СПОСОБ АКТИВНОЙ ТЕПЛОЗАЩИТЫ И МОДУЛЯЦИИ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
METHOD OF HYPERSONIC AIRCRAFT ACTIVE HEAT PROTECTION AND AERODYNAMIC DRAG

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике, в частности к активной тепловой защите теплонапряженных передних кромок летательного аппарата (ЛА).
При движении летательного аппарата с высокой скоростью в пределах атмосферы возникает проблема теплозащиты теплонапряженных передних кромок ЛА. Важным требованием, которое предъявляют к разрабатываемым системам теплозащиты, является эффективная защита конструкции ЛА от теплового перегрева без существенного ухудшения его массогабаритных характеристик, приводящего к увеличению аэродинамического сопротивления и снижению топливной эффективности ЛА.
Известен способ охлаждения поверхности космического корабля при входе его в плотные слои атмосферы (патент RU №1711438 A1, МПК B64G 1/58, 15.08.89), включающий ввод в набегающий высокоскоростной поток перед защищаемой поверхностью конструкции летательного аппарата теплопоглощающей среды в виде смеси инертного газа и ферромагнитных частиц размером не более 20 мкм и создание условий для поглощения ею избыточной тепловой энергии, поступающей на защищаемую поверхность.
Недостатком известного технического решения является необходимость создания в окрестности защищаемой поверхности магнитного поля с помощью материалоемких и энергоемких магнитных систем.
Наиболее близким из известных технических решений к предлагаемому способу активной теплозащиты и модуляции аэродинамического сопротивления летательного аппарата является принятый за прототип способ теплозащиты и модуляции аэродинамического сопротивления объекта, спускаемого с космического аппарата (патент RU №2219110 C1, МПК B64G 1/58, С09Д 1/02, В64С 1/38, 31.05.2002), включающий ввод в набегающий поток теплоносителя и формирование теплозащитного слоя.
Недостатком известного технического решения является сложная технология формирования испаряемого защитного слоя на поверхности объекта в специфических условиях космоса.
Задачей заявленного изобретения является создание эффективной теплозащиты теплонапряженных передних кромок ЛА и модуляции аэродинамического сопротивления летательного аппарата при его гиперзвуковом полете в пределах атмосферы.
Технический результат, получаемый при осуществлении изобретения, заключается в снижении пиковых тепловых нагрузок на элементы конструкции ЛА, увеличении срока их службы и повышении топливной эффективности силовой установки ЛА.
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в способе активной теплозащиты и модуляции аэродинамического сопротивления летательного аппарата, включающем ввод в набегающий поток теплоносителя и формирование теплозащитного слоя, в качестве теплоносителя выбирают метангидрат, который преобразуют в смесь паров воды и метана и подают ее под давлением в пульсирующем режиме с частотой более 100 Гц навстречу набегающему потоку через открытый вход газоструйного резонатора, установленного в носовой части летательного аппарата, передняя кромка которого воспринимает пиковые тепловые нагрузки, осуществляют диссоциацию молекул воды и метана с поглощением энергии набегающего высокоскоростного потока и излучения головной ударной волны, создают модуляцию аэродинамического сопротивления, которая способствует устойчивости пограничного слоя в окрестности защищаемых теплонапряженных элементов конструкции летательного аппарата и направляют компоненты разложения молекул воды и метана, а также продуктов синтеза водорода и ацетилена в камеру сгорания силовой установки летательного аппарата для повышения ее топливной эффективности.
Суть предлагаемого способа заключается в том, что в качестве теплоносителя выбирают метангидрат, который размещают в контейнере на летательном аппарате, преобразуют его в смесь паров воды и метана. При этом поглощается значительное количество энергии набегающего высокоскоростного потока, включая излучение ударной волны, на плавление и испарение метангидрата, на диссоциацию молекул воды и метана и синтез водорода и ацетилена. Далее смесь паров воды и метана с помощью газоструйного резонатора, установленного в носовой части летательного аппарата, подают под давлением в пульсирующем режиме с частотой более 100 Гц навстречу набегающему потоку, передняя кромка газоструйного резонатора воспринимает пиковые тепловые нагрузки, формируют теплозащитный слой, снижающий пиковые тепловые нагрузки на элементы конструкции ЛА, осуществляют диссоциацию молекул воды и метана с поглощением энергии набегающего высокоскоростного потока и излучения головной ударной волны, создают модуляцию аэродинамического сопротивления, которая способствует устойчивости пограничного слоя в окрестности защищаемых теплонапряженных элементов конструкции летательного аппарата. Кроме того, данная технология, реализованная по предложенному способу, позволяет использовать компоненты разложения метангидрата на молекулы воды и метана и продукты синтеза водорода и ацетилена при горении топливовоздушной смеси в камере сгорания силовой установки летательного аппарата для повышения его топливной эффективности. Поэтому направляют компоненты разложения молекул воды и метана, а также продуктов синтеза водорода и ацетилена в камеру сгорания силовой установки летательного аппарата.
Таким образом, предлагаемое изобретение позволяет снизить пиковые тепловые нагрузки на элементы конструкции ЛА, увеличить их ресурс и повысить топливную эффективность силовой установки летательного аппарата.