Руль аэродинамический гиперзвукового летательного аппарата в условиях его аэродинамического нагрева
Владельцы патента RU 2680949:
Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Уральский федеральный университет имени первого Президента России Б.Н. Ельцина" (УрФУ) (RU)
Изобретение относится к ракетной технике. Аэродинамический руль гиперзвукового летательного аппарата содержит лонжерон, обшивку и пластину из теплопроводного материала с температурой плавления ниже температуры плавления обшивки, которая подпружинена от лонжерона к передней кромке. Пластина имеет поверхностное покрытие из материала, имеющего температуру плавления ниже температуры плавления материала пластины. Внутренняя полость обшивки имеет канавки для отвода расплавленного материала пластины. Изобретение направлено на повышение надежности конструкции при аэродинамическом нагреве. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стабилизации допустимого температурного режима рулей гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА), совершающих полет со сверх- и гиперзвуковыми скоростями и предназначено для повышения надежности конструкции руля в условиях его аэродинамического нагрева.
В настоящее время в ракетно-космической технике известны различные активные и пассивные устройства, обеспечивающие надежность частей ГЛА (крыльев, рулей, носовых частей и др.) при их аэродинамическом нагреве.
Элементы ГЛА с пассивной тепловой защитой, обеспечивающей надежность ГЛА, широко используются в конструкциях многоразовых транспортных космических кораблей в виде многослойных покрытий из металлокерамических плиток (Нейланд В.Я., Тумин A.M., «Аэротермодинамика воздушно-космических самолетов. Конспект лекций». - г. Жуковский: ФАЛТМФТИ, 1991 г., 201 с., с. 131-137).
Такая пассивная тепловая защита имеет высокую стоимость, уменьшает полезную массу носимого груза за счет увеличения балластного веса ГЛА и не обеспечивает требуемой надежности в связи с имевшимися повреждениями тепловой защиты. Материалы такой тепловой защиты имеют низкие допустимые тепловые нагрузки, что приводит к увеличению габаритов крыльев и элементов корпуса ГЛА в ущерб минимизации аэродинамического сопротивления.
Ближайшим из аналогов по технической сущности к заявленному изобретению является аэродинамический руль, описанный в книге Юмашева Л.П. «Конструкции ракет-носителей (вспомогательные системы): Учебное пособие». - Самара: Самарский государ. аэрокосмич. ун-т, 1999. - 190 с. (с. 150-159, рис. 3.8), который имеет обшивку, носок (переднюю кромку), сотовый или пенопластовый заполнитель, лонжерон. Главным недостатком этого варианта является низкая надежность в условиях аэродинамического нагрева при гиперзвуковых скоростях, приводящая к расплавлению как передней кромки и обшивки, так и заполнителя, и, как следствие, к потере прочности руля и его разрушению.
Технический результат изобретения - повышение надежности руля за счет термостабилизации как внутреннего объема, а также передней кромки и обшивки путем уменьшения температуры элементов руля ГЛА в условиях его аэродинамического нагрева.
На фиг. 1 показан общий вид аэродинамического руля ГЛА.
Руль имеет клиновидный профиль, состоит из обшивки 1 и передней кромки 2, выполненных из жаропрочного сплава; лонжерона 3; пластины 4 из теплопроводного сплава (металла), например, меди или ее сплавов, с температурой плавления ниже температуры плавления материала передней кромки и обшивки. На внутренней поверхности обшивки 1, перпендикулярно к передней кромке 2, выполнены канавки 5. Пластина 4 поджата к передней кромке от лонжерона пружинными толкателями, выполненными в виде двух опор 7 с витыми пружинами 6, установленными между ними. Для крепления к корпусу ГЛА и поворотов руля используется ось 8. Плоская пластина 4 может иметь на своих плоскостях поверхностное покрытие из сплава (металла) с температурой плавления ниже температуры плавления материала пластины.
Заявленная конструкция руля работает следующим образом. При полете ГЛА с большими гиперзвуковыми скоростями происходит аэродинамический нагрев жаропрочных передней кромки 2 и оболочки 1, при этом максимальная температура нагрева реализуется в зоне передней кромки 2. Поток тепла от зоны передней кромки за счет теплопроводности материала жаропрочной оболочки передается на пластину 4, выполненную, например, из меди или ее сплавов. При достижении температуры, равной температуре плавления материала пластины, происходит плавление поверхности пластины, контактирующей с внутренней поверхностью оболочки крыла в зоне передней кромки 2. Расплавленный металл пластины 4 из зоны внутренней поверхности кромки 2 пружинными толкателями 6, опирающимися на лонжерон 3, выдавливается в канавки 5 внутренней полости руля и твердая (еще не расплавленная) часть пластины оказывается во все время воздействия аэродинамического нагрева в полете перемещаема и прижата к внутренней поверхности передней кромки. Поверхностное покрытие пластины 4 (например, цинковое покрытие) расплавляется быстрее, чем сам материал пластины, создавая условия жидкостного трения для перемещения пластины без сопротивления под действием пружинных толкателей 6 в сторону передней кромки 2. Таким образом достигается снижение температуры материала кромки и оболочки руля в передней зоне и общая стабилизация теплового режима руля с температурой, близкой к температуре плавления материала пластины 4.
1. Руль аэродинамический гиперзвукового летательного аппарата в условиях его аэродинамического нагрева, содержащий жаропрочную металлическую обшивку с передней кромкой и лонжероном, наполненную заполнителем, отличающийся тем, что на внутренней поверхности обшивки выполнены канавки, а в качестве заполнителя используют подпружиненную в сторону передней кромки от лонжерона плоскую пластину из высокотеплопроводного материала с температурой плавления ниже температуры плавления материала обшивки.
2. Руль по п. 1, отличающийся тем, что на пластину нанесено тонкое покрытие из материала с температурой плавления ниже температуры плавления материала пластины.
