RU2033947C1

RU2033947C1 - Method of temporary strengthening of flying vehicle structure and flying vehicle manufactured by this method

Info

Publication number: RU2033947C1
Application number: RU92014547A
Authority: RU
Inventors: Валентин Алексеевич Макаров; Сергей Иосифович Перницкий; Владимир Иосифович Прищепа
Original assignee: Валентин Алексеевич Макаров; Сергей Иосифович Перницкий; Владимир Иосифович Прищепа
Priority date: 1992-12-24
Filing date: 1992-12-24
Publication date: 1995-04-30

Abstract

FIELD: flying vehicles. SUBSTANCE: method consists in including the load-bearing members into the flying vehicle structure which are removed in flight; load-bearing members are formed through local freezing of liquid substance effected during preflight preparation and/or during flight; working substance of flying vehicle, cryogenic fluid inclusive, may be used for the purpose. Liquid substance is frozen on structural member, for example on fuel tank by means of heat-exchange apparatus with cooled surfaces forming load-bearing member being frozen which is then thawed by heating the heat-exchange surfaces. EFFECT: enhanced efficiency. 8 cl, 7 dwg

Description

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА), а конкретно к упрочнению конструкции ЛА. The invention relates to aircraft (LA), and specifically to the hardening of the aircraft design.

Известны способ временного упрочнения конструкции ЛА (конкретно, ракеты-носителя) путем включения в конструкцию силовых элементов, удаляемых в полете после прохождения ЛА участка повышенных нагрузок, а также ЛА (ракета-носитель), включающий корпус, двигательную установку, отсек полезного груза, средства управления полетом и встроенные в конструкцию временные силовые элементы, рассчитанные на удаление в полете (Основы конструирования ракет-носителей космических аппаратов. / Под ред. В. П. Мишина и В. К. Карраска. М. Машиностроение, 1991, с. 285-289). A known method of temporary hardening the design of an aircraft (specifically, a launch vehicle) by incorporating power elements removed in flight after passing an aircraft of the increased loads section, as well as an aircraft (launch vehicle), including a hull, propulsion system, payload compartment, means flight control and temporary power elements built into the design, designed to be removed in flight (Fundamentals of the Design of Spacecraft Launch Vehicles) / Edited by V.P. Mishin and V.K. Karrask. M. Mechanical Engineering, 1991, p. 285- 289) .

Недостатком известных способа и ЛА является снижение массы полезного груза, размещаемого на борту ЛА из-за необходимости во временных силовых элементах, которые представляют собой выполненные из обычных конструкционных материалов устройства механического типа (в приведенном выше источнике силовой обтекатель с пиротехническими крепежными узлами, толкающими и направляющими механизмами). Применительно к разрабатываемым в настоящее время воздушно-космическим самолетам (ВКС) известные технические решения имеют и тот существенный недостаток, что не обеспечивают надежного функционирования ЛА: существует вероятность повреждения достаточно развитых аэродинамических поверхностей ВКС и входного двигательного устройства (воздухозаборника) удаляемыми (отбрасываемыми) в полете элементами конструкции. A disadvantage of the known method and aircraft is the reduction in the mass of the payload placed on board the aircraft due to the need for temporary power elements, which are mechanical type devices made of conventional structural materials (in the above source, the power fairing with pyrotechnic fastening nodes, pushing and guiding mechanisms). In relation to the aerospace aircraft (VKS) currently being developed, the known technical solutions have the significant drawback that they do not ensure the reliable operation of the aircraft: there is a possibility of damage to sufficiently developed aerodynamic surfaces of the VKS and the inlet engine (air intake) being removed (discarded) in flight structural elements.

Предлагаемое изобретение направлено на повышение массы полезного груза и надежности функционирования ЛА. The present invention is aimed at increasing the mass of the payload and the reliability of the aircraft.

Это достигается тем, что в способе временного упрочнения конструкции ЛА путем включения в нее силовых элементов, удаляемых в полете после прохождения ЛА участка повышенных нагрузок, удаляемый силовой элемент образуют за счет осуществляемого при предполетной подготовке и/или в полете местного намораживания жидкого вещества на конструктивный элемент при помощи теплообменного устройства с охлаждаемыми поверхностями, формирующими намораживаемый силовой элемент, путем обеспечения надлежащего теплового режима поддерживают в течение заданного времени целостность намороженного силового элемента, а затем расплавляют его нагреванием теплообменных поверхностей и образующуюся текучую среду отводят за борт или в бортовую магистраль ЛА. Кроме того, на конструктивный элемент может намораживаться рабочее вещество ЛА, для охлаждения теплообменных поверхностей может использоваться криогенное рабочее вещество ЛА, для нагревания теплообменных поверхностей может использоваться теплота газовой подушки наддува рабочей емкости ЛА, а также теплота аэродинамического нагрева конструкции ЛА. This is achieved by the fact that in the method of temporarily hardening the aircraft structure by incorporating power elements removed in flight after passing the high-stress section of the aircraft, the removed power element is formed due to local freezing of the liquid substance on the structural element during pre-flight preparation and / or flight by means of a heat exchanger with cooled surfaces forming a freezing power element, by maintaining the proper thermal regime, the support is maintained during At a given time, the integrity of the frozen power element is then melted by heating the heat exchange surfaces, and the resulting fluid is taken overboard or to the aircraft onboard side. In addition, the working substance of the aircraft can freeze on the structural element, the cryogenic working substance of the aircraft can be used to cool the heat-exchange surfaces, the heat of the gas cushion to pressurize the working capacity of the aircraft, as well as the heat of aerodynamic heating of the aircraft structure can be used to heat the heat-exchange surfaces.

Технический результат изобретения достигается также тем, что в ЛА, включающем корпус, двигательную установку, отсек полезного груза, средства управления полетом и встроенные в конструкцию временные силовые элементы, рассчитанные на удаление в полете, временный силовой элемент представляет собой твердый блок из замороженного вещества, размещенного в замкнутой или незамкнутой теплообменной полости, которая образована поверхностями упрочняемого конструктивного элемента и прикрепленных к нему элементов для отвода, подвода тепла и удержания замороженного вещества. Кроме того, в предлагаемом ЛА твердый блок может быть образован замороженным рабочим веществом ЛА, размещенным в емкости этого или другого рабочего вещества ЛА, твердый блок из замороженного вещества может армироваться металлическими и/или неметаллическими элементами. The technical result of the invention is also achieved by the fact that in an aircraft including a hull, a propulsion system, a payload compartment, flight controls and temporary power elements integrated in the structure, designed to be removed during flight, the temporary power element is a solid block of frozen material placed in a closed or open heat exchange cavity, which is formed by the surfaces of a hardened structural element and elements attached to it for removal, supply of heat and retention of frozen matter. In addition, in the proposed aircraft, the solid block can be formed by a frozen working substance of the aircraft, placed in the container of this or other working substance of the aircraft, the solid block of frozen substance can be reinforced with metal and / or non-metallic elements.

На фиг. 1 представлен ВКС; на фиг. 2 топливный бак ВКС с временными силовыми элементами, продольный разрез, вариант выполнения; на фиг. 3 разрез А-А на фиг. 2; на фиг. 4 то же, вариант выполнения; на фиг. 5 топливный бак, продольный разрез, вариант выполнения; на фиг. 6 узел I на фиг. 5; на фиг. 7 узел II на фиг. 5. In FIG. 1 presents the videoconferencing; in FIG. 2 VKS fuel tank with temporary power elements, longitudinal section, embodiment; in FIG. 3, section AA in FIG. 2; in FIG. 4 the same embodiment; in FIG. 5 fuel tank, longitudinal section, embodiment; in FIG. 6 node I in FIG. 5; in FIG. 7 node II in FIG. 5.

ВКС (фиг. 1) включает корпус 1, топливный бак 2 с отсеками окислителя и горючего для питания жидкостного ракетного двигателя 3, отсек 4 полезного груза, аэродинамические поверхности 5. В конструкцию топливного бака встроены временные силовые элементы, различные варианты которых представлены на фиг. 2-7. VKS (Fig. 1) includes a housing 1, a fuel tank 2 with compartments of an oxidizer and fuel for powering a liquid propellant rocket engine 3, a payload compartment 4, aerodynamic surfaces 5. Temporary power elements are built into the fuel tank, various versions of which are shown in FIG. 2-7.

На фиг. 2 изображен топливный бак 2 несущей конструкции с передним расположением отсека 6 горючего, который заправлен жидким водородом. Расположенный сзади отсек 7 окислителя заправлен жидким кислородом и отделен от отсека горючего внутрибаковой перегородкой (днищем) 8. Отсек горючего рассчитан на временное упрочнение при помощи продольных силовых элементов 9, два варианта устройства которых представлены на фиг. 3 и 4. В этих вариантах временные силовые элементы прикреплены к внутренней поверхности теплоизолированной стенки 10 отсека горючего и представляют собой блоки твердого кислорода, размещенные в полостях 11, которые образованы пластинчатыми теплообменными элементами 12, скрепленными со стенкой 10. In FIG. 2 shows a fuel tank 2 of a supporting structure with a front location of the fuel compartment 6, which is charged with liquid hydrogen. The rear section of the oxidizer compartment 7 is charged with liquid oxygen and is separated from the fuel compartment by an internal tank partition (bottom) 8. The fuel compartment is designed for temporary hardening by means of longitudinal force elements 9, two device variants of which are shown in FIG. 3 and 4. In these embodiments, temporary power elements are attached to the inner surface of the heat-insulated wall 10 of the fuel compartment and are solid oxygen blocks placed in cavities 11, which are formed by plate heat-exchange elements 12 attached to the wall 10.

Предлагаемый способ поясняется конкретным примером осуществления применительно к временному силовому элементу, представленному на фиг. 3. The proposed method is illustrated by a specific embodiment with reference to the temporary power element shown in FIG. 3.

За 5,5 ч до старта ВКС начинают продувку отсека 6 горючего охлажденным газообразным гелием (Т 60К) и одновременно продувают полости 6а, 11 будущего временного силового элемента 9. Спустя 1 ч начинают продувку охлажденным газообразным азотом отсека 7 окислителя, которую осуществляют в течение 0,5 ч, после чего в течение 0,5 ч осуществляют его заправку жидким кислородом (Т 90К). Одновременно с последней операцией организуют проток жидкого кислорода в полости 11 временного силового элемента. За 3 ч до старта ВКС осуществляют в течение 0,5 ч заправку жидким водородом (Т 20К) отсека 6 горючего, одновременно заполняя полости 6а временного силового элемента. С началом этой операции снижают подачу жидкого кислорода в полость 11, что вместе с понижением температуры в отсеке горючего приводит к отверждению кислорода (Т_плавл.= 54К) в полости 11. После завершения формирования временного силового элемента 9 подачу жидкого кислорода в полость 11 полностью прекращают. Спустя 2,5 ч после окончания заправки топливного бака горючим осуществляют старт ВКС.5.5 hours before the start of the SCV, the purge compartment 6 is purged with cooled gaseous helium (T 60K) and at the same time the cavities 6a, 11 of the future temporary power element 9 are purged. After 1 h, the oxidizer compartment 7 is purged with cooled gaseous nitrogen, which is carried out for 0 , 5 hours, after which it is charged with liquid oxygen (T 90K) for 0.5 hours. Simultaneously with the last operation, a duct of liquid oxygen is organized in the cavity 11 of the temporary power element. 3 hours before the start of the videoconferencing, the fuel compartment 6 is filled with liquid hydrogen (Т 20К) for 6 hours, at the same time filling the cavities 6a of the temporary power element. With the beginning of this operation, the supply of liquid oxygen to the cavity 11 is reduced, which, together with a decrease in temperature in the fuel compartment, leads to the curing of oxygen ( _Tmelt. = 54K) in the cavity 11. After completion of the formation of the temporary power element 9, the supply of liquid oxygen to the cavity 11 is completely stopped . 2.5 hours after the end of the fuel tank refueling, the start of the VKS is carried out.

При старте возникают динамические нагрузки на конструкцию ВКС, которые резко возрастают в околозвуковой области полета и удерживаются на высоком уровне в течение ≈ 1 мин, после чего интенсивно снижаются. Временные силовые элементы 9 должны работать в течение ≈ 2 мин, что достаточно для прохождения ВКС участка пиковых нагрузок. Когда надобность в силовых элементах отпадает, в полость 6а подают нагретый водород (Т 300К) из тракта охлаждения ракетного двигателя ВКС, что вызывает плавление кислородного блока. Этому способствует и то, что по мере выработки горючего из топливного бака поверхности силового элемента 9, ранее омываемые жидким водородом с температурой 20К, вступают в контакт с более теплой газовой подушкой наддува (Т 60К). Жидкий кислород, образующийся при плавлении временных силовых элементов, сливают через бортовую магистраль в отсек 7 окислителя, чтобы использовать затем для питания ракетного двигателя 3. At start-up, dynamic loads arise on the structure of the aerospace forces, which sharply increase in the transonic region of the flight and remain at a high level for ≈ 1 min, after which they intensively decrease. Temporary power elements 9 should work for ≈ 2 min, which is enough for the passage of the VKS section of the peak loads. When the need for power elements disappears, heated hydrogen (T 300K) is supplied into cavity 6a from the cooling circuit of the VKS rocket engine, which causes the oxygen block to melt. This is also facilitated by the fact that, as fuel from the fuel tank is developed, the surfaces of the power element 9, previously washed with liquid hydrogen with a temperature of 20 K, come into contact with a warmer supercharged gas cushion (T 60 K). Liquid oxygen generated during the melting of temporary power elements is discharged through the side line into the oxidizer compartment 7, so that it can then be used to power the rocket engine 3.

Временный силовой элемент (фиг. 4) рассчитан на разрушение (плавление) за счет теплового потока, поступающего от аэродинамического нагрева ЛА. Чтобы повысить эффективность этого процесса и исключить нежелательный нагрев массы горючего в баке, поверхности указанного силового элемента покрывают теплоизоляционным слоем 12а. Temporary power element (Fig. 4) is designed for destruction (melting) due to the heat flux coming from aerodynamic heating of the aircraft. To increase the efficiency of this process and to exclude undesirable heating of the fuel mass in the tank, the surfaces of the specified power element are covered with a heat-insulating layer 12a.

На фиг. 5 представлен топливный бак 2 с передним отсеком 7 жидкого кислорода и задним отсеком 6 жидкого водорода, через который проходит кислородная тоннельная труба 13. К ней и внутрибаковому днищу 8 прикреплены временные силовые элементы 9а из намороженной массы кислорода, как это показано на фиг. 6. Намораживание силовых элементов осуществляют в данном случае после заправки топливного бака жидким кислородом путем создания регулируемого потока охлажденного газообразного гелия через межстенную теплоизоляцию внутрибаковой перегородки 8 и тоннельной трубы 13. При этом на поверхностях, контактирующих с жидким кислородом, образуется слой твердого вещества, толщина которого определяется изменяемыми во времени температурными параметрами теплообменного процесса. Для формирования стабильного по физическим и геометрическим характеристикам силового элемента с его последующим упорядоченным удалением намораживающие поверхности могут снабжаться радиальными и кольцевыми ребрами (не показаны) и перфорированной (пористой), проницаемой для жидкого кислорода стенкой 14. С началом полета ЛА приходит в движение масса жидких топливных компонентов в баке, изменяется их уровень и вследствие этого изменяется тепловой режим силовых элементов 9а. Их стабильность обеспечивают соответствующим режимом потока гелия в перегородке 8. Удаление силовых элементов осуществляют прекращением расхода гелия и вакуумированием перегородки, что приводит к плавлению и уносу твердой массы потоком жидкого кислорода. Стенка 14 предотвращает случайные скалывания твердой массы и попаданием части в насос ракетного двигателя, что могло бы привести к его повреждению. In FIG. 5 shows a fuel tank 2 with a front liquid oxygen compartment 7 and a rear liquid hydrogen compartment 6 through which the oxygen tunnel pipe 13 passes. Temporary power elements 9a from a frozen oxygen mass are attached to it and the inside of the tank bottom 8, as shown in FIG. 6. The freezing of the power elements is carried out in this case after refueling the fuel tank with liquid oxygen by creating an adjustable flow of cooled gaseous helium through the interwall heat insulation of the inside wall of the partition 8 and the tunnel pipe 13. At the same time, a solid layer is formed on the surfaces in contact with liquid oxygen, the thickness of which determined by the time-varying temperature parameters of the heat exchange process. To form a power element that is stable in physical and geometric characteristics and subsequently ordered to be removed, the freezing surfaces can be equipped with radial and annular ribs (not shown) and a perforated (porous) wall permeable to liquid oxygen 14. With the start of flight, the mass of liquid fuel components in the tank, their level changes and, as a result, the thermal regime of the power elements 9a changes. Their stability is ensured by the corresponding regime of helium flow in the partition 8. The removal of power elements is carried out by stopping the helium flow and evacuation of the partition, which leads to melting and entrainment of the solid mass by the flow of liquid oxygen. Wall 14 prevents accidental cleavage of the solid mass and the ingress of parts into the pump of the rocket engine, which could lead to damage.

На фиг. 7 представлен вариант временного упрочнения стенки топливного бака при помощи силовых элементов 9б и 9в в виде колец, образуемый внутри и снаружи бака соответственно. С этой целью участок межстенной теплоизоляции 15 бака ограждают перегородками 16 и через образованную полость пропускают через хладагент при заполненном баке, что приводит к нарастанию кольцевого твердого блока (силового элемента) 9б из жидкой топливной массы. Надлежащее формование этого внутреннего силового элемента обеспечивают с помощью прикрепленного к баку пористого, проницаемого для топливного компонента кольца 17, которое выполняют, например, из теплопроводной металлической проволочной путанки, вспененного неметаллического материала и т. д. In FIG. 7 shows a variant of temporary hardening of the wall of the fuel tank with the help of power elements 9b and 9c in the form of rings, formed inside and outside the tank, respectively. To this end, a section of the inter-wall thermal insulation 15 of the tank is enclosed by partitions 16 and passed through the formed cavity through the refrigerant when the tank is full, which leads to an increase in the annular solid block (power element) 9b from the liquid fuel mass. The proper molding of this internal force element is ensured by means of a porous, permeable to the fuel component, ring 17 attached to the tank, which is made, for example, of a heat-conducting metal wire rope, foamed non-metallic material, etc.

Внешний силовой элемент 9в образуют путем регулируемой подачи рабочего вещества, например воды, через прикрепленный к баку коробчатый пояс-коллектор 18 при заполненной хладагентом полости. Удаление временных силовых элементов 9б и 9в достигается прекращением подачи хладагента и вакуумированием полости, после чего внутренний элемент 9б плавится от теплоты газовой подушки бака, а внешний элемент 9в от теплоты аэродинамического нагрева ЛА. Этот элемент может обращаться в жидкость, газожидкостную смесь или газ, которые через выполненные в коллекторе 18 отверстия могут поступать на поверхность ЛА в целях охлаждения. The external power element 9c is formed by a controlled supply of a working substance, for example water, through a box-shaped collector belt 18 attached to the tank with a cavity filled with refrigerant. Removing the temporary power elements 9b and 9c is achieved by stopping the supply of refrigerant and evacuating the cavity, after which the internal element 9b melts from the heat of the gas cushion of the tank, and the external element 9b from the heat of aerodynamic heating of the aircraft. This element can turn into a liquid, gas-liquid mixture or gas, which through holes made in the manifold 18 can enter the surface of the aircraft for cooling purposes.

Приведенное выше описание не исчерпывает всего многообразия возможных вариантов конкретного осуществления предлагаемого изобретения. Оно применимо к временному упрочнению любой части конструкции ЛА, а не только топливного бака. Например, в отсеке водородного горючего удобно устроить теплообменную полость для размещения замороженного кислородного окислителя, и в данном случае эта полость является одновременно дополнительной рабочей емкостью ЛА. Подобная емкость может быть устроена и в отсеке одноименного топливного компонента. Временные силовые элементы могут намораживаться на элементы силового набора (шпангоуты, стрингеры) внутри корпуса ЛА, а также сами образовывать временный силовой набор. То же относится и к таким функциональным и конструктивным элементам ЛА, как успокоители (демпферы) плескания топливной массы. Временные силовые элементы можно образовать, например, внутри корпуса ЛА его местным охлаждением снаружи, а расплавить электронагревом, и полученную жидкость подать непосредственно в питающую магистраль работающего бортового двигателя и т. д. Бортовые возможности ВКС и условия теплообмена с внешней средней в полете позволяют рассчитывать на создание временных силовых элементов по предлагаемому способу непосредственно в полете. Для контроля за процессами формирования и разрушения временного силового элемента можно использовать электрические и электронные датчики и схемы из современных систем борьбы с обледенением ЛА. The above description does not exhaust the entire variety of possible options for a specific implementation of the invention. It is applicable to the temporary hardening of any part of the aircraft structure, and not just the fuel tank. For example, it is convenient to arrange a heat-exchange cavity in the hydrogen fuel compartment to accommodate a frozen oxygen oxidizer, and in this case this cavity is simultaneously an additional working capacity of the aircraft. A similar capacity can be arranged in the compartment of the same fuel component. Temporary power elements can be frozen on the elements of the power set (frames, stringers) inside the aircraft, as well as form a temporary power set themselves. The same applies to such functional and structural elements of the aircraft as dampers of fuel mass splashing. Temporary power elements can be formed, for example, inside the aircraft’s hull by local cooling from the outside, and melted by electric heating, and fed the resulting liquid directly into the supply line of a working outboard engine, etc. Onboard capabilities of the VKS and conditions of heat exchange with an external average in flight allow us to count on the creation of temporary power elements according to the proposed method directly in flight. To control the processes of formation and destruction of a temporary power element, you can use electric and electronic sensors and circuits from modern aircraft anti-icing systems.

Claims

1. The method of temporary hardening of the design of the aircraft by incorporating into the design of the power elements removed in flight after the aircraft has passed the increased loads section, characterized in that the removed power element is formed due to local freezing of liquid substance during pre-flight preparation and / or in flight structural element by means of a heat exchanger with cooled surfaces forming a freezing force element by ensuring proper the thermal regime is maintained for a predetermined time, the integrity of a frozen strength member, and then melted by heating the heat exchange surfaces, and the resulting fluid is discharged overboard or into the onboard aircraft line.

2. The method according to claim 1, characterized in that the working substance of the aircraft is frozen on a structural element.

3. The method according to PP. 1 and 2, characterized in that for cooling the heat exchange surfaces using a cryogenic working substance of the aircraft.

4. The method according to PP.1 to 3, characterized in that for heating the heat exchange surfaces using the heat of the gas cushion to pressurize the working capacity of the aircraft.

5. The method according to claims 1 to 3, characterized in that the heat of aerodynamic heating of the aircraft is used to heat the heat exchange surfaces.

6. Aircraft, including the hull, propulsion system, payload compartment, flight controls and temporary power elements built into the structure, designed to be removed in flight, characterized in that the temporary power element is a solid block of frozen material placed in a closed or open heat exchange cavity, which is formed by the surfaces of the hardened structural element and the elements attached to it to remove, supply heat and hold the frozen EU ETS.

7. The aircraft according to claim 6, characterized in that the solid block is formed by a frozen working substance of the aircraft, located in the container of this or other working substance of the aircraft.

8. The aircraft according to paragraphs. 6 and 7, characterized in that the solid block of frozen matter is reinforced with metal and / or non-metallic elements.