КРЫЛО ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В УСЛОВИЯХ ЕГО АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО НАГРЕВА Российский патент 2013 года по МПК B64C3/36 B64C1/38 B64G1/58 B64C23/00 

Изобретение 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 S huttle» 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. Материалы такой тепловой защиты имеют низкие допустимые тепловые нагрузки, что приводит к увеличению габаритов крыльев и элементов корпуса ЛА в ущерб минимизации аэродинамического сопротивления.

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.

Ближайшим из аналогов по технической сущности к заявленному изобретению является патент РФ на полезную модель №2430857 МПК В64С 1/38 от 10.10.2011 на «КРЫЛО ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В УСЛОВИЯХ ЕГО АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО НАГРЕВА».

Крыло гиперзвукового летательного аппарата в условиях его аэродинамического нагрева включает в себя внешнюю оболочку с нанесенным на ее внутреннюю поверхность эмиссионным слоем и, эквидистантно от нее расположенного элемента воспринимающего электроны эмиссии и электрически соединенного через бортовой потребитель электроэнергии с внешней оболочкой.

Данный аналог работает следующим образом. При полете ЛА с гиперзвуковыми скоростями происходит нагрев оболочки крыла ЛА и эмиссионного слоя. При этом эмиссионный слой начинает излучать и эмитировать электроны. Электроны забирают с собой и переносят на анод значительную часть тепла аэродинамического нагрева оболочки. За счет этого происходит электронное охлаждение катода, образованного оболочкой и нанесенным на него эмиссионным слоем. Преодолевая вследствие термоэмиссии межэлектродный зазор, электроны осаждаются на аноде, который через электроизолирующий слой дополнительно охлаждается бортовой системой с помощью охлаждающего устройства. Тем самым поддерживается необходимый перепад температур между катодом - многослойным электродом, образованном оболочкой и эмиссионным слоем, и анодом. Одновременно поступающие в герметизированную полость химические элементы уменьшают работу выхода электронов из покрытия и нейтрализуют объемный заряд препятствующий этому. В результате чего через токовывод анода осаждающиеся на нем электроны попадают на бортовой автономный потребитель электроэнергии, совершая на нем полезную работу, и через токоввод катода вновь возвращаются к нагретой оболочке крыла. Такая конструкция за счет эмиссии электронов с внутренней поверхности внешней оболочки повышает энергетическую эффективность ГЛА ввиду генерации в процессе электронного охлаждения дополнительного количесвта электрической энергии для обеспечения функционирования различных бортовых спецсистем.

Однако, подобная конструкция крыла требует дополнительного внутреннего объема для размещения элементов исстемы электронного охлаждения, что затрудняет использование подобных крыльев и элементов корпуса в составе ГЛА, для реализации полета которых требуется применение тонкопрофильных крыльев. Кроме того, размещение внутри крыла элементов системы электронного охлаждения затрудняет к ним доступ в случаи их отказов и повреждений, что приводит к снижению такой составляющей надежности, как ремонтопригодность и готовность.

Технической задачей заявляемого изобретения, вытекающей из современного уровня развития науки и техники, является; снижение температурно-напряженного состояния частей тонокопрофильных крыльев ГЛА и повышение их надежности за счет размещения элементов системы охлаждения и выработки дополнительной энергии на наружной поверхности крыльев.

Указанная задача решается за счет того, что в заявляемом изобретении передняя кромка ГЛА непосредственно включена в контур охлаждения, для чего на внешнюю поверхность кромки крыла ГЛА нанесен эмиссионный слой, обеспечивающий эмиссию электронов, которые воспринимаются электропроводящим элементом с более низкой температурой (анодом), размещенном вниз по обтекающему ГЛА (крыло) потоку, вблизи задней кромки крыла. То есть анод располагается на участке крыла, величина тепловых потоков к которому ниже, чем к участку крыла с эмиссионным слоем. В результате оболочка крыла заряжается положительно, а элемент воспринимающий электроны, - отрицательно, между ними возникает разность потенциалов. Через элемент, воспринимающий электроны, 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 ГЛА.

В заявляемом крыле ГЛА в условиях его аэродинамического нагрева обеспечивается охлаждение нагретых частей корпуса и крыла ГЛА, за счет отбора от них тепла, затрачиваемого не только на тепловое излучение, но и на эмиссию электронов из материала с высокой эмиссионной способностью покрывающего крыло. Эти электроны через воздушный поток обтекающий снаружи элементы конструкции ГЛА (крылья) попадают на элемент (анод), воспринимающий электроны эмиссии. Анод через слой электроизоляции располагается на на том же крыле, например, на задней его кромке, а от него - через автономный бортовой потребитель электроэнергии электроны эмиссии вновь возвращаются к нагретой части крыла (корпуса). То есть отличие заявляемого устройства от ближайшего аналога (прототипа) состоит в том, что заявляемое устройство - крыло «открытого» типа с термоэлектронной эмиссией во внешнюю окружающую среду, а крыло по прототипу - «закрытого» типа, с протеканием процесса термоэлектронной эмиссии во внутренний объем крыла.

Единым техническим результатом, достигаемым при осуществлении заявляемого изобретения является снижение температуры нагреваемых в полете тонкопрофильных крыльев (других элементов конструкции ГЛА) и повышения на этой основе их надежности за счет термоэлектронной эмиссии (электронного охлаждения) во внешнюю среду и выноса элементов системы охлаждения на наружную поверхность крыла ГЛА. Кроме того, за счет наличия в обтекаемом потоке электронов, (в том числе электронов эмиссии), происходит снижение лобового сопротивления (http://www.sergib.agava.ru/russia/leninets/neva/neva.htm). что также повышает энергетическую эффективность ГЛА и позволяет ему отодвинуть «тепловой барьер» в сторону больших скоростей при использовании тонкопрофильных крыльев.

На чертеже представлено заявленное крыло ГЛА в разрезе.

Представленное крыло имеет в своем составе оболочку 1, имеющее, например как показано на чертеже, тонкий клиновидный профиль, из жаропрочного металла, воспринимающее динамические и тепловые нагрузки. На внешнюю поверхность оболочки 1 в области передней кромки нанесен эмиссионный слой 2, обеспечивающий высокую эмиссию электронов при нагреве. Оболочка 1 и эмиссионный слой образуют многослойный электрод - катод. Вблизи задней кромки крыла расположен проводящий элемент 3 - анод, воспринимающий электроны эмиссии из обтекающего крыло ГЛА потока. Анод 3 расположен на крыле через слой электроизоляции 4, предназначенный для предотвращения электрического контакта между анодом и катодом. Форма и расположение анода 3 подбирается таким образом, чтобы обеспечить осаждение на нем практически всех электронов эмиссии. Анод 3, через бортовой потребитель электроэнергии, соединен с оболочкой 1. Эмиссионный слой 2 покрыт защитным слоем 5, например, нетермостойким лакокрасочным покрытием, для предотвращения разрушения эмиссионного слоя при хранении. Защитный слой 5 разрушается в условиях гиперзвукового обтекания. Для дополнительного отвода тепла от анода 3 и повышения эффективности термоэмиссионного охлаждения крыла (элементов конструкции ГЛА), генерации электрической энергии на борту в полете, а следовательно, и надежности нагреваемых в полете частей ГЛА, в слое электроизоляции 4 выполнены каналы 6 бортовой системы терморегулирования с циркуляцией охлаждющего продукта, например топлива, который контактирует с анодом 3 через электроизолирующий слой 4.

Заявленное крыло работает следующим образом. При полете ГЛА с большими гиперзвуковыми скоростями происходит нагрев эмиссионного слоя 2 и оболочки крыла 1. При этом защитный слой 5 разрушается под воздействием высоких температур и не препятствует эмиссии электронов термоэмиссионным слоем, поэтому защитный слой 5 является одноразовым.

В это время эмиссионный слой 2 начинает эмитировать и излучать электроны. Электроны забирают с собой и переносят на анод 3 значительную часть тепла аэродинамического нагрева оболочки 1 крыла и эмиссионного слоя 2. 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). Выходя из металла, (термоэмиссионного слоя 2), электроны эмиссии уносятся обтекающим крыло ГЛА потоком. Таким образом, решается проблема нейтрализации объемного отрицательного заряда, который препятствуют дальнейшему выходу электронов из эмиссионного слоя. Выходя из металла, электроны уносятся набегающим потоком и осаждаются на элементе 3, воспринимающем электроны эмиссии из обтекающего крыло потока, расположенного на том же крыле через слой электроизоляции 4. В результате катод заряжается положительно, а анод отрицательно и между ними возникает разность потенциалов. И как следствие этого электроны через бортовой потребитель электроэнергии 7 транспортируются к оболочке 1 и далее - к эмиссионному слою 2. Горячие электроны, поступившие на элемент 3, воспринимающий электроны из обтекающего потока, обладают энергией, позволяющей производить полезную работу в указанной выше электрической цепи. Поэтому на участке цепи между элементом 3, воспринимающим электроны из обтекающего потока и катодом - оболочкой 1 и эмиссионным слоем 2 вводиться бортовой потребитель электрической энергии 7, располагаемый, например, в фюзеляже. То есть в цепи: анод 3, бортовой потребитель электроэнергии 7 и катод начинает протекать электрический ток, обеспечивающий, как охлажение крыла, так и получение на борту дополнительной электрической энергии. Дополнительно тепло от анода 3 через электроизолирующий слой 4 отводится через каналы 6 системы охлаждения, находящиеся в тепловом контакте с анодом. В этом случае поступающий в каналы 6 системы охлаждения хладагент (охлаждающий продукт) отбирает часть тепла от анода 3, что также способствует поддержанию разности температур между анодом 3 и катодом, образованным оболочкой 1 и эмиссионным слоем 2, необходимой для поддержания направленного движения электронов.

Чем выше скорость полета и сильнее нагрев, тем интенсивнее охлаждение описываемого крыла за счет термоэлектронной эмиссии и интенсивнее генерация электрической энергии. При уменьшении скорости движения ГЛА в атмосфере, степень охлаждения и ток в указанной выше цепи также уменьшается. То есть имеет место автоматическое регулирования степени охлаждения крыла. После бортового потребителя 7 электрической энергии остывшие электроны совершившие полезную работу попадают в элемент конструкции (крыло), или, что то же, в катод, образованный оболочкой 1 крыла и эмиссионным слоем 2. В дальнейшем весь описанный выше цикл охлаждения и получения электроэнергии повторяется заново.

Технический эффект, получаемый в результате использования заявляемого изобретения заключается в том, что происходит снижение температуры крыльев, особенно тонкопрофильных, при полете ГЛА в атмосфере с гиперзвуковыми скоростями, а также за счет выноса элементов системы охлаждения на наружную поверхность крыльев повышается такие показатели надежности как ремонтопригодность и контролепригодность, что облегчает доступ к этим элементам и их замены или ремонта в ходе технического обслуживания, предполетной подготовки и послеполетного осмотра. Кроме того, снижается сила лобового сопротивления за счет присутствия электронов эмиссии в обтекаемом ГЛА потоке, что снижает затраты топлива на преодоление сопротивления атмосферы при полете, также повышая энергетическую эффективность ГЛА.

Таким образом, благодаря новой совокупности существенных признаков решается поставленная задача и достигается указанный выше технический результат.

Предлагаемое крыло ГЛА вследствие включения ее оболочки в контур охлаждения отражают более высокий уровень развития науки и техники, обладает повышенной надежностью и обеспечивает преобразование тепловой энергии нагреваемого тонкопрофильного крыла в электрическую энергию на борту ГЛА.

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике и касается тепловой защиты частей корпусов летательных аппаратов (ЛА), совершающих полет со сверх- и гиперзвуковыми скоростями. Крыло гиперзвукового ЛА содержит размещенный на его поверхности эмиссионный слой (2), который через бортовой потребитель электроэнергии (7) соединен с электропроводящим элементом (3). Электропроводящий элемент (3) через электроизоляционный слой (4) термически связан с каналами (6), соединенными с охлаждающей магистралью бортовой системы терморегулирования. Термоэмиссионный слой (2) размещен на внешней поверхности крыла в области передней кромки. Электропроводящий элемент (3) через электроизоляционный слой (6) установлен у задней кромки крыла. Достигается снижение температуры нагреваемых в полете тонкопрофильных крыльев и других аэродинамически нагреваемых элементов конструкции, повышение надежности за счет термоэлектронной эмиссии во внешнюю среду и выноса элементов системы охлаждения на наружную поверхность крыла ГЛА, снижение лобового сопротивления. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Крыло гиперзвукового летательного аппарата в условиях его аэродинамического нагрева, содержащее размещенный на его поверхности эмиссионный слой (катод), который через бортовой потребитель электроэнергии соединен с электропроводящим элементом (анодом), который через электроизоляционный слой термически связан с каналами, соединенными с охлаждающей магистралью бортовой системы терморегулирования, отличающееся тем, что термоэмиссионный слой (катод) размещен на внешней поверхности крыла в области передней кромки, а у задней кромки крыла через электроизоляционный слой установлен электропроводящий элемент (анод).

2. Крыло по п.1, отличающееся тем, что на эмиссионный слой нанесен нетермостойкий разрушающийся в условиях аэродинамического нагрева защитный слой.