RU2219110C1 - Method of heat protection and modulation of aerodynamic drag of object descended from spacecraft - Google Patents
Method of heat protection and modulation of aerodynamic drag of object descended from spacecraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2219110C1 RU2219110C1 RU2002114365/11A RU2002114365A RU2219110C1 RU 2219110 C1 RU2219110 C1 RU 2219110C1 RU 2002114365/11 A RU2002114365/11 A RU 2002114365/11A RU 2002114365 A RU2002114365 A RU 2002114365A RU 2219110 C1 RU2219110 C1 RU 2219110C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- gas
- heat
- transfer agent
- liquid heat
- Prior art date
Links
Landscapes
- Elimination Of Static Electricity (AREA)
- Application Of Or Painting With Fluid Materials (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к теплотехнике и может быть использовано для защиты космических аппаратов и спускаемых объектов (от перегрева или от механических повреждений) как в условиях полета в космосе, так и при входе в плотные слои атмосферы планет. The invention relates to heat engineering and can be used to protect spacecraft and launched objects (from overheating or from mechanical damage) both in flight conditions in space and when entering planets in the atmosphere.
Аналогами предлагаемого способа являются многочисленные пассивные методы защиты аппаратов с помощью высокотемпературных покрытий, которые формируются на их поверхности в процессе изготовления аппаратов на Земле, и являются их неотъемлемой частью. Покрытия, как правило, выполняются многослойными и формируются на поверхности аппаратов путем обмазки с последующим отверждением, намотки листового материала, наклейки теплозащитных плиток и т.д. В качестве материала для изготовления теплозащитных покрытий (ТПЗ) используются тугоплавкие окислы металлов, композиционные материалы, такие как углепластики, кремнийорганические соединения и пр. [1-3]. Analogues of the proposed method are numerous passive methods of protecting devices using high-temperature coatings, which are formed on their surface during the manufacture of devices on Earth, and are an integral part of them. Coatings, as a rule, are multilayer and are formed on the surface of the apparatus by coating with subsequent curing, winding of sheet material, stickers of heat-protective tiles, etc. Refractory metal oxides, composite materials such as carbon plastics, organosilicon compounds, etc., are used as a material for the manufacture of heat-protective coatings (TPZ) [1-3].
Характерным для такого способа теплозащиты является то, что внутренние слои имеют высокие теплозащитные свойства, а наружный - хорошие абляционные характеристики (малый износ, высокую температуру плавления). A characteristic feature of this method of thermal protection is that the inner layers have high heat-shielding properties, and the outer one has good ablation characteristics (low wear, high melting point).
Недостатками такого способа теплозащиты КА являются:
- высокая температура наружного слоя, что дает значительную величину градиента температуры, а следовательно, и теплопритоки извне;
- изготовленная на земле теплозащита аппарата имеет конкретный, наперед заданный ресурс, который в условиях полета увеличен уже быть не может;
- для вывода веса ТЗП возвращаемого объекта на орбиту необходимы дополнительные затраты горючего.The disadvantages of this method of thermal protection of the spacecraft are:
- high temperature of the outer layer, which gives a significant magnitude of the temperature gradient, and hence the heat influx from the outside;
- the thermal protection of the apparatus made on the ground has a specific, predetermined resource, which in flight conditions can no longer be increased;
- to derive the weight of the TSC of the returned object into orbit, additional fuel costs are required.
Более совершенными являются активные способы теплозащиты, когда СТР КА используется для охлаждения его поверхности, либо специального теплового экрана, установленного на аппарате [4-7]. Наиболее близким по технической сущности является способ теплозащиты и модуляции аэродинамического сопротивления объекта, спускаемого с космического аппарата, включающий формирование испаряемого защитного слоя на поверхности объекта [5]. Такое техническое решение выбрано в качестве прототипа предлагаемому решению. В нем теплоноситель СТР КА за счет испарения используется для создания паровой зоны перед защитным экраном. Последнее не только снижает тепловые нагрузки на КА и его экраны, но и дает возможность влиять на аэродинамическое сопротивление аппарата. More advanced are the active methods of thermal protection, when the STR KA is used to cool its surface, or a special heat shield installed on the apparatus [4-7]. The closest in technical essence is the method of thermal protection and modulation of the aerodynamic drag of an object launched from a spacecraft, including the formation of an evaporated protective layer on the surface of the object [5]. Such a technical solution is selected as a prototype of the proposed solution. In it, the heat carrier STR KA due to evaporation is used to create a vapor zone in front of the protective screen. The latter not only reduces thermal loads on the spacecraft and its screens, but also makes it possible to influence the aerodynamic drag of the spacecraft.
Недостатками прототипа являются:
- увеличение энергозатрат на работу СТР КА, усложнение конструкции и веса СТР;
- ресурс работы защитного экрана, СТР и запас теплоносителя необходимо рассчитывать еще до полета, а это ограничивает оперативные возможности полета в целом;
- создание дополнительной паровой защиты объекта приводит к расходу теплоносителя.The disadvantages of the prototype are:
- increased energy consumption for the operation of the STR KA, the complexity of the design and weight of the STR;
- the service life of the protective screen, STR and the coolant supply must be calculated before the flight, and this limits the operational capabilities of the flight as a whole;
- the creation of additional steam protection of the object leads to the consumption of coolant.
Таким образом, задачей нового технического решения является разработка такого способа теплозащиты объекта, который позволил бы:
- создавать ТЗП в конкретных условиях космического полета, например, непосредственно перед входом объекта в атмосферу;
- иметь возможность варьировать характер покрытия, например толщину или конфигурацию в соответствии с конкретной задачей по спуску объекта;
- снизить наружную температуру КА и внешние теплопритоки к нему;
- не затрачивать лишней энергии для вывода в космос специального охладителя, максимально использовать вещества и оборудование, имеющееся на борту КА.Thus, the task of the new technical solution is to develop such a method of thermal protection of the object, which would allow:
- create TZP in specific space flight conditions, for example, immediately before the object enters the atmosphere;
- be able to vary the nature of the coating, for example, thickness or configuration in accordance with the specific task of lowering the object;
- reduce the outer temperature of the spacecraft and the external heat influx to it;
- not to expend unnecessary energy to launch a special cooler into space, to make maximum use of the substances and equipment available onboard the spacecraft.
Задача решается тем, что в способе теплозащиты и модуляции аэродинамического сопротивления объекта, спускаемого с космического аппарата, включающем формирование испаряемого защитного слоя на поверхности объекта, перед входом в атмосферу, в космосе, поверхность объекта охлаждают путем его ориентации на теневую сторону космического аппарата, а формирование защитного покрытия производят путем подачи газокапельной смеси жидкого теплоносителя на охлажденную поверхность объекта до образования ледяной оболочки, имеющей аэродинамиескую форму, при этом в процессе нанесения жидкого теплоносителя его и охлажденную поверхность объекта заряжают разнополярными электрическими зарядами. The problem is solved in that in the method of thermal protection and modulation of the aerodynamic drag of an object launched from a spacecraft, including the formation of an evaporated protective layer on the surface of an object, before entering the atmosphere, in space, the surface of the object is cooled by orientation to the shadow side of the spacecraft, and the formation a protective coating is produced by applying a gas-drop mixture of a liquid coolant to a cooled surface of an object until an ice shell having an aerodynamic shape is formed form, while in the process of applying a liquid coolant, it and the cooled surface of the object are charged with bipolar electric charges.
В качестве жидкого теплоносителя использована вода, вырабатываемая размещенным на космическом аппарате кислородо-водородным электрохимическим генератором, а вырабатываемое при этом электричество использовано для зарядки жидкого теплоносителя и обрабатываемой поверхности спускаемого объекта, причем в качестве газа в газокапельной смеси используют один из газов, выходящих из электрохимического генератора. The liquid used was water produced by an oxygen-hydrogen electrochemical generator placed on the spacecraft, and the electricity generated in this case was used to charge the liquid coolant and the treated surface of the descent object, and one of the gases leaving the electrochemical generator was used as gas in the gas-droplet mixture .
Техническим результатом способа является то, что отпадает необходимость доставлять охладитель на орбиту с Земли, он синтезируется на борту КА в космосе в ходе электрохимической реакции между компонентами топлива ЭХГ КА - кислородом и водородом. Электричество, которое также получается в этой реакции, может использоваться для нанесения ледяного ТЗП на поверхность аппарата. The technical result of the method is that there is no need to deliver the cooler into orbit from the Earth, it is synthesized on board the spacecraft in space during the electrochemical reaction between the ECG fuel components of the spacecraft - oxygen and hydrogen. Electricity, which is also produced in this reaction, can be used to deposit ice-cold thermal current on the surface of the apparatus.
Другим важным результатом предложенного способа является то, что получаемое ледяное ТЗП по своей природе - низкотемпературное. Температура поверхности объекта не может превышать невысокую (особенно при малых давлениях) температуру кипения воды. Это обстоятельство может оказаться важным при доставке с орбиты биологических и медицинских грузов, не допускающих сильного нагревания. Another important result of the proposed method is that the resulting ice condensation condenser is inherently low temperature. The surface temperature of an object cannot exceed a low (especially at low pressure) boiling point of water. This circumstance may turn out to be important when delivering biological and medical goods from orbit that do not allow strong heating.
Необходимо отметить также, поскольку и воду и электричество вырабатывает один агрегат - ЭХГ, их количества точно сбалансированы друг с другом. It should also be noted, since both water and electricity are generated by one unit - ECG, their quantities are precisely balanced with each other.
Кроме того, такое покрытие дополнительно снижает теплоприток к объекту за счет того, что плавясь и испаряясь, лед образует дополнительную защитную паровую оболочку вокруг объекта, а это влияет на аэродинамическое сопротивление последнего. Создание дополнительной паровой оболочки является общим для предполагаемого решения и прототипа, однако в предлагаемом способе используются не только испарения, но и второй фазовый переход - плавление, а это повышает эффективность теплозащиты. In addition, such a coating additionally reduces heat gain to the object due to the fact that, melting and evaporating, ice forms an additional protective vapor shell around the object, and this affects the aerodynamic resistance of the latter. The creation of an additional steam shell is common to the proposed solution and prototype, however, the proposed method uses not only evaporation, but also the second phase transition - melting, and this increases the efficiency of thermal protection.
Если речь идет о КА, то его ледяная оболочка может служить кроме всего прочего в качестве внешнего хранилища воды, из которой путем электролиза можно синтезировать кислород и водород для ДУ КА. If we are talking about spacecraft, then its ice shell can serve, among other things, as an external storage of water from which oxygen and hydrogen can be synthesized by electrolysis for the spacecraft remote control.
Суть предлагаемого способа в том, что компоненты топлива ЭХГ КА (O2 и Н2) используются не только по своему прямому назначению, но и для создания низкотемпературного ТЗП в случае необходимости спуска объекта в атмосферу. Для синтеза воды при этом применяется электрохимическая реакция окисления водорода, которая обеспечивает процесс не только материалами (водой), но и энергией.The essence of the proposed method is that the fuel components of the ECG spacecraft (O 2 and H 2 ) are used not only for their intended purpose, but also to create a low-temperature TZ if necessary to lower the object into the atmosphere. For the synthesis of water, the electrochemical reaction of hydrogen oxidation is used, which provides the process not only with materials (water), but also with energy.
Характер покрытия (толщина, конструкция, структура) может варьироваться в процессе его создания в соответствии с характером возникшей в данный момент задачи. За счет формы ледяного покрытия можно влиять и на паровую оболочку КА и тем самым - на его аэродинамическое сопротивление. Характер покрытия можно выбирать оптимальным применительно к конкретной выбранной траектории полета в атмосфере планеты. Например, можно формировать различные ТЗП для спуска аппарата на поверхность, либо для временного в атмосферу с различной глубиной проникновения и т.п. The nature of the coating (thickness, construction, structure) may vary during its creation in accordance with the nature of the problem that has arisen at the moment. Due to the shape of the ice cover, it is possible to influence the vapor shell of the spacecraft and, thereby, its aerodynamic drag. The nature of the coating can be chosen optimal for a particular chosen flight path in the atmosphere of the planet. For example, it is possible to form various TZPs for lowering the device to the surface, or for temporarily into the atmosphere with different penetration depths, etc.
Предлагаемый способ теплозащиты КА осуществляется в следующей последовательности действий. The proposed method of thermal protection of the spacecraft is carried out in the following sequence of actions.
1. До входа в атмосферу обрабатываемую поверхность объекта охлаждают, например, ориентируя его в пространстве так, чтобы поверхность не освещалась солнцем - переводят на теневую сторону КА. 1. Before entering the atmosphere, the treated surface of the object is cooled, for example, orienting it in space so that the surface is not illuminated by the sun - transferred to the shadow side of the spacecraft.
2. После этого в космосе формируют защитное покрытие спускаемого объекта, направляя газокапельную смесь жидкого теплоносителя на охлажденную поверхность объекта до образования ледяной оболочки, при этом в процессе нанесения жидкого теплоносителя его и охлажденную поверхность объекта заряжают разнополярными электрическими зарядами. 2. After that, a protective coating of the descent object is formed in space by directing a gas-droplet mixture of the liquid coolant to the cooled surface of the object until an ice shell is formed, while in the process of applying the liquid coolant, it and the cooled surface of the object are charged with bipolar electric charges.
В качестве жидкого теплоносителя использована вода, вырабатываемая кислородо-водородным ЭХГ, размещенным на борту КА, а вырабатываемое при этом электричество используется для зарядки жидкого теплоносителя и обрабатываемой поверхности спускаемого объекта. При этом в качестве газа в газокапельной смеси использован один из газовых компонентов, отработанных ЭХГ. As the liquid coolant used water generated by oxygen-hydrogen ECG placed on board the spacecraft, and the generated electricity is used to charge the liquid coolant and the treated surface of the descent object. In this case, one of the gas components exhausted by the ECG is used as gas in the gas-droplet mixture.
Перечень принятых сокращений
ТЗП - теплозащитное покрытие
КА - космический аппарат
ЭХГ - электрохимический генератор
ДУ - двигательная установка
СТР - система терморегулирования
Список литературы
1. Усовершенствованное покрытие с высокой термической стойкостью, Франция, заявка 2542278, 1984 г.List of accepted abbreviations
TZP - heat-proof coating
KA - spacecraft
ECG - electrochemical generator
DU - propulsion system
STR - thermal control system
List of references
1. Advanced coating with high thermal resistance, France, application 2542278, 1984
2. Трехслойный тепловой экран, Франция, заявка 2638709. 2. Three-layer heat shield, France, application 2638709.
3. Высокотемпературная теплоизоляция система, ФРГ, заявка 3741733. 3. High temperature thermal insulation system, Germany, application 3741733.
4. Способ термической защиты, Франция, заявка 2542698. 4. Thermal protection method, France, application 2542698.
5. Способ теплозащиты и модуляции сопротивления КА, ФРГ, заявка 3309688. 5. The method of thermal protection and modulation of the resistance of the spacecraft, Germany, application 3309688.
6. Конструкция из композиционного материала, ЕР, заявка 0133066. 6. The construction of composite material, EP, application 0133066.
7. Защитный экран, ЕР, заявка 0073688. 7. The protective screen, EP, application 0073688.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002114365/11A RU2219110C1 (en) | 2002-05-31 | 2002-05-31 | Method of heat protection and modulation of aerodynamic drag of object descended from spacecraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002114365/11A RU2219110C1 (en) | 2002-05-31 | 2002-05-31 | Method of heat protection and modulation of aerodynamic drag of object descended from spacecraft |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2219110C1 true RU2219110C1 (en) | 2003-12-20 |
| RU2002114365A RU2002114365A (en) | 2004-03-20 |
Family
ID=32066553
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2002114365/11A RU2219110C1 (en) | 2002-05-31 | 2002-05-31 | Method of heat protection and modulation of aerodynamic drag of object descended from spacecraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2219110C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2509040C2 (en) * | 2012-03-22 | 2014-03-10 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт химии твердого тела и механохимии Сибирского отделения Российской академии наук (ИХТТМ СО РАН) | Heat-resistance system for surface heat protection of hypersonic aircraft and shuttle spacecraft |
| RU2558525C1 (en) * | 2014-07-31 | 2015-08-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Method of hypersonic drone active heat protection and aerodynamic drag |
| RU2559182C1 (en) * | 2014-07-31 | 2015-08-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Method of hypersonic aircraft active heat protection and aerodynamic drag |
-
2002
- 2002-05-31 RU RU2002114365/11A patent/RU2219110C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2509040C2 (en) * | 2012-03-22 | 2014-03-10 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт химии твердого тела и механохимии Сибирского отделения Российской академии наук (ИХТТМ СО РАН) | Heat-resistance system for surface heat protection of hypersonic aircraft and shuttle spacecraft |
| RU2558525C1 (en) * | 2014-07-31 | 2015-08-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Method of hypersonic drone active heat protection and aerodynamic drag |
| RU2559182C1 (en) * | 2014-07-31 | 2015-08-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Method of hypersonic aircraft active heat protection and aerodynamic drag |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2002114365A (en) | 2004-03-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Ma et al. | Research progress of electromagnetic launch technology | |
| KR20220148183A (en) | magnetohydrodynamic hydrogen electric generator | |
| BR112020011290A2 (en) | magneto-hydrodynamic power generator | |
| US10815016B2 (en) | Deployed electromagnetic radiation deflector shield assembly | |
| CN107190275A (en) | Electrochemical hydrogen-catalyst power system based on water | |
| PL186102B1 (en) | Lowered energy hydrogen methods and structures | |
| GB2496250A9 (en) | Ignition of a target and axial burn of a cylindrical target | |
| CN107634279B (en) | A kind of in-orbit thermal controls apparatus of lithium battery | |
| RU2219110C1 (en) | Method of heat protection and modulation of aerodynamic drag of object descended from spacecraft | |
| RU2430857C2 (en) | Hypersonic aircraft wing in aerodynamic heating conditions | |
| Beach et al. | Present and future naval applications for pulsed power | |
| Tanaka et al. | Laser spot size and preheating effects on alumina reduction using laser ablation | |
| US10811143B2 (en) | In space startup method for nuclear fusion rocket engines | |
| RU2046210C1 (en) | Electric rocket engine | |
| Jerred et al. | Dual-Mode propulsion system enabling Cubesat exploration of the solar system | |
| GB2496022A (en) | Multi stage mirror. | |
| Noca et al. | Evolutionary strategy for the use of nuclear electric propulsion in planetary exploration | |
| Allen | Environmental factors influencing metals applications in space vehicles | |
| RU2368514C1 (en) | Power propulsion device for airship | |
| Brunner et al. | Re-entry of radioactive power sources. | |
| Pandi Perumal et al. | Atmospheric Re-entry Energy Storage (ARES)-A Novel concept for utilizing atmospheric re-entry energy | |
| Bennett et al. | Technology development of dynamic isotope power systems for space applications | |
| RU2258641C2 (en) | Coat protecting spacecraft against mechanical action, method and device for forming protective coat in space | |
| RU173324U1 (en) | MEMBRANE ION ENGINE | |
| TW202146759A (en) | Magnetohydrodynamic hydrogen electrical power generator |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20040601 |