FR2542698A1

FR2542698A1 - Heat shield for ultrasonic aircraft

Info

Publication number: FR2542698A1
Application number: FR8401279A
Authority: FR
Inventors: Johann Spies
Original assignee: Erno Raumfahrttechnik GmbH
Current assignee: Erno Raumfahrttechnik GmbH
Priority date: 1983-03-18
Filing date: 1984-01-27
Publication date: 1984-09-21
Also published as: DE3309688A1

Abstract

The heat shield is backed by a coolant cooled layer with the collant vaporising when heated. The vapour is expelled by forward facing jets, which partially slow the aircraft and which forms a barrier layer to sweep aside the hot layer in front of the heat shield. The coolant jets provide a simple, effective heat shield protection without increasing the mass of the shield too much. A lightweight shield, with a limited reservoir of coolant provides protection for one re-entry.

Description

" Procédé pour protéger thermiquement et pour moduler la
résistance de structures d'entrée dans l'atmosphère et
de missiles hypersoniques."
L'invention concerne un procédé pour la protection thermique et pour la modulation de résistance de structures d'entrée dans l'atmosphère et de missibles hypersoniques, qui entrent dans l'atmosphère d'une planète, en utilisant un bouclier thermique refroidi intérieurement avec un agent de refroidissement susceptible de se vaporiser ou de se gazéifier ou bien avec un agent gazeux de refroidissement."Process for thermally protecting and modulating the
resistance of input structures into the atmosphere and
of hypersonic missiles. "
The invention relates to a method for the thermal protection and resistance modulation of atmospheric input structures and hypersonic missiles, which enter the atmosphere of a planet, using a heat shield internally cooled with a cooling agent capable of vaporizing or gasifying or with a gaseous cooling agent.

Il y a lieu de tenir compte que les corps entrant dans l'atmosphère terrestre avec une vitesse approchant la vitesse orbitale (hop7800 m/s) ou bien la vitesse de libération (,v11200 m/s), par exemple des satellites et des étages supérieurs réutilisables, possèdent une. énergie cinétique considérable (h/25000 kJ/kg ou bien 62000 kJ/kg), qui est convertie en chaleur et qui devrait suffire pour la vaporisation. Par l'intermédiaire du mécanisme de la résistance dynamique des gaz, le corps est freiné et son énergie cinétique est convertie en énergie thermique de l'air qui le baigne.Par convexion, conductibilité thermique, rayonnement et recombinaison superficielle, une partie de cette énergie est transmise à partir du gaz échauffé et partiellement dissocié et ionisé dans l'onde de choc précédant le corps, sur la surface de ce corps. It should be taken into account that the bodies entering the earth's atmosphere with a speed approaching the orbital speed (hop7800 m / s) or the release speed (, v11200 m / s), for example satellites and stages Reusable superiors, possess one. considerable kinetic energy (h / 25000 kJ / kg or 62000 kJ / kg), which is converted into heat and should be sufficient for vaporization. Through the mechanism of the dynamic resistance of gases, the body is braked and its kinetic energy is converted into thermal energy of the air which bathes it. By convection, thermal conductivity, radiation and superficial recombination, a part of this energy is transmitted from the heated gas and partially dissociated and ionized in the shock wave preceding the body, on the surface of this body.

Bien que relativement réduite en pourcentage, la fraction de cette énergie transmise sous forme de chaleur sur la surface du corps, suffit pour détruire l'intégrité structurelle dans le cas où aucune mesure spéciale de protection n'est prise.Although relatively small in percentage, the fraction of this energy transmitted in the form of heat on the surface of the body is sufficient to destroy the structural integrity in the case where no special protective measures are taken.

Pour 11 importance de la fraction d'énergie globalement transmise sur le corps entrant dans lBatmosphè- re, de la densité maximale du flux thermique et du freinage maximal, le champ d'écoulement entourant le corps, la trajectoire d'entrée et le rapport (X/D) de la portance (X) par rapport à la résistance (D) jouent un r81e décisif,
Selon une approximation grossière9 la densité maximale du flux thermique est proportionnelle au produit de la densité de l'air et de la troisième puissance de la vitesse (q~u3) le freinage maximal est proportionnel au produit de la densité de l'air et du carré de la vitesse ( u > 9 u2)o
La densité maximale du flux thermique évoluera en conséquence toujours plus t3t que le freinage maximal. Aux dépens d'une augmentation de la fraction d'énergie globalement transmise sous forme de chaleur sur le corps, la densité maximale du flux thermique peut entre réduite et maintenue avec divers systèmes de protection thermiques dans des limites maitrisables, en obtenant par le choix de trajectoires d'entrée plus plates un transfert et une extension de la phase d'échauffement et de freinage maximale dans les couches d'air supérieures.For the importance of the fraction of energy generally transmitted to the body entering the atmosphere, the maximum density of the heat flux and the maximum braking, the flow field surrounding the body, the input path and the ratio ( X / D) of the lift (X) with respect to the resistance (D) play a decisive role,
According to a rough approximation9 the maximum density of the heat flow is proportional to the product of the density of the air and the third power of the speed (q ~ u3) the maximum braking is proportional to the product of the density of the air and the square of speed (u> 9 u2) o
As a result, the maximum density of the heat flux will always change faster than the maximum braking. At the expense of an increase of the fraction of energy generally transmitted in the form of heat on the body, the maximum density of the thermal flux can be reduced between and maintained with various thermal protection systems within manageable limits, obtaining by the choice of flatter input paths a transfer and extension of the warm-up and maximum braking phase in the upper air layers.

Notamment dans le cas de systèmes ailés volant avec une portance, ce procédé s'avère très efficace, car il permet en outre, par l'intermédiaire d'une variation de la portance et de la résistance, une réduction significative du freinage maximal. Pour des corps balistiques non ailés, volant pratiquement sans portance, le freinage maximal est en pratique déterminé uniquement par la trajectoire d'entrée choisie, c'est-à-dire l'angle de la trajectoire lors de l'entrée dans l'atmosphère. Ce freinage est à peu près indépendant de la masse et de la forme du corps (fait teur balistique) et peut, dans des conditions favorables9 être réduit à environ 7g. Une réduction supplémentaire de ce freinage maximal n'est possible pour des appareils balistiques que grâce à une modulation commandée de la résistance (à évolution brusque ou constante). Particularly in the case of winged systems flying with lift, this method is very effective, because it also allows, through a variation of the lift and resistance, a significant reduction in maximum braking. For non-winged ballistic bodies flying practically without lift, the maximum braking is in practice determined solely by the chosen flight path, that is to say the angle of the trajectory when entering the atmosphere. . This braking is almost independent of the mass and shape of the body (ballistic) and can, under favorable conditions, be reduced to about 7g. A further reduction of this maximum braking is possible for ballistic devices only through controlled modulation of the resistance (sudden or constant change).

Différentes dispositions pour la protection thermique des corps entrant dans l'atmosphère sont déjà connues : - boucliezsthermiqueschauds avec refroidissement passif par
rayonnement, - boucliers thermiques refroidis par ablation, - boucliers thermiques "froids" refroidis par liquide ou
par gaz.Various provisions for the thermal protection of the bodies entering the atmosphere are already known: - hot-clogged heaters with passive cooling by
radiation, - heat shields cooled by ablation, - cold shields "cool" cooled by liquid or
by gas.

Toutes ces dispositions connues sont, soit limitées à des domaines d'application déterminés, soit affectées de défauts qui font apparaitre comme problématique leur application universelle à des appareils balistiques pouvant 8trie réutilisés d'une façon simple. All these known arrangements are either limited to specific fields of application or are affected by defects which make it appear as problematic their universal application to ballistic devices that can be reused in a simple manner.

Le procédé utilise pour les navettes spatiales américaines "Space ShuttleW d'une isolation résistant à la chaleur, refroidie par rayonnement sur sa surface externe, et disposée sur la surface des corps, est limité, du fait de la limitation du flux thermique maximal à la valeur susceptible d'bure évacuée par rayonnement pour la température maximale admissible de l'isolation, à des systèmes ailés et à des corps comportant des coefficients balistiques a = D/(CD . A) extr & ement réduits, pour lesquels la phase d'échauffement maximal est décalé dans les c-ouches d'air les plus élevées. Pour la récupération balistique intéressante en pratique d'étages supérieurs, ce principe s'élimine en pratique du fait de la limitation précitée. The method used for US space shuttle Space ShuttleW of a heat-resistant insulation, cooled by radiation on its outer surface, and disposed on the surface of the bodies, is limited, because of the limitation of the maximum heat flow to the radiation-permissible value for the maximum permissible temperature of the insulation, winged systems and bodies with extremely low ballistic coefficients a = D / (CD.A), for which the phase of Maximum heating is shifted in the highest air gaps, which is practically eliminated because of the aforementioned limitation.

Les boucliers thermiques chauds, refroidis par rayonnement, constitués de matériaux résistants à de hautes températures, sont soumis à des dilatations thermiques importantes et pour cette raisonS ne peuvent entre que difficilement constitués sous la forme de coquilles fermées étanches. Pour eux également, il en résulte une limitation du flux thermique maximal admissible à des valeurs qui se situent encore au-dessous des taux d'échauffement maximal à escompter dans le cas de la rentrée d'appareils balistiques. Radiant-cooled hot heat shields made of materials resistant to high temperatures are subject to extensive thermal expansion and for this reason can hardly be formed into sealed closed shells. For them too, this results in a limitation of the maximum permissible thermal flux to values which are still below the maximum heating rate to be expected in the case of ballistic apparatus re-entry.

Les boucliers thermiques refroidis par ablation, dans le cas desquels un matériau rapporté extérieurement capte et évacue par pyrolyse le flux thermique incident, et dans le cas desquels l'effet d'ablation par soufflage du matériau pyrolysé agit auxiliairement par blocage du flux thermique extérieur, s'avèrent aptes à maîtriser les flux thermiques importants à escompter lors de la rentrée en atmosphère d'appareils balistiques et ont fait leur preuve en pratique comme l'ont montré les exemples Gemini et Apollo. L'inconvénient de ces systèmes de refroidissement par ablation est leur masse relativement importante en comparaison avec les concepts d'isolation refroidis par rayonnement, leurs coûts relativement importants et leurs caractéristiques de systèmes typiquement non réutilisables, qui imposent pour des mises en oeuvre successives une dépense relativement importante de renouvellement. Ablatively cooled thermal shields, in the case of which a material reported externally captures and discharges the incident thermal flux by pyrolysis, and in the case of which the blowing ablation effect of the pyrolyzed material acts auxiliaryly by blocking the external heat flux, prove to be able to control the important thermal flows to be expected when returning to atmosphere ballistic devices and have proven in practice as shown by the examples Gemini and Apollo. The disadvantage of these ablation cooling systems is their relatively large mass in comparison with radiation-cooled insulation concepts, their relatively high costs and their characteristics of typically non-reusable systems, which require for successive implementations an expense. relatively important renewal.

Les boucliers thermiques "froids" refroidis intérieurement par un liquide ou un gaz sont simples, relativement bon marché et réutilisables de façon très simple. D'inconvénient de ces systèmes en comparaison avec les autres systèmes réside dans les flux thermiques plus importants par suite de la température superficielle plus basse, les possibilités spécifiques de refroidissement nettement plus réduites par rapport aux chaleurs d'ablation effectives des procédés de refroidissement par ablation, et le rayonnement plus réduit du fait de la faible température superficielle, inconvénients qui au total, aboutissent à une consommation importante de fluide de refroidissement et donc à un système de protection thermique lourd.Pour des fusées porteuses, cette nécessité d'une masse plus élevée est lourde de conséquences, car elle réduit directement la capacité de charge utile et nécessite ainsi pour le transport d'une charge utile prédéfinie, un véhl- cule porteur plus important et plus cher et des coûts de lancement plus importants. The "cold" heat shields internally cooled by a liquid or a gas are simple, relatively cheap and reusable in a very simple way. The disadvantage of these systems in comparison with other systems lies in the higher heat fluxes due to the lower surface temperature, the specific cooling possibilities significantly reduced compared to actual ablative heats of ablation cooling processes. , and the reduced radiation due to the low surface temperature, disadvantages which in total, result in a significant consumption of cooling fluid and therefore a heavy thermal protection system. For carrier rockets, this need for a larger mass This has a significant impact because it directly reduces the payload capacity and therefore requires a larger, more expensive carrier vehicle and higher launch costs for the transport of a predefined payload.

Le but de la présente invention est de créer un procédé pour le refroidissement et pour la modulation de la résistance de corps rentrant dans l'atmosphère, procédé qui en utilisant un bouclier thermique "froid" refroidi intérieurement ménage les avantages de ce système et élimine les inconvénients d'une masse importante et d'une consommation importante de fluide de refroidissement e et ouvre en outre la possibilité d'une modulation de la résistance dans le but de diminuer le freinage maximal et la correction de trajectoire. The object of the present invention is to create a method for cooling and modulating the resistance of bodies entering the atmosphere, which method using an internally cooled "cold" heat shield provides the advantages of this system and eliminates the disadvantages of a large mass and a large consumption of coolant e and further opens the possibility of a modulation of the resistance in order to reduce the maximum braking and trajectory correction.

La solution de ce problème résulte conformément à l'invention en ce que l'agent de refroidissement refroidit le bouclier thermique en captant le flux de chaleur aéro-thermodynamique, tandis que le courant d'agent de refroidissement échauffé et/ou vaporisé ou bien gazéifié dans le bouclier thermique s'écoule essentiellement en sens inverse du vol et le courant d'agent de refroidissement ainsi expulsé constitue une zone de recirculation "froide" s'éten- dant devant le bouclier thermique et repoussant l'écoule- ment chaud en provenance de la surface de la structure, une modification du champ d'écoulement externe et de la résistance à l'écoulement, se produisant grâce à la zone de circulation. The solution of this problem results in accordance with the invention in that the coolant cools the heat shield by capturing the aero-thermodynamic heat flow, while the coolant stream heated and / or vaporized or gasified in the heat shield flows substantially in the opposite direction of flight and the expelled cooling agent stream constitutes a "cold" recirculation zone extending in front of the heat shield and pushing back the hot flow from of the surface of the structure, a modification of the external flow field and the resistance to flow, occurring through the circulation zone.

On obtient dans ce cas, une réduction du flux thermique ainsi que, par modification du champ d'écoulement et du champ de pression entourant la partie frontale du corps, une modification souhaitable des valeurs aérodynamiques correspondantes. Comme autres avantages, on obtient une meilleure utilisation des possibilités poter.- tielles de refroidissement du fluide de refroidissement, du fait de son chauffage externe par refroidissement de l'air échauffé dans l'onde de choc. In this case, a reduction of the heat flux and, by modification of the flow field and of the pressure field surrounding the front part of the body, a desirable modification of the corresponding aerodynamic values is obtained. As other advantages, a better use is made of the potential cooling potential of the coolant due to its external heating by cooling the heated air in the shock wave.

D'autres réalisations et dispositions avan- tageuses pour la mise en oeuvre du procédé résultent en ce qu'un liquide inerte vaporisable, de préférence de l'eau est utilisé comme agent de refroidissement. Il est prévu plusieurs buses disposées en cercle et alignées sur un point de l'axe de la structure. Il est prévu également, une buse en forme de fente annulaire. Des buses ou des segments de buses sont susceptibles d'être commandés individuellement, Il existe ainsi également la possibilité dtune commande individuelle des buses pour obtenir des champs de pression et d'écoulement asymétriques dans le but de con trôner les efforts transversaux et l'angle de positionnement. Other embodiments and advantageous provisions for the implementation of the process result in that a vaporizable inert liquid, preferably water is used as coolant. There are several nozzles arranged in a circle and aligned on a point of the axis of the structure. It is also provided, a nozzle shaped annular slot. Nozzles or nozzle segments can be controlled individually. There is also the possibility of individual nozzle control to obtain asymmetric pressure and flow fields in order to control transverse forces and angle. positioning.

Claims

REVEDICATIOS

1.- A method for the thermal protection and for the resistance modulation of atmospheric entry structures and hypersonic missiles entering the atmosphere of a planet, using a heat sink cooled internally with a coolant capable of vaporizing or gasifying or with a gaseous coolant, characterized in that the coolant cools the heat shield by sensing the aero-thermodynamic heat flux9 while the current of the agent heated and / or vaporized cooling or gasified in the heat shield flows substantially in the opposite direction of the flight and the cooling agent stream thus expelled constitutes a cold recirculation zone extending in front of the heat shield and repelling the flow heat from the surface of the structure, a change in the external flow field and resistance flow occurring Gracie to the traffic area.

2. A process according to claim 1, characterized in that a vaporizable inert liquid, preferably water, is used as a coolant.

3.- Device for implementing the method according to any one of claims 1 or 2s characterized in that there is provided a plurality of nozzles arranged in a circle and aligned on a point of the axis of the structure0

4. Apparatus for carrying out the method according to any one of claims j or 2, characterized in that there is provided a nozzle shaped annular slot.

5. Apparatus for carrying out the method according to any one of claims d or 2, characterized in that it is provided nozzles or segments of nozzles can be controlled individually