DE1956361A1

DE1956361A1 - Device to reduce the local high thermal stress on cell parts of fast flying bodies

Info

Publication number: DE1956361A1
Application number: DE19691956361
Authority: DE
Inventors: Klaus Dipl-Ing Polzer
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1969-11-08
Filing date: 1969-11-08
Publication date: 1971-05-19

Description

Einrichtung zur Verringerung der örtlich hohen Wärmebeanspruchung von Zellenteilen schneller Flugkörper Die Erfindung betrifft eine Einrichtung zur Verringerung der örtlich hohen Wärmebeanspruchung von Zellenteilen schneller Flugkörper. Dabei liegt die Aufgabe zugrunde, bei schnellen Flugkörpern wie Flugzeugen, die in der Erdatmosphare Überschallgeschwindigkeit erreichen, sowie bei Raketen oder Raumflugkörpern, die an Staupunkten, Vorderkanten und angestellten Flächen auftretende Wärme so weit abzuführen, daß keine Zerstörungen an Zellenteilen auftreten können, d. h. eine zulässige Endtemperatur der genannten Zellenteile nicht Uberschritten wird.Device to reduce the locally high thermal stress of cell parts of fast missiles The invention relates to a device for Reduction of the locally high thermal stress on cell parts of fast missiles. The underlying task is, in the case of high-speed missiles such as airplanes, the Reach supersonic speed in the earth's atmosphere, as well as with rockets or Spacecraft that occur at stagnation points, leading edges and inclined surfaces To dissipate heat so far that cell parts cannot be destroyed, d. H. a permissible final temperature of the named cell parts is not exceeded will.

Es ist bekannt, Zellenteile mit hoher Wärmebeanspruchung, insbesondere an Staupunkten und Vorderkanten aus Graphit oder keramischem Material herzustellen. Dabei ist es nachteilig, daß relativ große Massen benötigt werden und örtlich Temperaturspitzen auftreten, die Uber der Wärmebelastbarkeit des Materials liegen. Inxbesondere wirkon sich dabei die in diesen Teilen auftretenden Wärmespannungen ungünstig aus. Beim derzeitigen Stand der Technik ist ein Austausch dieser Graphit-oder Keramikteile aus Sicherheitsgründen vielfach nach jedem Flug erforderlich.It is known cell parts with high thermal stress, in particular to be made of graphite or ceramic material at stagnation points and front edges. It is disadvantageous that relatively large masses are required and local temperature peaks occur that are above the heat resistance of the material. In particular economically doing the in these Parts occurring thermal stresses unfavorable the end. In the current state of the art, these graphite or ceramic parts have to be replaced Often necessary after every flight for safety reasons.

Es ist ferner bekannt, Materialien zu verwenden, mit denen aufgrund von Ausdampfungs- und Schmelzvorgängen die Überschreitung einer zulässigen Endtemperatur in gefährdeten Zellenteilen verhindert wird. Aus derartigem Material hergestellte Hitzeschilde bedürfen nach jedem Flug einer Erneuerung und haben zudem den Nachteil, daß ihre Form und ihr Gewicht und damit auch die aerodynamische Eigenschaft des Flugkörpers während des Fluges Änderungen unterworfen sind.It is also known to use materials with which due of evaporation and melting processes the exceeding of a permissible final temperature is prevented in endangered cell parts. Made from such material Heat shields need to be renewed after every flight and also have the disadvantage that their shape and weight and thus also the aerodynamic properties of the Missiles are subject to changes in flight.

An einer Einrichtung der eingangs genannten Art sind die Nachteile der beschriebenen Wärseschutzmaßnahmen dadurch beseitigt, daß erfindungsgemäß in die Zelle des Flugkörpers an sich bekannte Wärmerohre einbezogen sind, die sich von Orten, die einer starken Erwärmung unterworfen sind, in Richtung zu Orten, die eine geringere Erwärmung aufweisen, erstrecken. Durch die Anordnung von beispielsweise aus der deutschen Patentanmeldung P 19 0k 105.5-13 bekannten Wärmerohren, die sich durch hohes Wärmeleitvermögen und niedriges Gewicht auszeichnen, lassen sich erhebliche Gewiohtseinsparungen an den Zelienteilen vornehmen, die einer hohen Wärmebeanspruchung ausgesetzt sind.The disadvantages of a device of the type mentioned at the beginning the heat protection measures described eliminated that according to the invention in the cell of the missile known per se are included, which are from places subject to strong warming towards places which have less heating, extend. By arranging for example from the German patent application P 19 0k 105.5-13 known heat pipes, which characterized by high thermal conductivity and low weight, considerable Make savings on the parts of the tent that are subject to high thermal stress are exposed.

Aufgrund der praktisch verzögerungsfreien Abführung der Wärme aus den genannten Zellenteilen ist ein gefänrliches Anwachsen von Wärmespannungen vermieden, das zur Zerstörung von Zellenteilen führen könnte.Due to the practically instantaneous dissipation of heat the named cell parts is a happy growth of thermal stress avoided, which could lead to the destruction of cell parts.

Nach einer Weiterbildung der Erfindung sind die Wärmerohre an einem Ende gut wärmeleitend mit einem hoch hitzebeständigen Material der Zelle und am anderen Ende mit einem weniger hitzebeständigen Material der Zelle verbunden und in Richtung zu letzterem aufgefächert. Bei dieser Anordnung nimmt der wärmeaufnehmende Querschnitt der Zelle in Richtung der Wärmeableitung zu, wobei die Wärmebeanspruchung der Zelle zusätzlich aufgrund der vergrößerten Wärme abstrahlenden Fläche abnimmt. Diese Einrichtung eignet sich insbesondere zur Anwendung an Raketenspitzen und Flügelvorderkanten, wobei in spezieller Weiterbildung der Erfindung die Wärmerohre an einem Ende von einem aus Graphit oder keramischem Werkstoff bestehenden Zellenteil umschlossen sind, aus dem eine Raketenspitze oder eine Flügelnase gebildet sein kann, während sie mit ihrem anderen Ende zwischen einer Innen- und einer Außenwandung der Zelle angeordnet sind.According to a development of the invention, the heat pipes are on one At the end good thermal conductivity with a highly heat-resistant material of the cell and on the other end is connected to a less heat-resistant material of the cell and fanned out towards the latter. With this arrangement, the heat absorbing Cross-section of the cell in the direction of heat dissipation, with the thermal stress the cell also decreases due to the increased heat-radiating surface. This device is particularly suitable for use on rocket tips and wing leading edges, wherein in a special development of the invention, the heat pipes at one end of enclosed by a cell part made of graphite or ceramic material are, from which a rocket tip or a wing nose can be formed, while the other end between an inner and an outer wall of the cell are arranged.

Mit Vorteil ist die Erfindung auch bei Raumflugkörpern anwendbar, die mit einem Hitzeschild versehen sind. Gemäß einer Weiterbildung der Erfindung ist die Einrichtung dabei hinter diesem Schild angeordnet und erstreckt sich über alle wärmeaufnahmefähigen Massen des Raumflugkörpers. Der Hitzeschild kann beispielsweise aus Strahluqspaketen geschichteter verknitterter Folie mit großem Reflektionsvermögen bestehen, die an ihrer Außenseite mit einer Glffhhaut versehen sind. Bei dieser Anordnung wird die anfallende Wärme gleichmäßig auf den gesamten Raumflugkörper verteilt, der somit zu einem isothermen Körper wird, wobei ein schädlicher Wärmestau hinter dem Hitzeschild vermieden ist. Aufgrund ihreß relativ einfachen Aufbaus können bei dieser Anordnung die Wärmerohre leicht den jeweils vorliegenden Verhältnissen angepaßt werden und bei frei wählbarer Formgebung und Aufteilung im gesamten Raumflugkörper vorzugsweise aber zwischen den Zellenwandungen angeordnet sein.The invention can also be used with advantage in spacecraft, which are provided with a heat shield. According to a further development of the invention the device is arranged behind this shield and extends over all heat-absorbing masses of the spacecraft. The heat shield can, for example Wrinkled film layered from radiation packages with high reflectivity exist that are provided with a skin on their outside. With this arrangement, the resulting heat is evenly distributed over the entire spacecraft distributed, which thus becomes an isothermal body, with a harmful build-up of heat behind the heat shield is avoided. Due to their relatively simple structure With this arrangement, the heat pipes easily meet the prevailing conditions be adapted and with freely selectable shape and division in the entire spacecraft but preferably be arranged between the cell walls.

Anstelle einer Verteilung der anfallenden Wärmemenge auf den ganzen Flugkörper kann diese auch von Orten hoher Erwärmung abgeleitet und einer Wärmesenke zugeführt werden. Gemäß einer Weiterbildung der Erfindung sind dabei die Wärmerohre durch die Zellenwandung hindurch in eine im Innern der Zelle angeordnete Wärmesenke geführt. Die Wärmesenke kann dabei in an sich bekannter Weise mittels eines Naterials hoher Wärmekapazität oder eines an sich bekannten Kühlaggregates gebildet sein.Instead of distributing the amount of heat generated over the whole Missiles can also derive this from places of high temperature and a heat sink are fed. According to a development of the invention, the heat pipes are through the cell wall into a heat sink arranged inside the cell guided. The heat sink can be used in a manner known per se by means of a material high heat capacity or a known cooling unit.

Ausführungsbeispiele der Erfindung sind in der Zeichnung dargestellt. Es zeigen in schematisch vereinfachter Darstellung in Schnittbildern: Fig. 1 den Bug eines Flugkörpers, Fig. 2 die angeströmte Nase eines Flügels, Fig. 3 einen Ausschnitt aus einer Zellenwand und Fig. 4 einen Ausschnitt aus einer Zellenwand mit dahinter angeordneter Wärmesenke.Embodiments of the invention are shown in the drawing. In a schematically simplified representation in sectional images: FIG. 1 shows the Bow of a missile, FIG. 2 the nose of a wing against which the air flows, FIG. 3 shows a detail from a cell wall and FIG. 4 shows a section from a cell wall with behind it arranged heat sink.

Der in der Fig. 1 dargestellte Bug 1 eines Flugkörpers weist eine Spitze 2 aus hoch hitzebeständigem Material wie Graphit oder einem keramischen Stoff auf, an den sich die Wandung der Zelle 3 anschließt. Mit Hilfe von Wärmerohren 4 ist dabei die an der Spitze 2 anfallende Wärme in die Zelle 3 abgeleitet.The nose 1 of a missile shown in FIG. 1 has a Tip 2 made of a highly heat-resistant material such as graphite or a ceramic material on, which is followed by the wall of the cell 3. With the help of heat pipes 4 the heat generated at the tip 2 is diverted into the cell 3.

Unter Wärmerohren 4 und 5 sind dabei wie auch im Folgenden hermetisch verschlossene Kammern zu verstehen, die ein verdampfbares Medium und Kapillareinrichtungen zum Transport dieses Mediums in seinem flüssigen Zustand enthalten, wobei die Kammern unter einem definierten Dampfdruck stehen. Da jede solche Kammer für sich ein funktionsfähiges System darstellt und ihre äußere Form und Abmessung frei wählbar ist, lassen sich derartige Wärmerohre nahezu an alle baulichen Erfordernisse der Zelle anpassen. Im Ausführungsbeispiel sind relativ kurze Wärmerohre 4 und 5, von einem am Bug liegenden Wärmestaupunkt ausgehend, strahlenförmig angeordnet, wobei der wärmeaufnahmefähige Zellenquerschnitt mit wachsender Entfernung vom Staupunkt zunimmt.Below heat pipes 4 and 5 are hermetic as well as in the following To understand closed chambers containing a vaporizable medium and capillary devices contain to transport this medium in its liquid state, the chambers are under a defined vapor pressure. Since each such chamber is a functional one in itself System and its external shape and dimensions can be freely selected adapt such heat pipes to almost all structural requirements of the cell. In the exemplary embodiment are relatively short heat pipes 4 and 5, one of which is located on the bow Starting from the heat dew point, arranged radially, the heat-absorbing Cell cross-section increases with increasing distance from the stagnation point.

Eine ähnliche Anwendung ist in der Fig. 2 am Querschnitt eines Flügeln 6 dar£estellt, wobei die Flügelnase 7 sowie die Anordnung der Wärmerohre 10 analog dem vorhergehenden Beispiel ausgebildet sind und die Flügelwandungen 8 und 9 der Zellenwandung 3 entsprechen.A similar application is in FIG. 2 on the cross section of a wing 6 represents £ estellt, the wing nose 7 and the arrangement of the heat pipes 10 analogous the previous example are formed and the wing walls 8 and 9 of Cell wall 3 correspond.

In der Fig. 3 ist ein Ausschnitt 11 aus der Zellenwand 12 eines Raumflugkörpers gezeigt. Auf der Außenseite der Zellenwand 12 sind Strshluflgspakete 13, die aus Stapeln verknitterter Folie hohen Rückstrahlvermögens bestehen, welche mit einer darüber angeordneten Glühhaut 14 versehen sind.3 shows a section 11 from the cell wall 12 of a spacecraft shown. On the outside of the cell wall 12 are Strshluflgspakete 13, which from Stack wrinkled Film with high reflectivity, which are provided with an annealing skin 14 arranged above it.

Hinter diesem "Hitzeschild" sind Wärmerohre 15 angeordnet, die sich in den Flugkörper hinein Uber alle seine wärme auf nahmefähigen Massen erstrecken. Die Wärmerohre 15 können dabei allen baulichen Anforderungen entsprechend gekrümmt oder verzweigt sein und beispielsweise die an einer Stirnwand eines Raumflugkörpers anfallende Wärme in die anderen Zellenwandungen abführen, wodurch in den Zellenwandungen des Raumflugkörpers eine nahezu isotherme Temperaturverteilung geschaffen ist.Behind this "heat shield" heat pipes 15 are arranged, which extend into the missile over all of its heat to absorbable masses. The heat pipes 15 can be curved in accordance with all structural requirements or be branched and, for example, that on an end wall of a spacecraft Dissipate accumulating heat into the other cell walls, which in the cell walls of the spacecraft an almost isothermal temperature distribution is created.

Bei einem ausschnittsweise in der Fig. 4 dargestellten Raumflugkörper 16, dessen Zelle 17 ebenfalls an ihrer Außenseite mit Strahlungspaketen 18 und einer Glsihhaut 19 versehen ist, durchdringen die hinter dem "Hitzeschild" t8 und 19 angeordneten Wärmerohre 20 die Zellenwand und enden innerhalb der Zelle in einer Wärmesenke 21, die aus einem Material hoher Wärmekapazität oder aus einem Kühlaggregat bestehen kann.In the case of a spacecraft shown in detail in FIG 16, the cell 17 of which is also on its outside with radiation packets 18 and one Glass skin 19 is provided, penetrate those arranged behind the "heat shield" t8 and 19 Heat pipes 20 the cell wall and end inside the cell in a heat sink 21, which consist of a material with high heat capacity or a cooling unit can.

- Patentansprüche -- patent claims -

Claims

Claims 1. Device for reducing the locally high Heat load on parts of the cell of fast missiles, -as a result of this notifies that heat pipes known per se are included in the cell, moving from places subject to strong warming in the direction of Locations that have less heating, extend.

2. Device according to claim 1, characterized in that g e k e n n -z e i c h n e t that the heat pipes conduct heat well with a highly heat-resistant one at one end Material of the cell and at the other end with a less heat-resistant material connected to the cell and fanned out towards the latter.

3. Device according to claim 2, characterized in that g e k e n n z e i c h -n e t that the heat tubes at one end of a graphite or a ceramic Fabric-made cell part are enclosed and with their other end between an inner and an outer wall of the cell are arranged.

4. Device according to one of the preceding claims, characterized in that g I do not know that she is behind a heat shield of a spacecraft is arranged and find out about all the heat-absorbing masses of the Spacecraft extends.

5. Device according to claim 1, characterized in that g e k e n n -z i c h n o t that the heat pipes through the cell wall into one inside the cell arranged heat sink are performed.