Крыло сверхзвукового летательного аппарата
WING OF A SUPERSONIC AIRCRAFT

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике, к тепловой защите частей корпусов и крыльев летательных аппаратов (ЛА), совершающих полет со сверхзвуковыми скоростями в разреженных слоях атмосферы.
Одной из основных проблем создания высокоскоростных сверхзвуковых ЛА является аэродинамический нагрев конструкции, особенно передних кромок крыльев. Для снижения аэродинамического сопротивления требуется меньшая толщина крыла и кромки, но это приводит к нагреву конструкции крыла. И чем тоньше крыло, тем сильнее нагрев, что потенциально может привести к аварийной ситуации.
Известно крыло сверхзвукового ЛА космического самолета Space Shuttle [1]. Оно состоит из углеродных композиционных материалов. При этом оно имеет большую толщину и радиус притупления для снижения нагрева.
Недостатком данной конструкции является превышающее допустимые нормы аэродинамическое сопротивление, вызванное необходимостью иметь формы крыла ЛА, снижающие нагрев (в частности, большой радиус притупления).
Известно устройство передней кромки крыла ЛА по патенту РФ на изобретение №2506199 [2], которое состоит из термоэмиссионного слоя, нанесенного на внутреннюю поверхность передней кромки крыла, отстоящего от него элемента с функцией анода, внутренняя поверхность, которого имеет вспомогательный термоэмиссионный слой и вспомогательный анод.
Недостатком данного устройства является низкая надежность из-за большого количества элементов катодов и анодов.
Наиболее близким к заявляемому изобретению является устройство, описанное в патенте РФ на изобретение №2495788 «Крыло гиперзвукового летательного аппарата в условиях его аэродинамического нагрева» [3], принятое в качестве прототипа, который содержит размещенный в области передней кромки крыла термоэмиссионный слой, причем область передней кромки крыла и термоэмиссионный слой представляют собой катод, который через бортовой потребитель электроэнергии соединен с электропроводящим элементом (анодом), установленным у задней кроме крыла, который через электроизоляционный слой термически связан с каналами, соединенными с охлаждающей магистралью бортовой системы терморегулирования.
Прототип работает следующим образом.
При нагреве в полете с эмиссионного слоя выходят электроны и забирают с собой тепловую энергию. Посредством движения потока происходит снос электронов и уменьшение пространственного заряда около поверхности эмиссии. Далее электроны из потока воспринимаются анодом и через полезную нагрузку возвращаются на катод. Контур термоэмиссионного охлаждения замыкается и работает в непрерывном режиме.
Недостатком прототипа является низкая надежность из-за сложного движения электронов и восприятия их анодом. Они могут быть снесены потоком и при этом не достигнуть анода, и в результате будет образован избыточный положительный заряд, уменьшающий величину термоэмиссионного тока и, соответственно, термоэмиссионного охлаждения передней кромки крыла.
Заявленное изобретение свободно от этих недостатков.
Технический результат, достигаемый при реализации изобретения, заключается в повышении надежности крыла сверхзвукового ЛА с термоэмиссионным охлаждением.
-4
Указанная техническая задача решается тем, что крыло сверхзвукового ЛА, содержащее нанесенный на поверхности области передней кромки крыла термоэмиссионный слой из материала с низкой работой выхода электронов 0.5-3.5 эВ (2.5 эВ, например, работа выхода электронов для «электридов» - [4]), причем область передней кромки крыла и термоэмиссионный слой представляют собой катод, при этом катод электрически соединен с анодом, выполнено из материала с высокой магнитной проницаемостью не ниже 1.25⋅10 Гн/м, в крыле сформировано углубление между катодом и анодом, в углублении с двух сторон от плоскости симметрии крыла закреплены крышки из непроводящего материала, под крышками в углублениях провод с электрической изоляцией обмотан вокруг крыла, анод покрыт слоем из материала с работой выхода электронов ниже работы выхода электронов материала термоэмиссионного слоя на 0.01-2 эВ, между катодом и анодом закреплена изоляция, например, при помощи болтов, концы провода с изоляцией соединены через источник тока, катод и анод электрически соединены через источник напряжения.
Технический результат, достигаемый при реализации заявляемого изобретения, заключается в повышении надежности крыла сверхзвукового ЛА с термоэмиссионным охлаждением за счет уменьшения сноса термоэлектронов набегающим потоком путем организации движения термоэлектронов от термоэмиссионного слоя к анодному слою по линиям магнитной индукции.
Сущность изобретения поясняется на Фиг.
Заявляемое изобретение включает в своем составе термоэмиссионный слой 1, крыло 2, провод с изоляцией 3, крышка 4 из непроводящего материала, анодный слой 5, углубление 6, источник тока 7, источник напряжения 8, изоляция 9 между катодом и анодом.
Термоэмиссионный слой 1, нанесенный на область передней кромки крыла предназначен для термоэмиссии электронов в полете при нагреве, термоэмиссионный слой 1 и область передней кромки крыла представляет собой катод, крыло 2 - для создания подъемной силы, оно выполнено из материала с высокой магнитной проницаемостью для усиления магнитного поля намотанного на крыло провода с изоляцией 3, обмотка 3 из провода с изоляцией - для создания магнитной индукции вокруг крыла, ось витков электрической обмотки параллельна направлению набегающего потока, крышка 4 - из непроводящего материала для защиты провода с изоляцией 3 от воздействия набегающего потока, анодный слой 5, нанесенный на анод - для восприятия термоэлектронов эмиссии, вышедших с термоэмиссионного слоя 1, углубление 6 - для размещения провода с изоляцией 3, углубление располагается между катодом и анодом, источник тока 7 предназначен для создания тока в проводе с изоляцией 3, источник напряжения 8 - для обеспечения перехода электронов с анода на катод внутри источника напряжения 8 и с катода на анод через воздушное пространство, изоляция 9 между катодом и анодом - для предотвращения замыкания электрической цепи между катодом и анодом.
Наличие магнитного поля позволяет снизить подводимое напряжение за счет перенаправления электронов прямо на анод. Меньшее электрическое поле приводит к меньшему нагреву ионами катода.
Заявляемое изобретение работает следующим образом.
При полете крыло 2 и термоэмиссионный слой 1 нагреваются до рабочих температур. С термоэмиссионного слоя 1 происходит термоэлектронная эмиссия и термоэмиссионное охлаждение: термоэлектроны выходят и забирают с собой тепло. Термоэмиссионный слой 1 и крыло 2 при этом охлаждаются. Одновременно включается источник напряжения 8. Между термоэмиссионным слоем 2 и анодным слоем 5 возникает электрическое поле, которое способствует протеканию термоэлектронной эмиссии и переходу термоэлектронов на анодный слой 5. Одновременно в проводе с изоляцией 3 начинает идти ток от источника тока 7. Крыло 2 с термоэмиссионным слоем 1 в данном случае выполняют роль сердечника электромагнита. Причем северный полюс располагается в области передней кромки крыла, а южный полюс - в области задней кромки крыла. В результате термоэмиссионный слой 1 и анодный слой 5 соединены линиями магнитной индукции.
Вышедшие термоэлектроны по линиям магнитной индукции перемещаются к анодному слою 5. Отклонение электронов от линии магнитной индукции заставляет их совершать движение по спирали, как это происходит в магнитных линзах [5]. В разреженных слоях атмосферы направление скорости поступательного движения термоэлектронов вдоль линий магнитной индукции сохраняется (термоэлектроны практически не испытывают сопротивление среды и не отклоняются от линий магнитной индукции). По линиям магнитной индукции происходит перенос термоэлектронов от термоэмиссионного слоя 1 к анодному слою 5.
В процессе восприятия термоэлектронов анодным слоем 5 происходит его нагрев. Для снижения нагрева анодного слоя 5 и для направленного движения термоэлектронов от него к термоэмиссионному слою 1 материал анодного слоя 5 выбран таким, чтобы его работа выхода электронов была ниже работы выхода электронов термоэмиссионного слоя 1.
Пример 1.
-2
2
Крыло выполнено из пермаллоя с магнитной проницаемостью 1.0⋅10 Гн/м, передняя кромка покрыта термоэмиссионным слоем - электридом ([Ca24Al28O64]4+(е-)4 [4]) с работой выхода электронов порядка 2.4 эВ. Провод выполнен из никеля, изоляция из силикона, крышка выполнена из оксида алюминия и закреплена на клей. Анодный слой -также выполнен из электридов (С12А7 Mayenite Electride-Metallic Titanium Composite [6]) с работой выхода 2.1 эВ. При подводимом напряжении от 2 до 5 В, снижение температуры до 800 градусов, плотность тока термоэмиссии до 70 А/см при полете в атмосфере.
Пример 2.
-2
2
Крыло выполнено из Мю-металла с магнитной проницаемостью 2.5⋅10 Гн/м, передняя кромка покрыта термоэмиссионньгм слоем - NbC+Co с работой выхода электронов порядка 2.9 эВ. Провод выполнен из меди, изоляция провода из силикона, крышка выполнена из карбида кремния и закреплена на клей. Анодный слой выполнен из электридов с работой выхода 2.1 эВ [6]. NbC+Co позволяет при температурах порядка 2000 К получить плотность тока термоэмиссии до 20 А/см [7]. Подводимое напряжение порядка 2-5 В, снижение температуры до 200 градусов при полете в атмосфере.
Таким образом, решается указанная техническая задача и достигается результат, который заключается в повышении надежности крыла сверхзвукового ЛА с термоэмиссионным охлаждением за счет уменьшения сноса термоэлектронов набегающим потоком путем организации движения термоэлектронов от термоэмиссионного слоя к анодному слою по линиям магнитной индукции.
Заявляемое изобретение может найти применение при разработке возвращаемых ступеней ракет-носителей и спускаемых аппаратов, имеющих в своем составе аэродинамические поверхности.
Список источников информации
1. Knight N., Song K., Raju I. Space shuttle orbiter wing-leading-edge panel thermo-mechanical analysis for entry conditions // 51st AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference 18th AIAA/ASME/AHS Adaptive Structures Conference 12th. - 2010. - C. 2688.
2. Патент RU 2506199 C1 «Крыло гиперзвукового летательного аппарата в условиях его аэродинамического нагрева» МПК: В64С 3/00 (2006.01), H01J 45/00 (2006.01).
3. Патент RU 2495788 C1 «Крыло гиперзвукового летательного аппарата в условиях его аэродинамического нагрева» МПК: В64С 3/36, В64С 1/38, B64G 1/58, В64С 23/00 (прототип).
4. Khan K. et al. A comprehensive review on synthesis of pristine and doped inorganic room temperature stable mayenite electride, [Ca24Al28O64]4+(e-) 4 and its applications as a catalyst //Progress in Solid State Chemistry. - 2019. - T. 54. - С. 1-19.
5. Фейнман P., Лейтон P., Сэндс M. Фейнмановские лекции по физике. Том 6: Электродинамика.
6. Yoshizumi Т., Hayashi K. // Thermionic Electron Emission from a Mayenite Electride-Metallic Titanium Composite, Applied Physics Express Vol. 6 - 2013. - 015802.
7. Самсонов Г. В. и др. Электродные материалы МГД-канала //Теплофизика высоких температур. - 1974. - Т. 12. - №. 3. - С. 640-644.