ТЕПЛОЗАЩИТНОЕ ПОКРЫТИЕ КОРПУСА ВЫСОКОСКОРОСТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к области ракетной и космической техники.

Особенностью современных высокоскоростных летательных аппаратов (ВЛА) является траектория, содержащая участок выведения на ускорителе или ракете, участок снижения в атмосфере, и конечный участок полета, когда за короткий временной промежуток происходит значительное снижение высоты.

При осуществлении такого полета возникают перепады давлений на теплозащитном слое за счет того, что на наружной поверхности корпуса ВЛА устанавливается высокое давление, которое воспринимается теплозащитным слоем теплозащитного покрытия (ТЗП), а в слое теплоизоляции устанавливается пониженное давление, близкое к давлению в задонной части корпуса.

Данные перепады давлений могут превышать допустимые конструкцией аппарата значения, что не позволяет обеспечить работоспособность корпуса ВЛА. Это особенно критично на конечном участке полета, где возникновение опасных значений по перепаду наиболее вероятно.

Известна система теплозащиты космического аппарата, содержащая экранно-вакуумную тепловую изоляцию (ЭВТИ) с устройством обеспечения ее прочностных и теплофизических характеристик в виде сквозных дренажных отверстий, равномерно расположенных по поверхности изоляции, сообщающих межслойные объемы изоляции и объем газовой среды под изоляцией между собой и с наружной средой. Над дренажными отверстиями с зазорами относительно ЭВТИ установлены теплоотражательные экраны (патент RU 2360849 С2).

Такая система не может быть применена для ВЛА, поскольку она предназначена для космических аппаратов, выводимых ракетой-носителем в космическое пространство. К задачам данной системы теплозащиты не относится обеспечение прочностных характеристик аппарата при воздействии высоких рабочих давлений от воздушного потока.

Известен способ регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на корпус летательного аппарата, включающий изменение давления газовой среды внутри замкнутого объема корпуса по отношению к давлению на его поверхности путем истечения газовой среды в атмосферу при воздействии аэродинамического потока (патенты RU 2145563 C1, RU 2145564 С1).

Данное изобретение направлено на выравнивание давления между отсеком аппарата и внешней средой, что не обеспечивает герметичности внутреннего пространства и не подразумевает обеспечения теплозащиты ВЛА.

Технической задачей предлагаемого изобретения является обеспечение тепловых и прочностных режимов корпуса ВЛА.

Решением поставленной задачи является ТЗП корпуса ВЛА, выполненное из теплоизоляционных и теплозащитного материалов, с устройством обеспечения прочностных характеристик корпуса в виде дренажных отверстий, отличающееся тем, что теплоизоляционные слои выполнены в виде матов с газопроницаемыми оболочками, перекрывающих дренажные отверстия, выполненные с объемным расходом газа через них, обеспечивающим заданный темп изменения перепада давления в ТЗП, и разделительных матов с газонепроницаемыми оболочками для устранения перетока горячего газа внутри слоя теплоизоляции.

Для пояснения изобретения на фиг. 1 представлен схематический вид пакета ТЗП, где 1 - внутренняя (силовая) оболочка корпуса, 2 - маты теплоизоляции с газопроницаемой оболочкой, 3 - теплозащитный слой, 4 - дренажные отверстия, 5 - маты теплоизоляции с газонепроницаемой оболочкой.

ТЗП ВЛА является одним из его критичных элементов. Выполнение требований к летно-техническим характеристикам требует синтеза различных подходов к проектированию пакетов тепловой защиты, обеспечивающие восприятие необходимых уровней теплового воздействия и высоких рабочие давлений с сохранением работоспособности конструкции.

В качестве теплозащитного слоя (поз. 3) используют теплостойкий конструкционный материал.

Совокупность характеристик теплозащитного материала и исполнение ТЗП в виде сложнопрофильной единой конструкции, позволяют воспринимать высокие рабочие давления набегающего потока, сохранять геометрические параметры без изменения, обеспечить работоспособность и стойкость элементов теплозащитного корпуса к внешним воздействующим факторам.

Полет ВЛА характеризуется режимами, при которых наблюдается значительное изменение внешнего давления за короткие промежутки времени Давление в теплоизоляции, выполненной в виде единого слоя, близко к давлению в задонной части корпуса и не претерпевает значительных изменений. Поскольку материал теплозащитного слоя (поз. 3), в том числе с нанесенным антиокислительным покрытием, обладает низкой газопроницаемостью, на нем возникают перепады давления, превышающие допустимые значения. Для устранения данного эффекта, в теплозащитное слое выполняют дренажные отверстия малого диаметра (поз. 4) Предполагается, что при этом давление в слое теплоизоляции будет находиться в диапазоне от статического (атмосферного) до давления не поверхности.

Размер и количество отверстий подбирается расчетным образом, исходя из темпа роста давления на участке с наибольшим градиентом давления. Критерием выбора является время, за которое разница давлений достигает требуемого уровня. Все указанные параметры связаны между собой соотношениями:

Q=CNWS_отв, P₁V₁^k=P₂V₂^k,

Q [м³/с] - объемный расход газа через отверстие;

С - коэффициент истечения;

N - количество отверстий;

W [м/с] - скорость истечения газа через отверстие;

S_отв [м²] ^_ площадь поперечного сечения отверстия;

ρ [кг/м3] - плотность газа в источнике;

Р₁ [Па] - абсолютное давление источника;

Р₂ [Па] - абсолютное давление приемника;

V₁ [м³] - суммарный объем газа проходящего через отверстие;

V₂ [м³] - объем, занятый газом поступившим через отверстие;

k - показатель адиабаты;

Численное решение системы представленных уравнений определяет зависимость между размерами и количеством отверстий в теплозащитном слое и временем, за которое разница давлений достигает требуемого уровня.

Для устранения перепада давлений между слоем теплоизоляции и задонной областью корпуса ВЛА вследствие выполнения дренажных отверстий, теплоизоляцию выполняют в виде поочередно расположенных матов с газопроницаемыми и газонепроницаемыми оболочками. Маты с газопроницаемыми оболочками перекрывают дренажные отверстия и в них происходит выравнивание перепада давлений между наружным и внутренним слоями ТЗП до допустимых значений. Маты теплоизоляции с газонепроницаемыми теплостойкими оболочками (например, фольга, плотная ткань и другие) устанавливают также с целью устранения перетока горячего газа в задонную область аппарата.

В случае, если маты теплоизоляции с газопроницаемыми оболочками включают экраны из фольги или другие газонепроницаемые конструкционные элементы, дренажные отверстия выполняют сквозными через теплозащитный слой и теплоизоляционный слой.

Использование жесткой конструкции теплозащитного слоя, за счет чего исчезает необходимость восприятия теплоизоляцией нагрузок, приходящих с теплозащитного слоя, и устранение перетока горячего газа внутри слоя теплоизоляции за счет установки матов с газонепроницаемыми оболочками, позволяет уменьшить плотность теплоизоляционного слоя. Как следствие, уменьшается вес ТЗП и ВЛА в целом.

Предложенный способ обеспечения заданных перепадов давлений позволяет облегчить теплозащитный слой (не нужно увеличивать его толщину), что также приводит к уменьшению веса ТЗП.

Предлагаемое ТЗП корпуса высокоскоростного летательного аппарата или возвращаемого космического аппарата позволяет обеспечить заданные тепловые режимы и прочностные характеристики ВЛА, увеличить надежность и обеспечить работоспособность корпуса ВЛА без увеличения толщины пакета ТЗП и без введения дополнительных сложных систем для обеспечения заданных перепадов давлений. Это позволяет значительно расширить возможности ВЛА по выдерживанию траекторий со значительным перепадом давлений и улучшить его летно-технические характеристики.