×
10.05.2016
216.015.3ac3

ТЕРМОЭМИССИОННЫЙ СПОСОБ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ ЧАСТЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов (ЛА) включает отвод теплового потока от нагреваемой части ЛА к менее нагретой с помощью термоэмиссионного модуля посредством размещения на внутренней поверхности нагреваемых частей ЛА электропроводящего материала или покрытия, обладающего при нагреве высокой эмиссией электронов, - эмиттера, установку с зазором от эмиттера электропроводящего элемента - коллектора, на котором осаждают эмитируемые электроны и через бортовой автономный потребитель электроэнергии транспортируют к эмиттеру, с последующей герметизацией, вакуумированием образованной между эмиттером и коллектором полости и введением в нее химических элементов или соединений, уменьшающих работу выхода электронов. Изобретение направлено на снижение температурно-напряженного состояния частей двигательной установки ЛА. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике, в частности к тепловой защите частей летательных аппаратов (ЛА), совершающих полет в атмосфере со сверх- и гиперзвуковыми скоростями и может быть использовано в конструкциях двигательных установок (ДУ), например элементах камеры сгорания или сопла реактивных двигателей, подвергающихся воздействию сверхвысоких температур.

Одной из основных проблем на пути создания сверх- и гиперзвуковых ЛА является снижение интенсивности нагрева элементов конструкции, таких как носовая часть фюзеляжа, передние кромки крыльев, двигатель. Известно, что в процессе полета температура указанных выше участков корпуса может достигать 3000 К и выше.

Для решения проблемы нагрева ГЛА существуют различные методы тепловой защиты: теплопроводностью с использованием теплоемкости конденсированных веществ, конвекцией, массообменом, излучением с помощью электромагнитных полей и за счет физико-химических превращений. Выбор метода защиты зависит от нескольких факторов - тип и месторасположение элемента конструкции, допустимый уровень температур, величина и продолжительность воздействия теплового потока и т.п.

Одним из наиболее простых, надежных и отличающихся незначительной массой дополнительно вводимых средств является метод заградительного охлаждения, при котором холодный газ или жидкость вводится в пристеночный слой, образованный защищаемой конструкцией, например, камерой сгорания или соплом и жаровой трубой (см. Полежаев Ю.В., Юревич Ф.Б., Тепловая защита. / Под ред. А.В. Лыкова. М.: «Энергия», 1976, 408 с., рис. 1-2 на стр. 15 или см. Вьюнов С.А., Гусев Ю.И., Карпов А.В. и др. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. / Под общей ред. Д.В. Хронина. М.: Машиностроение, 1989, 368 с., рис. 8.16 на стр. 409). Однако этот способ не обеспечивает необходимую тепловую защиту при больших скоростях полета ЛА с числом М>4.

Наиболее перспективными способами тепловой защиты различных частей ЛА являются способы, основанные на иных физических принципах, например на явлении термоэлектронной эмиссии.

Известен «Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов при их аэродинамическом нагреве» (патент РФ №2404087, 2010, МПК BG4C 1/38, BG4G 1/50, ближайший аналог), заключающийся в том, что внутреннюю поверхность нагреваемой части ЛА покрывают материалом с высокой термоэмиссией электронов. С зазором 0,1…1 мм от этого покрытия (катода или эмиттера) размещают элемент (анод или коллектор), выполненный из электропроводящего материала. Температуру анода с помощью дополнительного устройства бортовой системы охлаждения поддерживают на уровне ниже температуры нагреваемой части ЛА и ее термоэмиссионного покрытия - катода. Эмитируемые с эмиттера электроны осаждают на катоде и через бортовой автономный потребитель электроэнергии транспортируют обратно к нагреваемой части ЛА (к эмиттеру). Технический результат изобретения состоит в снижении и стабилизации температуры частей ЛА при аэродинамическом нагреве, а также в возможности получения электрической энергии.

Основным недостатком известного термоэмиссионного способа тепловой защиты частей ЛА является использование бортовой системы охлаждения для снижения температуры улавливающего эмитируемые катодом электроны элемента - анода. Если нет необходимости в получении на борту ЛА дополнительной электроэнергии, то и нецелесообразно использовать указанный термоэмиссионный способ, а стоит охлаждать непосредственно внутреннюю поверхность нагреваемой части ЛА.

Технической задачей заявляемого изобретения является снижение температурно-напряженного состояния нагреваемых продуктами сгорания топлива частей двигательной установки ЛА организацией термоэмиссионного охлаждения с уменьшенной массой системы, повышение на этой основе их надежности с одновременной выработкой на борту ЛА электрической энергии.

Указанная техническая задача решается тем, что в заявляемом термоэмиссионном способе тепловой защиты частей ЛА, включающем отвод теплового потока от нагреваемой части ЛА к менее нагретой с помощью термоэмиссионного модуля посредством размещения на внутренней поверхности нагреваемых частей ЛА электропроводящего материала или покрытия, обладающего при нагреве высокой эмиссией электронов, - эмиттера, установку с зазором от эмиттера электропроводящего элемента - коллектора, на котором осаждают эмитируемые электроны и через бортовой автономный потребитель электроэнергии транспортируют к эмиттеру, с последующей герметизацией, вакуумированием образованной между эмиттером и коллектором полости и введением в нее химических элементов или соединений, уменьшающих работу выхода электронов, термоэмиссионный модуль размещают внутри нагреваемых частей ДУ ЛА, например элементах камеры сгорания или сопла реактивных двигателей, с ориентацией эмиттера со стороны воздействия внутреннего источника тепла в виде продуктов сгорания топлива, а коллектор термоэмиссионного модуля - со стороны охлаждения внешней окружающей средой.

Другое отличие состоит в том, что корпус нагреваемых частей двигательной установки ЛА камеры сгорания или сопла реактивных двигателей выполняют в виде термоэмиссионного модуля.

Дополнительное отличие заключается в возможности размещения термоэмиссионного модуля на внутренней поверхности корпуса камеры сгорания или жаровой трубы двигателя.

Принципиальное отличие предложенного способа состоит в том, что организацией термоэмиссионного охлаждения (с помощью ТЭМ) в ДУ тепловой поток от нагретых продуктами сгорания топлива элементов двигателя через эмиттер транспортируется к коллектору ТЭМ, где и сбрасывается в окружающую среду конвекцией и излучением без использования охлаждения коллектора специальной системой.

Важным в использовании предложенного термоэмиссионного способа тепловой защиты является определение температурного диапазона воздействующих на ТЭМ факторов: с нагреваемой стороны - температура продуктов сгорания топлива, с охлаждаемой стороны - температура восстановления внешнего аэродинамического потока и температура окружающей среды. Новый термоэмиссионный способ реализуем при температуре газов в камере сгорания или сопле двигателя 1800-3000 К (температура воздействия газов излучением и конвекцией на эмиттер ТЭМ) и, соответственно, температурой коллектора 800-1500 К.

Предложенное техническое решение иллюстрируется чертежами, поясняющими операции термоэмиссионного способа тепловой защиты:

на фиг. 1 схематически изображено поперечное сечение корпуса части реактивного двигателя (камеры сгорания или сопла), выполненного в виде ТЭМ;

на фиг. 2 схематически изображено поперечное сечение корпуса части реактивного двигателя с размещенным на внутренней поверхности корпуса ТЭМ;

на фиг. 3 схематически изображено поперечное сечение корпуса части реактивного двигателя с жаровой рубашкой с размещенным на ее внутренней поверхности ТЭМ.

На представленных чертежах введены следующие обозначения:

1 - внутренняя оболочка (корпус) ТЭМ;

2 - электроизоляция эмиттера;

3 - электропроводящий слой или материал - эмиттер;

4 - емкость для хранения и введения паров цезия и других химических соединений;

5 - внешняя оболочка ТЭМ;

6 - электроизоляция коллектора;

7 - электропроводящий слой или материал - коллектор;

8 - герметизированная и вакуумированная полость;

9 - токовывод коллектора;

10 - токоввод эмиттера;

11 - бортовой потребитель электрической энергии;

12 - тепловой поток от продуктов сгорания топлива;

13 - тепловой поток, сбрасываемый в окружающую среду;

14 - корпус части двигателя (камеры сгорания или сопла);

15 - зазор величиной 6 между корпусом части двигателя и жаровой рубашкой;

16 - жаровая труба;

17 - воздух для охлаждения жаровой трубы.

Следует отметить, что под введенным названием термоэмиссионный модуль (ТЭМ) понимается устройство, схематично представленное на фиг. 1 и включающее элементы поз. 1-11.

Предложенный термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов осуществляют следующим образом.

Тепловой поток 12 от продуктов сгорания топлива излучением и конвекцией нагревает внутреннюю оболочку 1 ТЭМ и через тонкую пленку электроизоляции 2 нагревает электропроводящий слой эмиттера 3. При достижении определенной температуры - не ниже 1500 К, эмиссионный слой 3 начинает излучать и эмитировать электроны, которые забирают с собой и переносят на электропроводящий слой 7 коллектора значительную часть тепла, за счет чего и происходит электронное охлаждение эмиттера. Одновременно поступающие из емкости 4 в герметизированную и вакуумированную полость 8 пары цезия, бария и т.п. других химических элементов уменьшают работу выхода электронов из слоя 3 и нейтрализуют образующийся в полости 8 объемный заряд электронов, препятствующий этому. Электропроводящий слой 7 коллектора через электроизоляцию 6 и внешнюю оболочку 5 ТЭМ охлаждают отводом теплового потока 13 в окружающую среду конвекцией и излучением. Таким образом поддерживают высокий перепад температур между электропроводящим слоем эмиттера 3 и электропроводящим слоем 7 коллектора. При этом осаждающиеся на коллекторе 7 электроны через токовывод коллектора 9 и бортовой потребитель электрической энергии 11 возвращаются на нагретый эмиттер 3 по токовводу 10. В электрической цепи, образованной эмиттером 3, коллектором 7, токовыводом коллектора 9, бортовым потребителем 11, токовводом 10, начинает протекать ток, который обеспечивает охлаждение оболочки 1, нагреваемой продуктами сгорания топлива ДУ, и получение на борту ЛА дополнительной электрической мощности.

Дополнительным отличительным признаком предложенного термоэмиссионного способа тепловой защиты является то, что ТЭМ размещают на внутренней поверхности элемента корпуса двигателя путем сопряжения коллектора 5 ТЭМ с внутренней поверхностью корпуса 14, с которой отводят тепловой поток 13 в окружающую среду (фиг. 2).

Также дополнительным отличием предложенного способа является размещение ТЭМ на внутренней поверхности жаровой трубы 16, установленной с зазором 8 относительно элемента корпуса двигателя 14 (фиг. 3). При этом тепловой поток от коллектора 5 через жаровую трубу 16 транспортируют в зазор 15, в котором происходит охлаждение подаваемым в жаровую рубашку воздухом 17 и далее направляют через корпус элемента двигателя 14 в окружающую среду для охлаждения.

Приведенные дополнительные отличия предложенного термоэмиссионного способа тепловой защиты, иллюстрируемые фиг. 2 и фиг. 3, являются весьма привлекательными с точки зрения технологии и экспериментальной отработки, т.к. позволяют отдельно отработать ТЭМ и установить его на существующие конструкции элементов двигателя с минимальным объемом доработок.

Материалами частей ТЭМ, реализующих предложенный способ термоэмиссионного охлаждения могут быть: для оболочек - тугоплавкие и жаропрочные сплавы металлов, например, с использованием никеля, вольфрама; электропроводящих слоев эмиттера и коллектора - моно- и поликристаллические вольфрам, молибден, рений, никель и их сплавы; в качестве электроизоляционных материалов эмиттера и коллектора - окислы алюминия, бериллия, различные металлокерамические системы с добавками тугоплавких металлов.

Осуществляя предложенный термоэмиссионный способ тепловой защиты элементов ДУ, возможно снизить температуры конструкции элементов двигателя на 102-103 градусов и дополнительно получить электрическую мощность от 10 до 100 кВт с одного квадратного метра площади электропроводящих слоев эмиттера (или коллектора).

Технический эффект заявляемого изобретения заключается в снижении высокотемпературного термического состояния поверхностей ДУ ЛА, находящихся в жестких температурных условиях от нагрева продуктами сгорания топлива, и повышении на этой основе их надежности и уменьшении массы и габаритов системы с одновременной выработкой на борту ЛА электрической энергии.

Принципиальное отличие предлагаемых операций состоит в организации термоэмиссионного преобразования энергии, получаемой от сгорания топлива, посредством нагрева эмиттера и охлаждения коллектора теплообменом с окружающей средой конвекцией и излучением.


ТЕРМОЭМИССИОННЫЙ СПОСОБ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ ЧАСТЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
ТЕРМОЭМИССИОННЫЙ СПОСОБ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ ЧАСТЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
ТЕРМОЭМИССИОННЫЙ СПОСОБ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ ЧАСТЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
ТЕРМОЭМИССИОННЫЙ СПОСОБ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ ЧАСТЕЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-10 из 184.
27.02.2013
№216.012.2c19

Узел стыковки разделяемых ступеней ракет

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракет для разделяемых ступеней и составных частей. Узел стыковки разделяемых ступеней ракет содержит корпус, силовую опору с кольцевой проточкой и заходной фаской с элементами фиксации. На корпусе и силовой опоре...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476816
Дата охранного документа: 27.02.2013
27.04.2013
№216.012.3afd

Устройство для продувки и наддува приборного отсека

Изобретение относится к разъемным соединениям пневмогидравлических систем и может быть использовано для стыковки приборных отсеков (ПО) различных изделий, например летательных аппаратов, с обслуживающими наземными установками. В устройстве для наддува и продувки приборного отсека, состоящем из...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002480662
Дата охранного документа: 27.04.2013
27.06.2013
№216.012.5184

Крылатая ракета

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции крылатой ракеты. Крылатая ракета размещена в пусковом контейнере. Ракета содержит маршевую ступень с приборным отсеком и разгонную двигательную установку. Приборный отсек через отсечной пневмоклапан соединен с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002486461
Дата охранного документа: 27.06.2013
27.07.2013
№216.012.5aae

Способ контактного измерения профилей скорости ветра и течений в зоне волнения

Заявленное изобретение относится к методам измерения гидрометеорологических параметров окружающей среды. При реализации способа измерения профиля скорости ветра используют систему вертикально распределенных на жесткой мачте анемометров, соединенных с многоканальным регистратором и накопителем...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002488835
Дата охранного документа: 27.07.2013
27.12.2013
№216.012.9057

Система наддува топливного бака

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике, а именно к системе наддува топливного бака летательного аппарата. Система наддува топливного бака содержит аккумулятор давления, состоящий из нескольких, более двух, баллонов сжатого газа, снабженных узлами заправки и дренажа,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002502644
Дата охранного документа: 27.12.2013
20.02.2014
№216.012.a1c4

Топливный бак летательного аппарата

Изобретение относится к ракетной и авиационной технике, более конкретно к топливному баку летательного аппарата. Топливный бак летательного аппарата содержит корпус с устройствами ввода газа наддува и забора топлива к двигателю. В баке с зазором относительно корпуса установлена дополнительная...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002507127
Дата охранного документа: 20.02.2014
20.05.2014
№216.012.c6c8

Устройство для обеспечения заданого усилия натяжения спаренных тяг

Изобретение относится к области измерительной техники, а именно к системам измерения усилий в стержнях, тягах и других протяженных элементах конструкций, и может быть использовано в любой отрасли народного хозяйства, и, в частности, в ракетной технике. Устройство работает следующим образом. В...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002516647
Дата охранного документа: 20.05.2014
10.06.2014
№216.012.cf08

Способ компоновки космического аппарата

Изобретение относится к космической технике, а именно к компоновке космических аппаратов (КА). Продольные и поперечные силовые сотовые панели компонуют в виде «двутавровой» конструкции, образующей центральную внутреннюю полость и две боковые П-образные полости. Связующие тепловые трубы...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002518771
Дата охранного документа: 10.06.2014
20.06.2014
№216.012.d3df

Устройство для крепления двух взаимно перпендикулярных панелей

Техническое решение относится к машиностроению и может быть использовано в различных отраслях, в частности в космической технике для жесткого разъемного соединения двух взаимно перпендикулярных панелей, одна из которых подвержена деформациям из-за значительных перепадов температур по времени...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002520010
Дата охранного документа: 20.06.2014
27.06.2014
№216.012.d6f9

Космический аппарат

Изобретение относится к конструкции и терморегулированию космических аппаратов (КА), преимущественно массой до 100 кг, запускаемых как попутные полезные нагрузки. В негерметичном контейнере КА, выполненном в форме параллелепипеда, на сотопанелях (СП) (3,4,5) установлены приборы (2). Тепло от...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002520811
Дата охранного документа: 27.06.2014
Показаны записи 1-10 из 113.
27.02.2013
№216.012.2c19

Узел стыковки разделяемых ступеней ракет

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракет для разделяемых ступеней и составных частей. Узел стыковки разделяемых ступеней ракет содержит корпус, силовую опору с кольцевой проточкой и заходной фаской с элементами фиксации. На корпусе и силовой опоре...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476816
Дата охранного документа: 27.02.2013
27.04.2013
№216.012.3afd

Устройство для продувки и наддува приборного отсека

Изобретение относится к разъемным соединениям пневмогидравлических систем и может быть использовано для стыковки приборных отсеков (ПО) различных изделий, например летательных аппаратов, с обслуживающими наземными установками. В устройстве для наддува и продувки приборного отсека, состоящем из...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002480662
Дата охранного документа: 27.04.2013
27.06.2013
№216.012.5184

Крылатая ракета

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкции крылатой ракеты. Крылатая ракета размещена в пусковом контейнере. Ракета содержит маршевую ступень с приборным отсеком и разгонную двигательную установку. Приборный отсек через отсечной пневмоклапан соединен с...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002486461
Дата охранного документа: 27.06.2013
27.12.2013
№216.012.9057

Система наддува топливного бака

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике, а именно к системе наддува топливного бака летательного аппарата. Система наддува топливного бака содержит аккумулятор давления, состоящий из нескольких, более двух, баллонов сжатого газа, снабженных узлами заправки и дренажа,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002502644
Дата охранного документа: 27.12.2013
20.02.2014
№216.012.a1c4

Топливный бак летательного аппарата

Изобретение относится к ракетной и авиационной технике, более конкретно к топливному баку летательного аппарата. Топливный бак летательного аппарата содержит корпус с устройствами ввода газа наддува и забора топлива к двигателю. В баке с зазором относительно корпуса установлена дополнительная...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002507127
Дата охранного документа: 20.02.2014
20.05.2014
№216.012.c6c8

Устройство для обеспечения заданого усилия натяжения спаренных тяг

Изобретение относится к области измерительной техники, а именно к системам измерения усилий в стержнях, тягах и других протяженных элементах конструкций, и может быть использовано в любой отрасли народного хозяйства, и, в частности, в ракетной технике. Устройство работает следующим образом. В...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002516647
Дата охранного документа: 20.05.2014
10.06.2014
№216.012.cf08

Способ компоновки космического аппарата

Изобретение относится к космической технике, а именно к компоновке космических аппаратов (КА). Продольные и поперечные силовые сотовые панели компонуют в виде «двутавровой» конструкции, образующей центральную внутреннюю полость и две боковые П-образные полости. Связующие тепловые трубы...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002518771
Дата охранного документа: 10.06.2014
20.06.2014
№216.012.d3df

Устройство для крепления двух взаимно перпендикулярных панелей

Техническое решение относится к машиностроению и может быть использовано в различных отраслях, в частности в космической технике для жесткого разъемного соединения двух взаимно перпендикулярных панелей, одна из которых подвержена деформациям из-за значительных перепадов температур по времени...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002520010
Дата охранного документа: 20.06.2014
27.06.2014
№216.012.d6f9

Космический аппарат

Изобретение относится к конструкции и терморегулированию космических аппаратов (КА), преимущественно массой до 100 кг, запускаемых как попутные полезные нагрузки. В негерметичном контейнере КА, выполненном в форме параллелепипеда, на сотопанелях (СП) (3,4,5) установлены приборы (2). Тепло от...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002520811
Дата охранного документа: 27.06.2014
20.08.2014
№216.012.ecb6

Способ тепловых испытаний приборного отсека летательного аппарата

Изобретение относится к наземной отработке систем терморегулирования аппаратуры изделий авиационной и ракетно-космической техники. Испытания проводят в термокамере в два этапа. На первом этапе подвергают натурный теплоизоляционный пакет приборного отсека внешнему тепловому нагружению,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002526406
Дата охранного документа: 20.08.2014
+ добавить свой РИД