в парообразной фазе.

Изобретение относится к радиационной защите в составе ядерной энергетической установки для космического аппарата. Защита в местах прохода трубопроводов снабжена вставками из теплозащитного материала, например, на основе кварцевых волокон, закрепленными на внешней поверхности защиты и отделяющими трубопроводы от герметизирующей оболочки контейнера с гидридом лития.

Изобретение относится к области энергетики и может быть использовано для прямого преобразования тепловой энергии в электрическую в различных автономных устройствах, где требуется невысокая электрическая мощность с длительным сроком службы.

Изобретение относится к энергетике и может быть использовано при создании энергетических установок прямого преобразования тепловой энергии в электрическую. .

Изобретение относится к области термоэмиссионного преобразования тепловой энергии ядерного реактора в электрическую и может быть использовано при создании многоэлементных электрогенерирующих каналов (ЭГК).

Изобретение относится к ядерной энергетике, в частности к космической, с использованием ядерных реакторов с термоэлектрическим и термоэмиссионным преобразованием.

Газотурбинный двигатель содержит камеру сгорания, турбину высокого давления, свободную турбину и направляющий конус для выхлопных газов. Турбина высокого давления расположена по потоку сзади камеры сгорания и выполнена для принятия газообразных продуктов сгорания, поступающих из этой камеры сгорания.

Несущий узел для реактивного сопла включает наружную оболочку, внутреннюю несущую оболочку и акустическую конструкцию. Наружная оболочка имеет акустическую часть, в которой выполнены акустические отверстия, и неакустическую часть, а внутренняя несущая оболочка выполнена без акустических отверстий.

Составной узел для конструкций, обдуваемых выхлопными газами реактивного двигателя, содержит трубчатый элемент и гофрированную перегородку. Гофрированная перегородка расположена в трубчатом элементе, состоит из множества направленных в разные стороны изгибов, соединенных один с другим, и проходит в продольном направлении трубчатого элемента.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции сопел турбореактивных двигателей. Поворотное осесимметричное сопло содержит неподвижный корпус с экраном и подвижный корпус со сферическим экраном, установленным между неподвижным и подвижным корпусами.

Изобретение относится к конструкции с сотовым заполнителем для использования в несущей панели гондолы турбореактивного двигателя самолета, являющейся акустической панелью.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции сопел турбореактивных двигателей. Регулируемое сопло содержит корпус с теплозащитным экраном и шарнирно прикрепленные к корпусу створки.

Звукопоглощающая выхлопная труба турбомашины содержит перфорированную внутреннюю оболочку, образующую проточный канал выхлопной трубы, сплошную внешнюю оболочку, сердечник и каркас.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к комбинированным ракетно-прямоточным двигателям. Выгораемое сопло комбинированного ракетно-прямоточного двигателя размещено во внутренней полости сопла маршевого режима и выполнено из двух элементов, соединенных друг с другом с возможностью формирования тракта сопла разгонного режима от дозвуковой до трансзвуковой и от трансзвуковой до сверхзвуковой областей.

Система снижения шума газотурбинного двигателя содержит глушитель выхлопа, расположенный вблизи выхлопного канала, проход для охлаждающего воздуха и средство создания потока охлаждающего воздуха в проходе.

Изобретение относится к двигателям с разделенным циклом. .
Наверх