Система для тепловой защиты и уменьшения лобового сопротивления сверхвысокоскоростного летательного аппарата

Система для тепловой защиты сверхвысокоскоростного летательного аппарата содержит источник (200) газа-холода, расположенный внутри герметичной полости, и приводное устройство (100) источника газа-холода для преобразования источника (200) газа-холода в газ высокого давления. Часть поверхности стенки (310) полости сверхвысокоскоростного летательного аппарата имеет слоистую структуру, которая включает переходный слой, через который проходит газ источника холода, и наружный поверхностный слой, расположенный у поверхности переходного слоя и снабженный множеством микропор для сообщения между переходным слоем и пространством снаружи от полости. Приводное устройство источника (200) газа-холода содержит резервуар (210) источника (200) газа-холода, воздушный насос (110) и буфер (150). Воздушный насос сообщается с резервуаром (210) источника газа-холода. Буфер (150) содержит впускной и выпускной каналы. Впускной канал буфера (150) сообщается с резервуаром (210) источника холода, выпускной канал буфера сообщается с переходным слоем поверхности стенки полости. На участке, где выпускной канал буфера (150) сообщается с переходным слоем, предусмотрен изолирующий клапан. В рабочем режиме воздушный насос (110) подает сжатый воздух в резервуар (210) источника газа-холода, который поступает в буфер (150) и испаряется под давлением воздуха, образующийся газ извергается в переходный слой поверхности стенки полости из выпускного канала буфера(150), когда изолирующий клапан открыт, а затем извергается из полости через микропоры (300) наружного поверхностного слоя с образованием пленки газа. Изобретение направлено на повышение безопасности сверхвысокоскоростного летательного аппарата и срока его службы. 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Область техники

Настоящее изобретение относится к производству сверхвысокоскоростных летательных аппаратов, в частности - к способу и системе для тепловой защиты и уменьшения лобового сопротивления сверхвысокоскоростного летательного аппарата.

Предпосылки к созданию изобретения

Под сверхвысокоскоростными летательными аппаратами понимают летательные аппараты со скоростью полета, соответствующей числу Маха не ниже 5, в том числе - ракеты, космические аппараты, космические корабли многоразового использования, космопланы и т.п. Сверхвысокоскоростные летательные аппараты испытывают в полете две основные проблемы, заключающиеся в том, что: (1) при входе в атмосферный слой или выходе из него они могут сталкиваться с проблемой вязкого трения о воздух, и для преодоления этого аэродинамического сопротивления требуется большое количество энергии; и (2) они могут сталкиваться с явлением сильного нагрева из-за трения вследствие аэродинамической ударной волны во время полета: возникает тепловой барьер, а в тяжелых случаях может образовываться плазма высокой температуры (несколько тысяч градусов), что приводит к прерыванию связи, поэтому указанный этап полета отличается высоким риском.

Что касается вязкого трения о воздух, то обычно для современных сверхвысокоскоростных летательных аппаратов существует возможность уменьшить сопротивление воздуха за счет придания конструкции аппарата обтекаемого профиля.

С точки зрения тепловой защиты сверхвысокоскоростных летательных аппаратов, современные отечественные и зарубежные исследования подразделяются на изучение шести типов тепловой защиты, а именно - тепловой защиты посредством теплоотвода, радиационной тепловой защиты, абляционной тепловой защиты, тепловой защиты испарительным охлаждением, поверхностной тепловой защиты и рассеяния тепла с помощью теплоотводящих труб. Среди указанных методов абляционная тепловая защита и тепловая защита испарительным охлаждением отличаются относительно лучшей эффективностью и подходят для летательных аппаратов, страдающих от явления сильного нагрева (например, образования плазмы за счет образования тепла вследствие трения). Однако и тот и другой из вышеупомянутых методов затруднительно использовать для обеспечения долгосрочной тепловой защиты, в результате чего возникают ситуации, когда дорогостоящие летательные аппараты приходится подвергать капитальному ремонту или выводить из употребления после нескольких запусков. Кроме того, трудно регулировать внутреннюю температуру летательных аппаратов при использовании этих двух методов, в то время как продолжительное повышение внутренней температуры летательных аппаратов подвергает серьезной опасности носимую систему. Наконец, соответствующая система защиты имеет сложную структуру, и высока вероятность случайного ее отказа.

Таким образом, технология уменьшения лобового сопротивления для эффективного уменьшения вязкого трения о воздух и технология тепловой защиты для эффективного замедления и преодоления теплового барьера, а также предотвращения чрезмерной тепловой эрозии - это вопросы, требующие срочного изучения применительно к сверхвысокоскоростным летательным аппаратам.

КРАТКОЕ ИЗЛОЖЕНИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Ввиду описанного выше технического состояния, изобретение предлагает способ тепловой защиты и уменьшения лобового сопротивления для высокоскоростного летательного аппарата, применение которого, в частности, способно предотвращать чрезмерную тепловую эрозию сверхвысокоскоростного летательного аппарата с одновременным уменьшением вязкого сопротивления летательного аппарата о воздух.

Заявленное в качестве изобретения техническое решение представляет собой способ тепловой защиты и уменьшения лобового сопротивления сверхвысокоскоростного летательного аппарата, где внутри полости сверхвысокоскоростного летательного аппарата предусмотрен источник холода, на поверхности стенки полости сверхвысокоскоростного летательного аппарата размещено множество микропор, а источник холода под действием движущей силы извергается из микропор в виде газа высокого давления таким образом, что на наружной поверхности полости образуется пленка газа.

В отношении местоположения микропор не установлено ограничений, в предпочтительном случае микропоры располагаются на носовом конусе (или головке) и/или в области хвостового оперения или в иной подобной области полости сверхвысокоскоростного летательного аппарата.

В отношении характера распределения микропор на поверхности стенки полости сверхвысокоскоростного летательного аппарата также не установлено ограничений, в предпочтительном случае микропоры распределены равномерно по поверхности стенки полости сверхвысокоскоростного летательного аппарата. Наиболее предпочтительным является равномерное распределение микропор по поверхности стенки полости сверхвысокоскоростного летательного аппарата в соответствии с аэродинамическими характеристиками.

В отношении формы микропор не установлено ограничений: микропоры могут представлять собой цилиндрические или фасонные отверстия, а их поперечное сечение может иметь правильную (например, круглую или т.п.) форму или неправильную форму (например, форму бабочки, форму совка или т.п.). Численное моделирование показывает, что, когда микропоры представляют собой фасонные отверстия, предпочтительно, чтобы источник холода извергался, покрывая поверхность полости таким образом, чтобы образовывалась пленка газа, а наилучшее охлаждающее действие достигалось бы с меньшим количеством микропор, что повышает эффективность охлаждения с помощью пленки газа и одновременно увеличивает конструкционную прочность.

В отношении диаметра микропор не устанавливается ограничений: в предпочтительном случае диаметр микропор проектируется с учетом конструкционной прочности полости сверхвысокоскоростного летательного аппарата и степени покрытия источником холода поверхности стенки полости. В одном из вариантов осуществления микропоры представляют собой круглые цилиндрические отверстия диаметром от 0,05 мм до 2,0 мм.

В отношении источника холода не установлено ограничений: источником холода может быть такой источник охлаждения, как, например, жидкий азот, сухой лед, сжатый воздух или другой охлаждающий материал, получаемый химической реакцией.

В отношении движущей силы не устанавливается ограничений: такой силой может быть давление, сила упругости, электрическая энергия и т.п.

Скорость полета сверхвысокоскоростного летательного аппарата соответствует числу Маха не менее 5. Сверхвысокоскоростным летательным аппаратом могут быть ракета, космический аппарат, космический корабль многоразового использования, космоплан и т.п.

В отношении материала полости сверхвысокоскоростного летательного аппарата не установлено ограничений: таким материалом могут быть высокотемпературные композиты С-С, композиты C-SiC и т.п.

В целом, способ по настоящему изобретению применим к высокоскоростным летательным аппаратам, в частности - к сверхвысокоскоростным летательным аппаратам. При осуществлении настоящего изобретения на поверхности полости сверхвысокоскоростного летательного аппарата образуется пленка низкотемпературного газа; при этом настоящее изобретение имеет следующие полезные эффекты.

(1) Пленка низкотемпературного газа располагается на поверхности полости сверхвысокоскоростного летательного аппарата, с газовой пленкой взаимодействует внешний газ, за счет чего эффективно предотвращается образование большого количества тепла вследствие прямого трения между внешним газом и сверхвысокоскоростным летательным аппаратом. При этом внешний газ в первую очередь подвергается трению со слоем пленки газа, что эффективно уменьшает вязкое трение газа между сверхвысокоскоростным летательным средством и внешним газом, а уменьшение вязкого трения газа способствует снижению температуры сверхвысокоскоростного летательного аппарата.

(2) Пленка низкотемпературного газа образуется за счет извержения источника холода изнутри полости сверхвысокоскоростного летательного аппарата наружу, в процессе чего источник холода уносит с собой большое количество тепла изнутри полости летательного аппарата, благодаря чему обеспечивается эффективное регулирование внутренней температуры сверхвысокоскоростного летательного аппарата, что позволяет эффективно предотвращать повреждения, вызываемые постоянным повышением внутренней температуры летательного аппарата.

Таким образом, применение способа по настоящему изобретению позволяет не только осуществлять тепловую защиту на сверхвысокоскоростных летательных аппаратах, но и эффективно уменьшать вязкое трение между высокоскоростным летательным аппаратом и внешним газом, в результате чего улучшается энергетическая эффективность и конечная скорость сверхвысокоскоростного летательного аппарата. Этот способ может ослаблять или предотвращать явление теплового барьера, уменьшать абляцию материала теплозащитного слоя, повышать безопасность сверхвысокоскоростного летательного аппарата и продлевать срок его службы, то есть имеет хорошие перспективы применения.

Изобретение также предусматривает систему для уменьшения лобового сопротивления и обеспечения тепловой защиты высокоскоростного летательного аппарата, а именно - систему для уменьшения лобового сопротивления и тепловой защиты сверхвысокоскоростного летательного аппарата, содержащую источник холода, расположенный внутри герметичной полости сверхвысокоскоростного летательного аппарата, и приводное устройство источника холода для преобразования источника холода в газ высокого давления и извержения источника холода.

По меньшей мере часть поверхности стенки полости сверхвысокоскоростного летательного аппарата имеет слоистую структуру, которая включает переходный слой, через который проходит газ источника холода, и наружный поверхностный слой, расположенный у поверхности переходного слоя и снабженный множеством микропор для сообщения между переходным слоем и пространством снаружи от полости.

Приводное устройство источника холода содержит резервуар для источника холода, воздушный насос и буфер; воздушный насос сообщается с резервуаром для источника холода; буфер содержит впускной и выпускной каналы, при этом впускной канал буфера сообщается с резервуаром для источника холода, а выпускной канал сообщается с переходным слоем поверхности стенки полости, причем на участке, где выпускной канал буфера сообщается с переходным слоем, предусмотрен изолирующий клапан.

Во время работы воздушный насос подает сжатый воздух в резервуар для источника холода, источник холода поступает в буфер и испаряется под давлением воздуха, газ извергается в переходный слой поверхности стенки полости из выпускного канала буфера, когда изолирующий клапан открыт, затем извергается из полости через микропоры наружного поверхностного слоя, образуя пленку газа.

Переходный слой служит для направления газа источника холода к наружному поверхностному слою и может представлять собой полый слой или другой диэлектрический слой, через который может проходить газ источника холода.

Для повышения эффективности извержения источника холода, в одном из предпочтительных вариантов осуществления количество выпускных каналов буфера равно двум или более, и каждый выпускной канал сообщается с переходным слоем поверхности стенки полости, а на сообщающемся участке предусмотрены изолирующие клапаны.

В другом предпочтительном варианте осуществления изобретения для повышения эффективности извержения источника холода приводное устройство источника холода дополнительно содержит диффузор, содержащий по меньшей мере один впускной канал и два или более выпускных каналов, при этом впускной канал диффузора сообщается с выпускным каналом буфера, каждый выпускной канал диффузора сообщается с переходным слоем поверхности стенки полости, а на участке, где каждый выпускной канал диффузора сообщается с переходным слоем, предусмотрен изолирующий клапан; после испарения источник холода поступает в диффузор через впускной канал диффузора, затем, разделившись на газовые потоки в множественных протоках, выбрасывается в промежуточный слой поверхности стенки из каждого выпускного канала диффузора, и, наконец, извергается из полости через микропоры наружного поверхностного слоя с образованием пленки газа.

В предпочтительном случае между воздушным насосом и резервуаром для источника холода предусматриваются электрический и обратный клапаны. В рабочем режиме сжатый воздух поступает в резервуар для сжатого воздуха, когда электрический и обратный клапан открыты, при этом поток воздуха может контролироваться регулировкой электрического клапана.

В предпочтительном случае между резервуаром для источника холода и буфером предусмотрен обратный клапан, в рабочем режиме источник холода поступает в буфер, когда обратный клапан открыт.

В предпочтительном случае приводное устройство источника холода дополнительно содержит датчик температуры для контроля температуры источника холода в буфере.

Для регулирования расхода источника холода, поступающего из резервуара для источника холода в буфер, в резервуаре для источника холода предусмотрен датчик давления, а на резервуаре для источника холода предусмотрен предохранительный клапан для регулировки давления газа в резервуаре для источника холода.

В предпочтительном случае поверхность стенки полости, имеющая слоистую структуру, находится на носовом конусе и/или в области хвостового оперения или в иной подобной области полости.

В предпочтительном случае микропоры равномерно распределены по поверхности стенки полости сверхвысокоскоростного летательного аппарата.

В предпочтительном случае микропоры представляют собой некруглые поры; еще более предпочтительно, чтобы диаметр микропор находился в пределах от 0,05 мм до 2,0 мм.

В отношении источника холода не установлено ограничений: в качестве источника холода может использоваться жидкий азот, сухой лед, сжатый воздух или другой охлаждающий материал, получаемый химическими реакциями.

Скорость полета сверхвысокоскоростного летательного аппарата соответствует числу Маха не менее 5. Сверхвысокоскоростным летательным аппаратом могут быть ракета, космический аппарат, космический корабль многоразового использования, космоплан и т.п.

В отношении материала полости сверхвысокоскоростного летательного аппарата не установлено ограничений: таким материалом могут быть высокотемпературные композиты С-С, композиты C-SiC и т.п.

При осуществлении способа по настоящему изобретению на поверхности полости сверхвысокоскоростного летательного аппарата образуется пленка низкотемпературного газа, что позволяет не только осуществлять тепловую защиту на сверхвысокоскоростных летательных аппаратах, но и эффективно уменьшать вязкое трение между высокоскоростным летательным аппаратом и внешним газом, за счет чего улучшается энергетическая эффективность и конечная скорость сверхвысокоскоростного летательного аппарата. Применение способа может ослаблять или предотвращать явление теплового барьера, уменьшать абляцию материала теплозащитного слоя, повышать безопасность сверхвысокоскоростного летательного аппарата и продлевать срок его службы, в связи с чем этот способ имеет хорошие перспективы.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

На Фиг. 1 представлено схематичное изображение конструкции системы для тепловой защиты и уменьшения лобового сопротивления сверхвысокоскоростного летательного аппарата в соответствии с вариантом 1 осуществления настоящего изобретения;

На Фиг. 2 схематично показана трехмерная структура поверхности стенки носовой области полости по Фиг. 1;

На Фиг. 3 схематично показан вид сверху на конструкцию по Фиг. 2;

На Фиг. 4 схематично показано сечение конструкции по линии А-А по Фиг. 3; и

На Фиг. 5 показан в увеличенном виде участок В по Фиг. 4.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Настоящее изобретение описано в связи с прилагаемыми чертежами и вариантами осуществления; описываемый же ниже вариант осуществления предназначен для облегчения понимания настоящего изобретения, но не ограничивает его объема.

На Фиг. 1-3 используются следующие цифровые обозначения: приводное устройство источника холода 100, источник холода 200, микропоры 300, резервуар для источника холода 210, воздушный насос 110, электрический клапан 120, обратный клапан 130, обратный клапан 140, буфер 150, датчик температуры 160, диффузор 170, предохранительный клапан 220, датчик давления 230, поверхность стенки 310 головки полости, переходный слой 320, наружный поверхностный слой 330.

Вариант осуществления 1

Для дополнительного пояснения технического решения по настоящему изобретению система для тепловой защиты и уменьшения лобового сопротивления сверхвысокоскоростного летательного аппарата описана подробно со ссылками на прилагаемые чертежи. При этом предполагается, что описываемые варианты осуществления приводятся исключительно для пояснения настоящего изобретения и не ограничивают его объема.

В данном варианте осуществления, как показано на Фиг. 1, сверхвысокоскоростной летательный аппарат содержит герметичную полость, система для тепловой защиты и уменьшения лобового сопротивления сверхвысокоскоростного летательного аппарата содержит источник холода 200, расположенный внутри герметичной полости сверхвысокоскоростного летательного аппарата, и приводное устройство 100 источника холода для преобразования источника холода 200 в газ высокого давления и выброса такого газа высокого давления. Поверхность стенки 310 носовой области герметичной полости сверхвысокоскоростного летательного аппарата имеет слоистую структуру. На Фиг. 2 схематично показана трехмерная структура поверхности стенки носовой области полости по Фиг. 1; на Фиг. 3 схематично показан вид сверху на конструкцию по Фиг. 2; на Фиг. 4 схематично показано сечение конструкции по линии А-А по Фиг. 3; а на Фиг. 5 показан в увеличенном виде участок В по Фиг. 4. Как видно из Фиг. 2-5, слоистая структура содержит переходный слой 320 и и прилегающий к его поверхности (если смотреть в направлении изнутри кнаружи полости) наружный поверхностный слой 330, причем поверхностный слой 330 снабжен множеством микропор 300 для сообщения переходного слоя 320 с пространством снаружи от полости. Микропоры 300 распределены по поверхности стенки 310 носовой области герметичной полости сверхвысокоскоростного летательного аппарата расходящимся образом, каждая из микропор имеет форму совка, а угол между нормалью каждой микропоры и нормалью поверхности стенки 310 носовой области полости находится в пределах от 0 до 90 градусов.

Приводное устройство 100 источника холода содержит резервуар 210 для источника холода, воздушный насос 110, буфер 150 и диффузор 170. Воздушный насос 110 сообщается с резервуаром 210 для источника холода. Буфер 150 содержит впускной выпускной каналы. Диффузор 170 содержит по меньшей мере один впускной канал и два или более выпускных канала. Впускной канал буфера сообщается с резервуаром 210 для источника холода, выпускной канал буфера сообщается с впускным каналом диффузора, каждый выпускной канал диффузора сообщается с переходным слоем 320 поверхности стенки полости (как показано на Фиг. 1, переходный слой 320 поверхности стенки полости сообщается с тремя выпускными каналами диффузора), а на участке, где каждый выпускной канал диффузора сообщается с переходным слоем 320 поверхности стенки полости, предусмотрен изолирующий клапан (не показан на Фиг. 1).

Между воздушным насосом 110 и резервуаром 210 для источника холода предусмотрены электрический клапан 120 и обратный клапан 130, причем обратный клапан 130 используется для обеспечения поступления воздуха в резервуар 210 для источника холода.

Между резервуаром 210 для источника холода и буфером 150 предусмотрен обратный клапан 140, который используется для обеспечения поступления источника холода 200 в буфер 150.

Резервуар 210 для источника холода снабжен датчиком давления 230 и предохранительным клапаном 220.

В настоящем варианте осуществления изобретения в качестве источника холода 200 используется жидкий азот.

В рабочем режиме сжатый воздух поступает в резервуар 210 для источника холода, когда электрический клапан 120 и обратный клапан 130 открыты, и приведен в действие воздушный насос 110, и расход воздуха можно контролировать регулировкой электрического клапана 120. Под давлением воздуха при открытии обратного клапана жидкий азот поступает в буфер 150; после испарения и превращения жидкого азота в газообразный азот последний из буфера 150 поступает под давлением в диффузор 170 через его впускное отверстие, после чего газообразный азот расходится в множественных протоках. Когда изолирующие клапаны открыты, газообразный азот извергается в переходный слой 320 поверхности стенки носовой области полости из каждого выпускного отверстия диффузора 170, и затем, после прохождения через переходный слой, извергается из полости через микропоры 300 в наружном поверхностном слое 330 таким образом, чтобы образовалась пленка газа.

Датчик давления 230 следит за давлением газа в резервуаре 210 для источника холода, и предохранительный клапан 220 посредством наблюдения за датчиком давления 230 в режиме реального времени осуществляет регулирование давления газа а резервуаре 210 для источника холода с тем, чтобы можно было контролировать расход жидкого азота, выводимого из резервуара 210 источника холода в буфер 150.

Буфер 150 соединен с датчиком температуры 160, который используется для контроля температуры газообразного азота в буфере 150.

Технические решения по настоящему изобретению поясняются подробно посредством описанных выше вариантов осуществления; при этом, предполагается, что выше упоминаются всего лишь частные варианты осуществления настоящего изобретения, не ограничивающие его объема, и что в объем защиты настоящего изобретения следует включать любые изменения дополнения и т.п., не допускающие отступления от сущности настоящего изобретения.

1. Система для тепловой защиты сверхвысокоскоростного летательного аппарата, содержащая источник холода, расположенный внутри герметичной полости сверхвысокоскоростного летательного аппарата, и приводное устройство источника холода для преобразования источника холода в газ высокого давления и извержения газа высокого давления; где

по меньшей мере часть поверхности стенки полости сверхвысокоскоростного летательного аппарата имеет слоистую структуру, которая включает переходный слой, через который проходит газ источника холода, и наружный поверхностный слой, расположенный у поверхности переходного слоя и снабженный множеством микропор для сообщения между переходным слоем и пространством снаружи от полости;

приводное устройство источника холода содержит резервуар для источника холода, воздушный насос и буфер; воздушный насос сообщается с резервуаром для источника холода; буфер содержит впускной и выпускной каналы, при этом впускной канал буфера сообщается с резервуаром для источника холода, выпускной канал буфера сообщается с переходным слоем поверхности стенки полости, а на участке, где выпускной канал буфера сообщается с переходным слоем, предусмотрен изолирующий клапан; и

в рабочем режиме воздушный насос подает сжатый воздух в резервуар для источника холода, источник холода поступает в буфер и испаряется под давлением воздуха, образующийся газ извергается в переходный слой поверхности стенки полости из выпускного канала буфера, когда изолирующий клапан открыт, а затем извергается из полости через микропоры наружного поверхностного слоя с образованием пленки газа.

2. Система по п. 1, отличающаяся тем, что количество выпускных каналов буфера равно двум или более.

3. Система по п. 1, отличающаяся тем, что приводное устройство источника холода дополнительно содержит диффузор, имеющий по меньшей мере один впускной канал и два или более выпускных каналов, при этом впускной канал диффузора сообщается с выпускным каналом буфера, каждый выпускной канал диффузора сообщается с переходным слоем поверхности стенки полости, а на участке, где каждый выпускной канал диффузора сообщается с переходным слоем, предусмотрен изолирующий клапан; источник холода после испарения поступает в диффузор через впускной канал диффузора, затем, разделившись на потоки газа в множественных протоках, выбрасывается в промежуточный слой поверхности стенки из каждого выпускного канала диффузора, после чего извергается из полости через микропоры наружного поверхностного слоя с образованием пленки газа.

4. Система по любому из пп. 1-3, отличающаяся тем, что между воздушным насосом и резервуаром для источника холода предусмотрены электрический и обратный клапаны, при этом в рабочем режиме сжатый воздух поступает в резервуар для сжатого воздуха, когда электрический и обратный клапан открыты, причем поток воздуха контролируется регулировкой электрического клапана.

5. Система по любому из пп. 1-3, отличающаяся тем, что между резервуаром для источника холода и буфером предусмотрен обратный клапан, причем в рабочем режиме источник холода поступает в буфер, когда обратный клапан открыт.

6. Система по любому из пп. 1-3, отличающаяся тем, что приводное устройство источника холода дополнительно содержит датчик температуры для контроля температуры источника холода в буфере.

7. Система по любому из пп. 1-3, отличающаяся тем, что в резервуаре для источника холода предусмотрен датчик давления, а на резервуаре для источника холода предусмотрен предохранительный клапан для регулировки давления газа в резервуаре для источника холода.

8. Система по любому из пп. 1-3, отличающаяся тем, что скорость полета сверхвысокоскоростного летательного аппарата соответствует числу Маха не менее 5.

9. Система по любому из пп. 1-3, отличающаяся тем, что сверхвысокоскоростной летательный аппарат представляет собой ракету, космический аппарат, космический корабль многоразового использования или космоплан.

10. Система по любому из пп. 1-3, отличающаяся тем, что поверхность стенки полости, имеющей слоистую структуру, находится на носовом конусе и/или в области хвостового оперения полости.

11. Система по любому из пп. 1-3, отличающаяся тем, что микропоры равномерно распределены по поверхности стенки полости сверхвысокоскоростного летательного аппарата.

12. Система по любому из пп. 1-3, отличающаяся тем, что микропоры представляют собой некруглые поры.

13. Система по любому из пп. 1-3, отличающаяся я тем, что в качестве источника холода используется жидкий азот, или сухой лед, или сжатый воздух, или другой охлаждающий материал, получаемый в результате химических реакций.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к теплозащите преимущественно гиперзвуковых летательных аппаратов. Способ заключается в разбивке теплозащитного покрытия на плитки и их закреплении на силовом каркасе аэродинамической поверхности (АП).

Изобретение относится к тепловой защите объектов космической и/или криогенной техники, а также может быть использовано в других отраслях народного хозяйства. Материал состоит из чередующихся слоев экранов металлизированной теплоотражающей перфорированной пленки и сепарационной прокладки.

Изобретение относится к конструкции корпусов скоростных летательных аппаратов (ЛА), преимущественно малых калибров. Для обечайки с длиной образующей L и с гладкой несущей стенкой толщиной δ корпуса цилиндрической, конической или биконической формы - в стенке обечайки с одного или двух торцов осесимметрично выполнены глухие отверстия диаметром d и длиной l1, l2 таким образом, чтобы δ=d+2(0,5-4,0) мм, L=(l1+l2)+(2-20) мм.

Изобретение относится военной технике. Надувной теплоизоляционный купол включает ограждение, составленное из соединенных между собой изогнутого покрытия и двух торцевых стенок, выполненных из гибкого, упругого материала, при этом изогнутое покрытие состоит из двух горизонтальных труб–коллекторов, полость которых по боковой поверхности соединена между собой изогнутыми трубами.

Группа изобретений относится к области защиты сооружаемых на Луне объектов от радиации, экстремальных температур и микрометеороидов. Средство защиты содержит оболочку, заполненную реголитом и изготовленную из материала на основе стекловолокна с пределами рабочих температур от -200°C до +550°C и прочностью на уровне 180 ÷ 400 кгс/мм2.

Изобретение относится к области защиты от молний. Молниеотвод (200) установлен на защищаемой конструкции (100) и содержит поверхностное покрытие, несколько электропроводящих элементов (204), распределенных по конструкции, защитное покрытие (205).

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.

Группа изобретений относится к теплоизоляции агрегатов двигательной установки космического объекта (ДУ КО). Теплоизоляция агрегатов ДУ КО содержит теплоизоляцию из пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ) криогенного бака и гермооболочку криогенного бака поверх них из мягкого неметаллического материала.

Группа изобретений относится к теплоизоляции агрегатов двигательной установки космического объекта (ДУ КО). Теплоизоляция агрегатов ДУ КО содержит теплоизоляцию из пакетов экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ) криогенного бака и гермооболочку криогенного бака поверх них из мягкого неметаллического материала.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Предложенное теплозащитное покрытие (ТЗП) корпуса возвращаемого ЛА содержит намотанную на силовую оболочку по спирали ленту.

Аэродинамический фюзеляж самолета содержит переднюю, основную и хвостовую части. Основная часть фюзеляжа в поперечном сечении выполнена с шириной, превышающей высоту, которая плавно уменьшается в сторону хвостовой части.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике и может быть использовано для обеспечения теплового режима бортовой аппаратуры сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА).

Изобретение относится к летательным аппаратам с тепловой абляционной защитой. Наконечник гиперзвукового летательного аппарата выполнен из углерод-углеродного композиционного материала.

Изобретение относится к ракетно-авиационной технике и может быть использовано в конструкции негерметичных отсеков двигательных установок (ДУ) сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА).

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.

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.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается защитных панелей. Защитная панель летательного аппарата (ЛА) состоит из плиток, жестко закрепленных на внешней поверхности ЛА.

Носовая часть для сверхзвукового летательного объекта имеет конусообразную форму тела с низким сопротивлением, симметричную относительно центральной оси, и элемент деформации, имеющий волнообразную форму.
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.
Изобретение относится к активной тепловой защите теплонапряженных элементов конструкции летательного аппарата (ЛА), управлению его обтеканием и работой силовой установки.

Гиперзвуковой летательный аппарат (ЛА) содержит корпус с системой тепловой защиты, бак горючего с системой подачи и регулирования. Корпус представляет симметрично увеличивающееся и уменьшающееся по оси тело, имеющее форму веретена, остроугольного треугольника либо диска, и имеет систему регенеративного охлаждения горючим корпуса ЛА. Имеется система регулируемой подачи горючего на внешнюю оболочку корпуса в зоне сжатия воздушного потока с возможностью его воспламенения в зоне максимального сжатия и температуры. Предусмотрено при малых скоростях полета обеспечение принудительного горения в зоне расширения потока, создающего тягу ЛА, а также изменение подачи горючего в соответствующую зону внешней поверхности корпуса для управления полетом ЛА. Возможно использовать дополнительно ракетный двигатель твердого топлива. Изобретение направлено на упрощение тепловой защиты. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Система для тепловой защиты сверхвысокоскоростного летательного аппарата содержит источник газа-холода, расположенный внутри герметичной полости, и приводное устройство источника газа-холода для преобразования источника газа-холода в газ высокого давления. Часть поверхности стенки полости сверхвысокоскоростного летательного аппарата имеет слоистую структуру, которая включает переходный слой, через который проходит газ источника холода, и наружный поверхностный слой, расположенный у поверхности переходного слоя и снабженный множеством микропор для сообщения между переходным слоем и пространством снаружи от полости. Приводное устройство источника газа-холода содержит резервуар источника газа-холода, воздушный насос и буфер. Воздушный насос сообщается с резервуаром источника газа-холода. Буфер содержит впускной и выпускной каналы. Впускной канал буфера сообщается с резервуаром источника холода, выпускной канал буфера сообщается с переходным слоем поверхности стенки полости. На участке, где выпускной канал буфера сообщается с переходным слоем, предусмотрен изолирующий клапан. В рабочем режиме воздушный насос подает сжатый воздух в резервуар источника газа-холода, который поступает в буфер и испаряется под давлением воздуха, образующийся газ извергается в переходный слой поверхности стенки полости из выпускного канала буфера, когда изолирующий клапан открыт, а затем извергается из полости через микропоры наружного поверхностного слоя с образованием пленки газа. Изобретение направлено на повышение безопасности сверхвысокоскоростного летательного аппарата и срока его службы. 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

Наверх