ТЕРМОЭМИССИОННЫЙ СПОСОБ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ ЧАСТЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ ПРИ ИХ АЭРОДИНАМИЧЕСКОМ НАГРЕВЕ Российский патент 2010 года по МПК B64C1/38 B64G1/50 

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике, в частности к тепловой защите передних кромок летательных аппаратов (ЛА), совершающих полет в атмосфере со сверх- и гиперзвуковыми скоростями.

В настоящее время в ракетно-космической и авиационной технике известны пассивные и активные способы тепловой защиты элементов ЛА.

Так, пассивные способы тепловой защиты элементов ЛА в общем случае включают многослойные покрытия из металлокерамических плиток, широко используемых на многоразовых транспортных космических кораблях типа «Space Shuttle» и «Буран» (патент США №4805571 от 14.02.1989 г., см. также Нейланд В.Я., Тумин A.M./ «Аэротермодинамика воздушно-космических самолетов. Конспект лекций». - г.Жуковский: ФАЛТ МФТИ, 1991 г., 201 с., с.131-137).

Такой способ достаточно дорог, утяжеляет конструкцию ЛА и не обеспечивает нужной защиты, что подтверждается авариями и происшествиями на «Space Shuttle», связанными с недостатками и повреждениями тепловой защиты.

Сюда же следует отнести способ (патент ФРГ (DE) 3309688), предусматривающий использование холода, а именно охлаждающий «щит» в составе покрытия, который отклоняет приближающийся горячий поток от поверхности ЛА, а также способ (см. патент РФ 2225330 от 23.08.2002 г.), включающий набрызгивание охлаждающей среды в жидкой фазе на внутреннюю поверхность наружной оболочки теплозащитного экрана с обеспечением выхода пара в окружающую среду через поры в поверхности наружной пористой оболочки. В результате чего на внешней поверхности теплозащитного экрана поддерживается заданная температура в течение длительного времени (времени полета).

Из активных способов можно отметить способ теплозащиты гиперзвукового ЛА путем изменения потока газа, обтекающего ЛА, за счет отсоса пограничного слоя через сквозные отверстия в обшивке во внутреннюю полость и охлаждении обшивки за счет адиабатического расширения отсасываемого газа (патент РФ 2060207 от 20.05.1996 г.).

Однако этот способ сложен, требует дополнительного оборудования изменения конструкции ЛА и затрат и вследствие этого не обеспечивает надежную защиту.

Поэтому наиболее перспективными способами тепловой защиты различных частей ЛА при аэродинамическом нагреве являются способы, основанные на иных физических принципах, например на явлении термоэлектронной эмиссии.

Ближайшей из аналогов по технической сущности к заявленному изобретению является патент РФ №2149808, МПК⁷ 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».

Этот способ включает следующие операции: на внутренней поверхности нагреваемых частей ЛА, например его передней кромке, размещают покрытие из материала с высокой теплопроводностью и излучающей способностью при нагреве, во внутренней полости нагреваемой части ЛА устанавливают светопроводящий элемент (стержень), примыкающий к ее внутренней поверхности, и через который радиационный поток с внутренней поверхности нагреваемой части ЛА транспортируют в среду с более низкой температурой.

Данный способ позволяет равномерно распределить тепловой поток вдоль образующих поверхностей ЛА (кромок крыльев, рулей, наконечников с полусферическим затуплением и т.д.). При этом способе тепло от аэродинамического нагрева частей ЛА перераспределяется между областями нагреваемых частей ЛА, а не отводится от них. В этом и состоит ограниченность данного прототипа.

Кроме того, ограниченность способа по патенту РФ 2149808 состоит в том, что в нем рассматривается отвод тепла от нагреваемых частей ЛА только через радиационные потоки, излучаемые с их внутренних поверхностей. При этом отвод тепла за счет эмиссии электронов с нагретых внутренних поверхностей частей ЛА не осуществляется. Однако с ростом скоростей доля тепла, затрачиваемого на эмиссию электронов, становится превалирующей, что в значительной степени ограничивает возможности этого способа.

Технической задачей, вытекающей из современного уровня развития науки и техники, является: снижение температурно-напряженного состояния частей ЛА и повышение на этой основе их надежности при аэродинамическом нагреве за счет эмиссии электронов с внутренней поверхности нагреваемых частей ЛА с одновременным возвращением части энергии топлива, затрачиваемой на преодоление силы лобового сопротивления и идущей на нагрев при полете ЛА, в виде электрической энергии.

Указанная техническая задача решается тем, что в заявляемом способе тепловой защиты корпуса ЛА при аэродинамическом нагреве, включающем операции отвода тепла путем излучения с внутренних поверхностей нагреваемых элементов ЛА через покрывающий их материал с высокой излучательной способностью на элемент, воспринимающий это излучение и транспортирующий лучистую энергию из внутренней полости нагреваемого при полете части элемента корпуса ЛА в среду с более низкой температурой, элемент, который воспринимает излученную энергию, выполняют из электропроводящего материала, размещают с зазором от 0.1 мм до 1 мм, от излучающего материала, а электроны, излучаемые материалом покрытия, через элемент, воспринимающий это излучение, и бортовой потребитель электроэнергии транспортируют к нагреваемому элементу конструкции ЛА.

Другое отличие состоит в том, что внутреннюю полость нагреваемой части корпуса ЛА герметизируют, вакуумируют и в нее под давлением до 20 мм.рт.ст. вводят химические элементы, например цезий, барий и т.д. или соединения, преимущественно в парообразной фазе. Их присутствие уменьшает работу выхода электронов и нейтрализует 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 (Ушаков Б.А., Никитин В.Д., Емельянов И.Я. Основы термоэмиссионного преобразования энергии, М.: Атомиздат, 1974 г., 288 с., например, с.30).

В этом случае материал, покрывающий внутреннюю поверхность элемента корпуса ЛА, нагреваемого снаружи за счет аэродинамического нагрева, излучает электроны, которые осаждаются на близко расположенном (на расстоянии от 0.1 мм до 1 мм (Стаханов И.П., Черковец В.Е. Физика термоэмиссионного преобразования. М.: Энергоатомиздат, 1985, 208 с., например, с.152)) элементе, воспринимающем это излучение. Затем эти электроны через автономный бортовой потребитель электроэнергии направляют (транспортируют) на корпус нагреваемой части ЛА, что обуславливает возникновение электрического тока в цепи: термоэмиссионное покрытие эмитирующее электроны при нагреве (катод) - элемент, воспринимающий электроны (анод) - автономный бортовой потребитель - нагреваемый элемент корпуса ЛА. В этом состоит принципиальное отличие предлагаемых операций, заключающееся в том, что они обеспечивают охлаждение нагретых частей корпуса ЛА за счет отбора от них тепла, затрачиваемого на эмиссию и транспортирование электронов к менее нагретому (охлаждаемому) элементу, воспринимающему это излучение, а от него через автономный бортовой потребитель электроэнергии вновь к нагретой части корпуса.

Пример использования предлагаемого способа применительно к гиперзвуковым летательным аппаратам (ГЛА) США типа Х-43А.

1. Гиперзвуковой ЛА Х-43А предназначен для совершения демонстрационного полета и исследования влияния аэродинамического нагрева на элементы конструкции ГЛА (http://hapb-www.larc.nasa.gov/Public/Documents/AIAA-2005-3336-634.pdf. например, с.2). ГЛА Х-43А обладает техническими характеристиками, указанными в таблице 1. (http://www.airwar.ru/enc/xplane/x43.html). В таблице 2 приведены примерные геометрические параметры носовой части ЛА типа Х-43А.

Таблица 1. Характеристики ГЛА Х-43А. Размах крыльев 1.5 м Длина 3.7 м Высота 0.6 м Тип двигателя 1 ГПВРД Масса максимальная взлетная 1270 кг

Таблица 2. Параметры носовой части в виде цилиндрического сегмента затупленного клина. Ширина, м 0.446 Радиус затупления, м 0.03

2. При полете Х-43А со скоростью около 10 М на высоте чуть порядка 33 км температура носовой части, выполненной из вольфрама с внешним защитным покрытием кромки углеродистым материалом, за 120 секунд демонстрационного полета достигла 1000°С (http://hapb-www.Iarc.nasa.gov/Public/Documents/AIAA-2005-3336-634.pdf. с.15). 3. При установившемся длительном полете подобного ГЛА ожидаемая средняя температура поверхности ГЛА должна быть намного выше. Причем отвод значительной части тепла аэродинамического нагрева осуществляется только путем естественного излучения.

На основе предлагаемого способа работоспособность тепловой защиты носовой части передних кромок, гиперзвукового ЛА (типа X-43А) может быть повышена за счет электронной эмиссии, используемой для отвода тепла от его передних кромок.

Так, предлагаемый термоэмиссионный способ тепловой защиты добавляет к отводу тепла излучением еще отвод тепла электронами эмиссии, поэтому температура носовой части ГЛА при установившемся полете будет ниже, чем без использования предлагаемого термоэмиссионного способа тепловой защиты. Причем при использовании предлагаемого термоэмиссионного способа тепловой защиты возможно еще и получение электрической энергии. При соблюдении равенства подводимого к носовой части тепла и отводимого с использованием предлагаемого способа термоэмиссионной тепловой защиты температура носовой части корпуса достигнет и будет застабилизирована на уровне намного ниже, чем без использования описываемого способа. Действительно, во время полета при одной и той же температуре и геометрии носовой части, при одних и тех же параметрах полета Х-43А (см. п.2) к носовой части подводятся удельные тепловые потоки q_подв одной и той же величины. При этом суммарная величина удельного теплового потока, идущего на нагрев носовой части ГЛА, равна q_нагр=q_подв-q_отв, где q_отв - отводимые от носовой части корпуса ГЛА типа Х-43 удельные тепловые потоки). Но q_oтв, в случае отсутствия термоэмиссионной тепловой защиты равна потоку излучения:

(Краснов Н.Ф. Аэродинамика. Ч. II., Методы аэродинамического расчета, М.: Высш. школа, 1980 г., 416 с., с.314). А q_отвТТЗ в случае использования термоэмиссионной тепловой защиты равен:

где q_эл.охл - отвод тепла электронным охлаждением, вызванным явлением термоэмиссионного преобразования тепловой энергии, q_Cs - охлаждение через теплопроводность паров цезия (или других химических элементов или соединений, присутствующих в зазоре), q_{токоввод} - снятие тепла через токоввод, и q_дж - джоулево тепло, которое вызвано прохождением электронов через нагретый материал носовой части (Ушаков Б.А., Никитин В.Д., Емельянов И.Я. Основы термоэмиссионного преобразования энергии. М.: Атомиздат, 1974 г., 288 с., например, с.122-123). При этом можно утверждать, что при достаточно высоких температурах материала носовой части, характерных для параметров полета Х-43А (см. п.2.), имеют место соотношения: q_излТТЗ≈q_изл, q_эл.охл≈q_излТТЗ, q_дж<<q_излТТЗ (Ушаков Б.А., Никитин В.Д., Емельянов И.Я. Основы термоэмиссионного преобразования энергии. М.: Атомиздат, 1974 г., 288 с., например, с.125). Поэтому отвод тепла при одинаковых условиях полета и температуре материала носовой части Х-43А почти в два раза интенсивнее при использовании термоэмиссионного способа тепловой защиты:

q_отвТТЗ>q_отв,

или, что то же

q_{нагрТТЗ}<q_нагр.

Таким образом, стабилизированная температура нагреваемой кромки в случае использования термоэмиссионной защиты будет ниже, чем в том случае, когда термоэмиссионная защита не используется. 4. Материалом носовой части ГЛА Х-43А является вольфрам (http://hapb-www.Iarc.nasa.gov/Public/Documents/AIAA-2005-3336-634-pdf. с.5, 6), который вдобавок обладает хорошими эмиссионными свойствами. Удельные электрические мощности на уровне 10-20 Вт/см² и КПД порядка 20% при термоэлектронной эмиссии с поверхности вольфрама вполне достижимы (Ушаков Б.А., Никитин В.Д., Емельянов И.Я. Основы термоэмиссионного преобразования энергии. М.: Атомиздат, 1974 г., 288 с., например, с, 110). Поэтому, применяя описываемый термоэмиссионный способ тепловой защиты к носовой части ГЛА типа Х-43А с указанными габаритами (табл.2.), возможно еще и дополнительное получить электрическую мощность порядка 6 кВт и более. Таким образом, при использовании предлагаемого термоэмиссионного способа тепловой защиты, можно достичь значительного снижения температуры носовой части ГЛА типа Х-43А, что облегчает температурно-напряженное состояние элементов конструкции носовой части, повышает ее несущую способность и обеспечивает получение некоторого количества возвращаемой энергии в виде электрической энергии, которую можно направить для функционирования различных бортовых систем ГЛА любого типа, в том числе и Х-43А.

5. Кроме того, в случае если часть тепла отводится с анода (элемента воспринимающего эмиссию электронов) с помощью пропускаемого через него топлива, то происходящий при этом его подогрев приводит к повышению энергетических характеристик двигателей ЛА.

В целом, полученный технический результат обеспечивает более высокий уровень безопасности и надежности ракетно-космической техники и снижает уровень потерь, обусловленных ослаблением конструкции частей ЛА подвергающихся аэродинамическому нагреву.

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике, в частности к тепловой защите передних кромок и носовой части летательных аппаратов (ЛА) при полете со сверх- и гиперзвуковыми скоростями. Способ заключается в том, что внутреннюю поверхность нагреваемой части ЛА покрывают материалом с высокой термоэмиссией электронов. С зазором 0,1…1 мм от этого покрытия размещают элемент, выполненный из электропроводящего материала. Температуру данного элемента поддерживают на уровне ниже температуры нагреваемой части ЛА и ее термоэмиссионного покрытия. Эмитируемые электроны осаждают на этом элементе и через бортовой автономный потребитель электроэнергии транспортируют к нагретой части ЛА. Технический результат изобретения состоит в снижении и стабилизации температуры частей ЛА при аэродинамическом нагреве, а также в возможности получения электрической энергии за счет возвращаемой части энергии топлива, затрачиваемой на преодоление силы лобового сопротивления и рассеиваемой в тепло. 2 з.п. ф-лы., 2 табл.

1. Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов (ЛА) при их аэродинамическом нагреве, включающий размещение на внутренней поверхности нагреваемых частей ЛА материала с высокой теплопроводностью и излучательной способностью при нагреве, размещение внутри нагреваемой части корпуса элемента, воспринимающего это излучение и нагреваемого им, а также отводящего тепло в зону с пониженными температурными нагрузками, отличающийся тем, что покрытие внутренней нагреваемой части ЛА выполняют из материала, обладающего при нагреве высокой эмиссией электронов, причем элемент, воспринимающий это излучение, выполняют из электропроводящего материала и размещают внутри нагреваемой части корпуса ЛА с зазором от 0,1 до 1 мм от термоэмиссионного покрытия, эмитируемые которым электроны осаждают на этом элементе и через бортовой автономный потребитель электроэнергии транспортируют к нагретой части ЛА, а температуру самого элемента поддерживают на уровне ниже температуры нагреваемой части ЛА и ее термоэмиссионного покрытия.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что внутреннюю полость нагреваемой части корпуса ЛА герметизируют и вакуумируют.

3. Способ по п.2, отличающийся тем, что в герметизированную внутреннюю полость нагреваемой части ЛА под давлением до 20 мм рт.ст. вводят химические элементы или соединения, преимущественно в парообразной фазе, уменьшающие работу выхода электронов из материала с высокой излучательной способностью, покрывающего внутреннюю поверхность нагреваемой части ЛА.