КРЫЛО ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В УСЛОВИЯХ ЕГО АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО НАГРЕВА

Полезная модель относится к авиационной и ракетно-космической технике, к тепловой защите частей корпусов летательных аппаратов (ЛА), совершающих полет со сверх- и гиперзвуковыми скоростями и предназначено для повышения надежности конструкции крыла и других частей корпуса в условиях их аэродинамического нагрева.
В настоящее время в авиационной и ракетно-космической технике известны различные активные и пассивные устройства, обеспечивающие надежность частей корпуса ЛА (крыльев, носовых частей и др.) при их аэродинамическом нагреве.
Элементы ЛА с пассивной тепловой защитой, обеспечивающей надежность ЛА, в настоящее время широко используются в составе многоразовых транспортных космических кораблях типа «Space Shuttle» и «Буран» и на спускаемых аппаратах космических кораблей типа «СОЮЗ» и др. Так, для «Space Shuttle» и «Буран» - это многослойные покрытия из металлокерамических плиток (Нейланд В.Я., Тумин А.М., «Аэротермодинамика воздушно-космических самолетов. Конспект лекций». - г.Жуковский: ФАЛТ МФТИ, 1991 г., 201 с., с.131-137).
Такая тепловая защита имеет высокую стоимость, утяжеляет конструкцию ЛА и не обеспечивает требуемой надежности, что подтверждается авариями и происшествиями на «Space Shuttle», которые связаны с повреждениями тепловой защиты на старте. Также материалы такой тепловой защиты имеют низкие допустимые тепловые нагрузки, что приводит к увеличению габаритов крыльев и корпуса ЛА в ущерб минимизации аэродинамического сопротивления.
Известна активная система тепловой защиты- преобразования (см. патент России №2172278) углеводородного топлива с каталитическими реакторами химической регенерации тепла. В данной системе тепловой защиты тепло запускается внутрь ЛА и осуществляется термохимическое преобразование углеводородного топлива в каталитических реакторах. Таким образом, происходит охлаждение обшивки корпуса, кромок крыльев ЛА и обтекающего воздушного потока, а также улучшается горение топлива в камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя.
Известно устройство с активной тепловой защитой (см. патент России №2225330), состоящее из теплозащитного экрана, определенного вида, отстоящего от корпуса гиперзвукового летательного аппарата ГЛА на определенном расстоянии с образованием разделенной на секции полости и источника охлаждающей среды в жидкой фазе, которая набрызгивается на внутреннюю поверхность внешней оболочки теплозащитного экрана. Вдобавок, устройство по патенту №2225330 имеет в своем составе множество различных датчиков. Таким образом, обеспечивается поддержание на внешней поверхности теплозащитного экрана заданной температуры в течение заданного времени. Но множество различных компонентов данного устройства создает трудности в обеспечении требуемого уровня надежности, повышает стоимость его разработки и эксплуатации.
Известна тепловая защита ЛА при аэродинамическом нагреве (см. патент US №6663051 В2 от 16 декабря 2003 года). Она включает два защитных слоя: внутренний слой, выполненный из огнеупорного материала, и внешний газово-доступный слой, выделяющийся при нагреве с последующем разложением и коксованием. Тем самым создается слой тепловой защиты при аэродинамическом нагреве.
Использование данной системы сопровождается изменением формы ГЛА, а время ее функционирования определяется толщиной внешнего газово-доступного слоя.
Однако, эти устройства очень сложны, поэтому не обладают высоким уровнем надежности. При этом, реализация и использование этих устройств, ввиду их сложности, имеет высокую стоимость.
7
Ближайшим из аналогов по технической сущности к заявленной полезной модели является патент РФ №2149808 МПК BG4G 1/58, BG4G 1/38, BG4G 1/36 от 08.09.1999 г. на «Способ неразрушающей тепловой защиты передней кромки летательного аппарата от воздействия интенсивного теплового потока и передняя кромка летательного аппарата с неразрушающейся тепловой защитой».
Передняя кромка крыла ЛА с неразрушающейся тепловой защитой выполнена в виде оболочки минимального аэродинамического сопротивления, из материала с высокой излучательной способностью и коэффициентом теплопроводности, в полости оболочки установлен светопрозрачный стержень, который плотно прилегает к внутренней поверхности оболочки и оптически связан со стороны, противоположной затуплению, со средством для транспортировки лучистой энергии из полости кромки. Кроме того, кромка имеет сферическое затупление и боковые поверхности, воспринимающие пониженные тепловые нагрузки.
Данный аналог работает следующим образом.
При полете ЛА передняя кромка крыла нагревается. Тепловая энергия аэродинамического нагрева излучается и кондуктивно отводится в зону с пониженными тепловыми нагрузками, из которой переизлучается. Радиационный тепловой поток с внутренней поверхности кромки транспортируются через светопрозрачный стержень в среду с более низкой температурой.
Таким образом, внутри кромки обеспечивается более равномерное распределение температур и увеличивается площадь излучающей поверхности при малых габаритах, снижаются максимальные значения температуры и парируются кратковременные пики тепловой нагрузки, что в общем повышает надежность крыла. Особенность работы данного устройства состоит в том, что отвод тепла происходит через излучение. При этом отвод тепла через эмиссию электронов практически не осуществляется и не учитывается. Однако при высоких скоростях ЛА и значительном нагреве его конструкции доля отвода тепла за счет эмиссии электронов может быть превалирующей по сравнению с излучением (Ушаков Б.А., Никитин В.Д., Емельянов И.Я., Основы Термоэмиссионного преобразования энергии, М.: Атомиздат, 1974 г., 288 с., например, с.122-123).
Технической задачей заявляемой полезной модели, вытекающей из современного уровня развития науки и техники, является: снижение температурно-напряженного состояния частей крыла и повышение на этой основе его надежности при аэродинамическом нагреве за счет эмиссии электронов с внутренней поверхности нагреваемых частей крыла, которые воспринимаются электропроводящим элементом с более низкой температурой, соединенным с нагреваемой частью крыла через бортовой потребитель электрической энергии.
Указанная задача решается за счет того, что в заявляемой полезной модели в передней кромке ЛА с неразрушающей тепловой защитой передней кромки, эта кромка непосредственно включена в контур охлаждения, для чего на внутреннюю поверхность внешней оболочки (кромки крыла) ЛА нанесен эмиссионный слой, обеспечивающий эмиссию электронов, которые воспринимаются электропроводящим элементом с более низкой температурой (анодом), размещенном с зазором внутри крыла. Через этот элемент и бортовой потребитель электроэнергии электроны транспортируются к нагреваемому элементу конструкции, что обуславливает возникновение электрического тока в цепи: термоэмиссионное покрытие, эмитирующее электроны при нагреве (катод), элемент, воспринимающий электроны (анод), автономный бортовой потребитель, нагреваемая часть корпуса ЛА.
Кроме того, внутренняя полость нагреваемой части кромки крыла ЛА герметизирована и вакуумирована, и в нее под давлением до 20 мм.рт.ст. (Ушаков Б.А., Никитин В.Д., Емельянов И.Я., Основы термоэмиссионного преобразования энергии, М.: Атомиздат, 1974 г., 288 с., например, с.44) введены химические элементы, например, цезий, барий и т.д. или их соединения, преимущественно в парообразной фазе. Эти элементы и их соединения уменьшают работу выхода электронов и нейтрализуют образующийся в зазоре объемный заряд электронов, препятствующий дальнейшей эмиссии электронов. Нейтрализация данного объемного заряда достигается с помощью ионов этих элементов или соединений, образующихся на поверхности катода или в объеме межэлектродного промежутка. Нагреваемая часть крыла ЛА соединена с бортовым потребителем электроэнергии через токоввод, а электропроводящий элемент, воспринимающий тепловое излучение и электроны эмиссии соединен с бортовым потребителем электроэнергии через токовывод.
Следовательно, в заявляемом крыле ГЛА в условиях его аэродинамического нагрева обеспечивается охлаждение нагретых частей корпуса и крыла ЛА, за счет отбора от них тепла, затрачиваемого не только на тепловое излучение, но и на эмиссию электронов, с последующим транспортированием их к менее нагретому (охлаждаемому) элементу (аноду), воспринимающему излучение и электроны эмиссии, а от него через автономный бортовой потребитель электроэнергии электроны эмиссии вновь возвращаются к нагретой части корпуса. В этом и состоит принципиальное отличие заявляемого устройства от (ближайшего аналога) прототипа.
Единым техническим результатом, достигаемым при осуществлении заявляемой полезной модели является снижение температурно-напряженного состояния частей корпуса ЛА и повышения на этой основе их надежности (в данном случае крыла) при аэродинамическом нагреве путем обеспечения отвода от них тепла за счет эмиссии электронов с внутренней поверхности нагреваемых частей ЛА. Одновременно с этим получается электрическая энергия, которая является частью возвращаемой энергии топлива, ранее затраченной на преодоление силы лобового сопротивления, приводящей в полете к нагреву частей ЛА.
Таким образом, благодаря новой совокупности существенных признаков, решается поставленная задача и достигается указанный выше технический результат.
На чертеже представлено заявляемое крыло гиперзвукового ЛА в разрезе.
Представленное на чертеже крыло имеет в своем составе внешнюю оболочку 1 нагреваемой части корпуса ЛА, воспринимающей динамические и тепловые нагрузки. Эмиссионный слой 2, нанесен на внутреннюю поверхность оболочки 1. Оболочка 1 и эмиссионный слой 2 образуют многослойный электрод-катод, а находящийся с зазором 6 от него проводящий элемент 3 - анод предназначен для поглощения электронов эмиссии. Для дополнительного отвода тепла от анода 3 и тепла, излучаемого катодом, и повышения надежности нагреваемых в полете частей ЛА, предназначен элемент 4 бортовой системы терморегулирования с каналами 5 циркуляции охлаждющего продукта, например топлива, который контактирует с анодом 3 через электроизолирующий слой 6. Емкость 7 служит для хранения и введения в промежуток между анодом 3 и катодом - многослойным электродом, образованным оболочкой 1 и эмиссионным слоем 2, то есть в межэлектродную герметизированную и выкуумированную полость 8 паров цезия и других химических элементов типа бария, кислорода, водорода, различных химических соединений, что приводит к снижению работы выхода электродов и компенсации пространственного заряда. Дистанциаторы 9, выполненые из электроизолирующего материала, например, керамики, предназначены для фиксации и поддержания заданного расстояния δ между катодом - многослойным электродом, образованным оболочкой 1 и эмиссионным слоем 2, и анодом 3, и для герметизации полости 8. Токовывод 10 анода 3 предназначен для обеспечения прохождения электронов к бортовым системам-потребителям 11 электрической энергии. Совершив полезную работу, электроны возвращаются через токоввод катода 12. Таким образом, устанавливается постоянная циркуляция носителей тепла - электронов и тем самым обеспечивается постоянный отвод тепла от нагреваемой в полете оболочки крыла. Силовой кронштейн 13 предназначен для крепления элементов участвующих в отводе тепла от нагреваемой части 1 (оболочки крыла). Кронштейн 13 установлен внутри оболочки 1 крыла и соединен с ней через электроизолирующую прокладку 14. В герметизированую полость 8 нагреваемой части крыла из емкости 7 под давлением до 20 мм рт.ст. введены химические элементы (цезий, барий и др.) и соединения преимущественно в парообразной фазе. Анод 3, термически через электроизолирующий слой 6 контактирует с охлаждающим элементом 4, охлаждающие каналы 5 которого соединены с охлаждающей магистралью бортовой системы терморегулирования (охлаждения).
Заявленное крыло работает следующим образом. При полете ЛА с большими скоростями происходит нагрев оболочки 1 крыла ЛА и эмиссионного слоя 2. При этом эмиссионный слой 2 начинает излучать и эмитировать электроны. Электроны забирают с собой и переносят на анод 3 значительную часть тепла аэродинамического нагрева оболочки 1. За счет этого происходит электронное охлаждение катода, образованного оболочкой 1 и нанесенным на него эмиссионным слоем 2. Интенсивность этого охлаждения в некоторых случаях выше охлаждения излучением (Ушаков Б.А., Никитин В.Д., Емельянов И.Я., Основы Термоэмиссионного преобразования энергии, М.: Атомиздат, 1974 г., 288 с., например, с.123-124). Пересекая вследствие термоэмиссии межэлектродный зазор 6, электроны осаждаются на аноде 3, который через электроизолирующий слой 6 дополнительно охлаждается бортовой системой с помощью охлаждающего элемента 4 через его каналы 5. Тем самым поддерживается высокий перепад температур между катодом-многослойным электродом, образованным из оболочки 1 и эмиссионного слоя 2 и анода 3. Одновременно поступающие в герметизированную полость 8 эти химические элементы уменьшают работу выхода электронов из покрытия 2 и нейтрализуют объемный заряд препятствующий этому. В результате чего через токовывод 10 анода 3, осаждающиеся на нем электроны через бортовой автономный потребитель 11 электроэнергии и токоввод 12 вновь возвращаются к нагретой оболочке 1 крыла. Одновременно, находящиеся в герметизированной полости 8 крыла в парообразном состоянии элементы (цезий, барий, кислород, водород и др.), осаждаясь на эмиссионном слое 2 катода, снижают работу выхода электронов с него и способствуют их переходу на анод 3, что увеличивает силу тока через бортовой потребитель 11 электроэнергии.
В результате чего, в электрической цепи, образованной анодом 3, токовыводом 10, бортовым потребителем 11, токовводом 12 и многослойным катодом, образованным оболочкой 1 и эмиссионным слоем 2, начинает протекать ток обеспечивающий, как охлажение нагреваемой оболочки 1, так и получение на борту дополнительной электрической мощности. Дополнительно тепло от анода 3 через электроизолирующий слой 6 отводится с помощью имеющегося на борту ЛА элемента 4 системы охлаждения, через ее каналы 6 находящегося в тепловом контакте с анодом 3. В этом случае поступающий в каналы 5 элемента 4 системы охлаждения хладагент (охлаждающий продукт) отбирает часть тепла от анода 3, что также способствует поддержанию разности температур между анодом 3 и катодом, образованного оболочкой 1 и эмиссионным слоем 2, необходимой для поддержания направленного движения электронов.
2
После совершения работы под нагрузкой в бортовом потребителе 11 электроны возвращаются к многослойному катоду, образованному оболочкой 1 и эмиссионным слоем 2 через токоввод 12. Средняя удельная электрическая мощность может достигать 10-25 Вт/смплощади эмиссии (Ушаков Б.А., Никитин В.Д., Емельянов И.Я., Основы Термоэмиссионного преобразования энергии, М.; Атомиздат, 1974 г., 288 с.), а КПД может достигать 10-25%. То есть 10-25% тепла аэродинамического нагрева частей ЛА превращается в электрическую энергию обеспечивающую охлаждение оболочки 1 крыла и повышение на этой основе его надежности.
При снижении скорости ЛА вследствие охлаждения оболочки 1 крыла (катода) протекание тока в цепи, образованной катодом (оболочка 1 и эмиссионный слой 2), анодом 3, токовыводом 10, потребителем 11, его токовводом 12 и вновь катодом постепенно прекращается. Кроме того нагрев катода - многослойного электрода, образованного оболочкой 1 и эмисионным слоем 2, регулируется изменением сопротивления бортового потребителя электроэнергии.
В предлагаемом крыле по мере нагрева оболочки 1 крыла увеличивается отвод тепла от нее. При снижении скорости ЛА и уменьшении нагрева оболочки 1 отвод тепла от оболочки 1 уменьшается. В результате чего в предлагаемом крыле автоматически регулируется нагрев его оболочки 1.
Технический эффект, получаемый в результате использования заявляемой полезной модели заключается в том, что происходит снижение температурно-напряженного состояния частей крыла и повышение на этой основе его надежности при аэродинамическом нагреве за счет эмиссии электронов с внутренней поверхности нагреваемых частей крыла, которые воспринимаются электропроводящим элементом с более низкой температурой, соединенным с нагреваемой частью крыла через бортовой потребитель электрической энергии. Одновременно с этим получается электрическая энергия, которая является частью возвращаемой энергии топлива, ранее затраченной на преодоление силы лобового сопротивления приводящей в полете к нагреву частей ЛА.
Предлагаемое крыло ГЛА вследствие включения ее оболочки в контур охлаждения отражают более высокий уровень развития науки и техники, обладают повышенной надежностью и обеспечивает преобразование тепловой энергии нагреваемой оболочки 1 в электрическую энергию на борту ГЛА.