Устройство для снижения температуры элементов гиперзвукового аппарата Российский патент 2022 года по МПК B64C1/38 B64G1/58 B64C21/00 

Изобретение относится к области тепловой защиты авиационной и ракетно-космической техники, в частности к тепловой защите передних кромок и носовой части гиперзвукового аппарата (ГЗА) при полете с гиперзвуковыми скоростями.

В настоящее время в ракетно-космической и авиационной технике известны устройства тепловой защиты элементов ГЗА.

Так, средства тепловой защиты элементов ГЗА в общем случае включают многослойные покрытия из металлокерамических плиток, широко используемых на многоразовых транспортных космических кораблях типа «Space Shuttle» и «Буран» (патент США № 4805571, МПК В 64 G 1/58 от 14.02.1989 г.). Такие средства достаточно дороги, утяжеляют конструкцию летательного аппарата (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 средство (патент DE № 3309688, МПК В 64 G 1/58 от 18.03.1983), предусматривающее использование холода, а именно охлаждающий «щит» в составе покрытия, который отклоняет приближающийся горячий поток от поверхности ЛА, а также устройство тепловой защиты летательного аппарата (патент РФ 2225330, МПК В 64С 1/38 от 23.08.2002 г.), содержащее пористую оболочку из твердого материала с гофрированной внешней поверхностью, установленную на расстоянии от корпуса летательного аппарата с образованием полости, предназначенной для подачи охлаждающей текучей среды с возможностью испарения и выхода пара в атмосферу через поры оболочки, струи охлаждающей среды через форсунки, установленные в полости, брызгают по внутренней поверхности оболочки.

Данное устройство имеет ряд недостатков, а именно: увеличение массы ГЗА за счёт загрузки в него большого количества жидкого охладителя и габаритов ГЗА, установления гофрированной внешней оболочки на определённом расстоянии от корпуса летательного аппарата, при этом заметность ГЗА увеличивается, а дальность его применения уменьшается.

В патенте РФ № 2463209, МПК В64С 1/38 от 17.05.2011 г. предлагается подавать охлаждающую жидкость (воду) на внешнюю поверхность оболочки навстречу набегающему потоку. Это потребует взять на борт ракеты большое количество воды, а также необходимость организовать работу сложной разбрызгивающей системы.

Из средств тепловой защиты можно отметить теплозащиту гиперзвукового летательного аппарата путем изменения потока газа, обтекающего ГЗА, 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, МПК В64 1/38 от 20.05.1996 г.).

Однако это требует дополнительного оборудования и изменения конструкции ЛА и, следовательно, увеличения финансовых затрат. При этом надёжность тепловой защиты полностью не обеспечивается.

Поэтому наиболее перспективными устройствами тепловой защиты различных элементов ГЗА при аэродинамическом нагреве являются устройства, основанные на иных физических принципах, не допускающих контакта «плазмообразного» воздуха с элементами ГЗА и обеспечение отвода теплового излучения в космическое пространство с помощью зеркал.

Ближайшим из аналогов по технической сущности к заявленному изобретению является патент РФ № 2149808, МПК B64G 1/58, B64С 1/38, от 06.08.1999 г.

Передняя кромка летательного аппарата с неразрушающейся тепловой защитой выполнена в виде полой оболочки, в полости которой установлен светопрозрачный стержень, оптически связанный со стороны противоположной затуплению оболочки, со средством для транспортировки лучистой энергии из полости кромки.

Данная конструкция позволяет равномерно распределить тепловой поток вдоль образующих поверхностей летательного аппарата (ЛА) (кромок крыльев, рулей, наконечников с полусферическим затуплением и т.д.). Тепло от аэродинамического нагрева частей ЛА перераспределяется между областями нагреваемых частей ЛА, а не отводится от них. Это один из недостатков данного технического решения.

Другим недостатком является то, что отвод тепла от нагреваемых частей ЛА осуществляется только через радиационные потоки, излучаемые с внутренних поверхностей ЛА. При этом нагрев наружной части элементов ЛА ничем не ограничивается. При высоких скоростях полёта возможности этого устройства ограничены.

Задачей настоящего изобретения является увеличение времени нахождения ГЗА в плотных слоях атмосферы с обеспечением необходимой скорости полета, а также уменьшение его радиозаметности.

1. Устройство для снижения температуры элементов гиперзвукового аппарата, включающее полый элемент в виде оболочки с установленным в его полости стержнем, отличающееся тем, что полый элемент выполнен или из высокотемпературной керамики в виде оксида гафния или нитрида кремния, или из пористого нитрида кремния стехиометрического соотношения 4:3 соответственно, или из металла, наружная поверхность полого элемента покрыта теплоизоляцией, на которую нанесен слой или оксида алюминия или оксида циркония или нитрида кремния, поверх которого размещено зеркальное покрытие из вольфрама или платины, имеющее положительный заряд, внутри полого элемента в носовой и хвостовой частях расположены зеркала из оксида иттербия, установленные так, чтобы инфракрасное излучение от зеркала в носовой части попадало на зеркало в хвостовой части, стержень содержит сердечник, выполненный из карбида тантала-гафния заостренным, и выполнен с возможностью выдвижения из носка оболочки и имеет положительный заряд, при этом незаостренная часть стержня выполнена из вольфрама.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что в стержне установлены неодимовые магнитики.

3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что между магнитиками установлены теплоизоляционные прокладки.

4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что в носовой части аппарата установлена катушка под электрическим напряжением.

5. Устройство по пп.1-4, отличающееся тем, что стержень выполнен в виде заостренного цилиндра или в виде заостренного летающего крыла.

6. Устройство по пп.1-5, отличающееся тем, что в стенке полого элемента выполнено окно из фторида кальция.

Предлагаемое устройство носовой части ГЗА, изображенное на фигуре 1, позволяет уменьшать температуру элементов гиперзвукового аппарата вследствие создания отталкивания от элементов ГЗА, разогретого до плазменного состояния воздуха. Это обеспечивается за счет размещения в носовой части аппарата электропроводящего, расходуемого (испаряемого) материала, имеющего высокую температуру плавления, в виде заострённого вольфрамового стержня. Вольфрамовый стержень выдвигается за пределы оболочки наружу при его постепенном сгорании при полёте ГЗА.

Для отклонения тяжёлых по сравнению с электронами положительно заряженных ионов азота и кислорода, находящихся в плазме, стержень имеет положительный заряд. При испарении вольфрама вокруг аппарата образуется слой из ионов вольфрама, имеющих положительный заряд, которые отталкивают положительно заряженные ионы азота и кислорода от ГЗА.

Преимущество вольфрама по сравнению с другими материалами:

1) атом вольфрама имеет массу 184 у.е. т.е. на порядок больше, чем массы атома азота и кислорода;

2) вольфрам является металлом и легко может образовывать положительно заряженные ионы;

3) вольфрам имеет высокую температуру плавления - 3695ºС.

При подлёте к цели выдвижение стержня можно прекратить, чтобы облегчить проблему точного наведения на завершающей стадии траектории полёта. На этом этапе ионы вольфрама не будут мешать точному наведению на цель.

На фигуре 1 изображена носовая часть ГЗА. С целью начала ионизации атмосферного воздуха предлагается изготавливать выдвигаемый стержень из вольфрама 1 с сердечником в виде заострённой иглы 2 из керамического материала Ta₄HfC₅.

Возможно также техническое решение, когда носовая часть полностью изготовлена из нитрида кремния.

Выдвигаемый стержень защищает оболочку 3 ГЗА от прогорания. В процессе полета образуются слои: ионизированный воздух, образующийся из-за скачка уплотнения, и слой, состоящий из положительно заряженных ионов вольфрама, защищающие корпус ГЗА.

Для ещё лучшего предотвращения разогрева передних кромок и носовой части (ГЗА) на эти элементы подаётся положительный заряд, который отталкивает ионы азота и кислорода от них, тем самым уменьшается коэффициент теплообмена, следовательно, уменьшается и температура элементов ГЗА.

На фигуре 2 изображено сечение стенки ГЗА. Наружная поверхность стенки оболочки ГЗА 4 соприкасается с плазмой. Наружный элемент ГЗА предлагается изготавливать из материала на основе нитрида кремния. На тех участках траектории, где температура на наружной поверхности элементов ГЗА могла бы быть выше 1950°С, не будет приводить к повышению температуры наружной стенки оболочки ГЗА выше обозначенной температуры, т.к. материал будет аблировать и охлаждать элемент.

Толщина оболочки из нитрида кремния (Si₃N₄) рассчитывается так, чтобы во время всего полёта материал полностью не разрушался при абляции, а температура на внутренней поверхности оболочки из нитрида кремния закладывается в расчёт не выше 1950°С.

Преимущество Si₃N₄: низкая плотность, высокая прочность, способность к абляции, радиопрозрачность.

Оболочка ГЗА из пористого (для уменьшения теплопередачи) нитрида кремния стехиометрического соотношения (кремний - 3 и азот - 4), имеющего очень высокий коэффициент излучения, будет активно излучать тепло в космос и меньше нагреваться.

Далее размещен слой из пористой высокотемпературной теплоизоляции 5. Слой из высокотемпературной керамической теплоизоляции выполнен из оксида алюминия или циркония, или нитрида кремния, так как эти материалы имеют ряд преимуществ: высокая прочность при высокой температуре, высокая радиопрозрачность, низкая стоимость и высокая стойкость к термоудару. Внутренний корпус 6 ГЗА изготовлен из металла, так как это наиболее технологичный и дешевый материал.

На фигуре 3 изображена схема переотражения излучения в хвостовую часть ГЗА. На наружную поверхность оболочки нанесено зеркальное покрытие 7 из вольфрама или платины. Внутри оболочки в хвостовой ее части для защиты антенны установлено зеркало 8 из высокотемпературных оксидов, например, из оксида иттербия, которое отражает «длинноволновой спектр». Далее необходимо направить это инфракрасное излучение на зеркало 9, установленное в носовой части оболочки, выполненное также из оксида иттербия, которое направит это излучение в хвостовую часть ГЗА на окно 10, изготовленное, например, из фторида кальция.

Конструкция выполняет функцию защиты антенны 11 и других внутренних элементов ГЗА от теплового излучения.

Предлагается защита ГЗА «зеркалами»:

- зеркальным покрытием из вольфрама или платины на наружной поверхности оболочки ГЗА, отражающим ультрафиолетовое, световое и инфракрасное излучение;

- двумя зеркалами из оксида иттербия, находящимися внутри оболочки ГЗА, отражающими инфракрасное излучение и выводящими это излучение наружу в хвостовую часть ГЗА.

Инфракрасное излучение от внутренней поверхности оболочки ГЗА переотражается от зеркала, установленного в носовой части оболочки, на зеркало, установленное в хвостовой части оболочки, от которого переотражается в виде излучения в хвостовую часть ГЗА и через окно в космическое пространство.

На фигуре 4 изображена конструкция цилиндрического стержня.

Возможно изготовление выдвигаемой, электропроводящей, расходуемой конструкции в виде цилиндрического стержня 1, изготовленного из вольфрама, внутри которого размещен цилиндр 2 меньшего диаметра, имеющий заострение, изготовленный из керамического материала Ta₄HfC₅.

На фигуре 5 изображена конструкция стержня в форме «летающее крыло». Для лучшего маневрирования гиперзвукового аппарата в плотных слоях атмосферы его форма может быть близка к форме «летающее крыло». Следовательно, окутывающее защитное облако тоже должно иметь форму «летающее крыло». Таким образом, выдвижная часть стержня должна иметь форму, позволяющую осуществлять данный замысел.

Вид конструкции при полёте аппарата будет иметь следующий вид: вначале удлинённая заострённая часть стержня 2 из карбида тантала + карбида гафния, создает начальную ионизацию воздуха и отклоняет его. Здесь образуются скачки уплотнения и эта часть стержня будет расплавляться медленнее, чем часть стержня 1, изготовленная из вольфрама. Утолщённая часть стержня из вольфрама будет отклонять набегающий воздушный поток и образовывать защитную плёнку из положительно заряженных ионов вольфрама в виде «летающего крыла». Вышеописанная конструкция защищает элементы ГЗА от непосредственного контакта с нагретым до состояния плазмы воздухом атмосферы.

На фигуре 6 изображена конструкция стержня с установленными в нем неодимовыми магнитиками (NdFeB) 12 и размещенными между ними теплоизоляционными прокладками 13 для снижения их температуры и сохранения работоспособности магнитиков. Неодимовые магнитики отталкивают плазму с помощью магнитного поля. Неодимовые магнитики создают поле порядка 1 Тл и сохраняют работоспособность при температуре до 200°С.

Проведена оценка ускорения иона кислорода при воздействии на него магнитного поля неодимового магнита. Получена значительная величина ускорения иона, достаточная для недопущения его проникновения к стенке ГЗА.

Расчёт ускорения иона О²⁺:

F_{Лоренца} = q*v*B = 2*1,6*10^-19*6*10³*1 =2*10^-15 н,

а = F_{Лоренца} /m_o²⁺ = 10^-15/2,656*10^-26 = 7,23*10¹⁰ м/c²,

где F_{Лоренца} – сила Лоренца;

q* - заряд электрона;

v* - скорость движения ГЗА (20 М);

B – индукция магнитного поля;

н – ньютон;

a – ускорение;

m_o²⁺ – масса иона кислорода.

Рассчитанное значение ускорения достаточное для отклонения иона кислорода от стенки ГЗА.

На фигуре 7 изображена конструкция с применением тороидальной катушки 14 под напряжением в зоне носовой части ГЗА. Электрическое поле, созданное катушкой, отталкивает плазму от наружной поверхности стенки оболочки ГЗА с целью недопущения прогорания стенки.

Для оценки электрического напряжения, необходимого для отталкивания иона О²⁺, подаваемого на наружную поверхность оболочки ГЗА, проведен расчет.

Поскольку для отталкивания иона азота напряжение будет ниже за счет меньшей массы иона азота, следовательно, допустимо проведение расчета только для иона кислорода О²⁺.

Скорость ГЗА задаётся 20 Махов (М).

U * q = mv²/2

U= (16*1,66*10^-27*(6*10³)²)/(2*1,6*10^-19) = 3 вольта,

где U – напряжение;

q – заряд иона;

m – масса иона кислорода;

v – скорость ГЗА.

Такой величины электрического напряжения вполне достаточно для недопущения проникновения иона О²⁺, к стенке оболочки ГЗА.

Если с орбиталей атома кислорода сорвано больше электронов, то величины электрического напряжения для предотвращения столкновения иона кислорода со стенкой ГЗА требуется ещё меньше.

Для уменьшения температуры стенки оболочки ГЗА она может быть изготовлена из материала с высоким коэффициентом отражения, например, из оксида гафния.

Ещё больший результат по снижению температуры стенки оболочки ГЗА можно достичь, нанеся на наружную ее поверхность вольфрамовое или платиновое зеркальное покрытие. Эти металлы имеют высокий коэффициент отражения в области ультрафиолетового, видимого и инфракрасного излучения, эффективно отражают условно «коротковолновый спектр» и в дополнение к этому они электропроводны.

Температура торможения при М =10 около 6000 °К. Длина волны λ=С1/T=2,9*10^-3/6000=0,483 мкм видимой части голубого спектра. Поэтому в данном случае выбрано металлическое зеркальное покрытие.

Устройство работает следующим образом.

Разгон и подъём в космическое пространство на борту баллистической ракеты, затем отделение на большой высоте. При полёте на высоте более 100 км существенного разогрева элементов ГЗА из-за разреженности воздуха происходить не будет. При движении на высотах от 80 до 40 км вокруг ГЗА будет образовываться ионизированный воздух. На этом этапе полёта наиболее эффективна защита ГЗА предложенными мерами. Завершающий этап полёта от 40 км до 0 км в плотных слоях атмосферы, в которых ГЗА должен относительно быстро спланировать на цель. На этом этапе охлаждение будет осуществляться в основном только из-за абляции нитрида кремния.

Оптимальная траектория движения ГЗА: подъем ГЗА на высоту более 100 км в ракете носителе, подлёт к цели на высоте более 100 км, затем атака сверху. В этом случае время полёта в плотных слоях может составить буквально десятки секунд, что позволит создать большую толщину защитной плёнки из ионов заряженного металла за счёт большей скорости выдвижения стержня, а также позволит исключить вероятность раннего сгорания зеркального вольфрамового слоя, нанесённого на наружную поверхность оболочки ГЗА.

Если траектория движения ГЗА предусматривает длительное нахождения аппарата в плотных слоях атмосферы, тогда целесообразно делать зеркальное покрытие из оксидных материалов, например, из оксида алюминия, гафния, иттербия, кремния и т.д. В этом случае длительное время полёта не будет приводить к окислению и абляции нитрида кремния.

Таким образом, предлагаемое изобретение позволяет увеличить время нахождения ГЗА в плотных слоях атмосферы, обеспечить высокую скорость полёта аппарата и уменьшить его радиозаметность.

Изобретение относится к области тепловой защиты авиационной и ракетно-космической техники и касается передних кромок и носовой части гиперзвукового аппарата (ГЗА) при полете с гиперзвуковыми скоростями. Устройство содержит полый элемент в виде оболочки с установленным в его полости стержнем. Полый элемент выполнен или из высокотемпературной керамики в виде оксида гафния или нитрида кремния или из пористого нитрида кремния стехиометрического соотношения 4:3 соответственно, или из металла. Наружная поверхность полого элемента покрыта теплоизоляцией, на которую нанесен слой или оксида алюминия, или оксида циркония, или нитрида кремния, поверх которого размещено зеркальное покрытие из вольфрама или платины, имеющее положительный заряд. Внутри полого элемента в носовой и хвостовой частях расположены зеркала из оксида иттербия, установленные так, чтобы инфракрасное излучение от зеркала в носовой части попадало на зеркало в хвостовой части. При этом стержень содержит сердечник, выполненный из карбида тантала-гафния заостренным, и выполнен с возможностью выдвижения из носка оболочки и имеет положительный заряд. Причем незаостренная часть стержня выполнена из вольфрама. Достигается увеличение времени нахождения в плотных слоях атмосферы с необходимой скорости полета, уменьшение его радиозаметности. 5 з.п. ф-лы, 7 ил.

1. Устройство для снижения температуры элементов гиперзвукового аппарата, включающее полый элемент в виде оболочки с установленным в его полости стержнем, отличающееся тем, что полый элемент выполнен или из высокотемпературной керамики в виде оксида гафния или нитрида кремния, или из пористого нитрида кремния стехиометрического соотношения 4:3 соответственно, или из металла, наружная поверхность полого элемента покрыта теплоизоляцией, на которую нанесен слой или оксида алюминия или оксида циркония или нитрида кремния, поверх которого размещено зеркальное покрытие из вольфрама или платины, имеющее положительный заряд, внутри полого элемента в носовой и хвостовой частях расположены зеркала из оксида иттербия, установленные так, чтобы инфракрасное излучение от зеркала в носовой части попадало на зеркало в хвостовой части, стержень содержит сердечник, выполненный из карбида тантала-гафния заостренным, и выполнен с возможностью выдвижения из носка оболочки и имеет положительный заряд, при этом незаостренная часть стержня выполнена из вольфрама.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что в стержне установлены неодимовые магнитики.

3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что между магнитиками установлены теплоизоляционные прокладки.

4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что в носовой части аппарата установлена катушка под электрическим напряжением.

5. Устройство по пп.1-4, отличающееся тем, что стержень выполнен в виде заостренного цилиндра или в виде заостренного летающего крыла.

6. Устройство по пп.1-5, отличающееся тем, что в стенке полого элемента выполнено окно из фторида кальция.