RU2452669C1 - Method for thermal shielding aircraft nose - Google Patents
Method for thermal shielding aircraft nose Download PDFInfo
- Publication number
- RU2452669C1 RU2452669C1 RU2010145575/11A RU2010145575A RU2452669C1 RU 2452669 C1 RU2452669 C1 RU 2452669C1 RU 2010145575/11 A RU2010145575/11 A RU 2010145575/11A RU 2010145575 A RU2010145575 A RU 2010145575A RU 2452669 C1 RU2452669 C1 RU 2452669C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- vibrations
- gas
- range
- nose
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной и космической технике, а именно к способам охлаждения головных элементов конструкций летательных аппаратов (ЛА). При входе ЛА с гиперзвуковыми скоростями в плотные слои атмосферы его головная часть подвергается интенсивным тепловым нагрузкам. Возрастание скоростей спуска современных ЛА приводит к повышению требований, касающихся тепловой защиты.The invention relates to aviation and space technology, and in particular to methods of cooling the head elements of the structures of aircraft (LA). At the entrance of an aircraft with hypersonic speeds into the dense layers of the atmosphere, its head part is subjected to intense heat loads. An increase in the descent speeds of modern aircraft leads to an increase in the requirements for thermal protection.
Известны гидродинамические методы защиты поверхности ЛА от воздействия высокотемпературных газовых потоков, например метод пористого охлаждения, когда в зону интенсивного нагрева (пограничный слой) вдувают газ-охладитель через поверхность из пористых материалов (1. Рамсей, Голыптейн, Взаимодействие вдуваемой нагретой струи с основным потоком. / Теплопередача. Т.93, №4, 1971, с.41-50).Hydrodynamic methods are known for protecting the aircraft surface from the effects of high-temperature gas flows, for example, the method of porous cooling, when a cooler gas is injected into the intensive heating zone (boundary layer) through a surface made of porous materials (1. Ramsey, Golypteyn, Interaction of an injected heated jet with the main stream. / Heat Transfer. T.93, No. 4, 1971, p. 41-50).
Недостаток способа заключается в том, что пористые теплозащитные материалы не выдерживают больших тепловых нагрузок, могут разрушаться.The disadvantage of this method is that porous heat-shielding materials can not withstand large thermal loads, can be destroyed.
Известен также способ теплозащиты поверхностей головной части ЛА, когда ее охлаждают с помощью жидкого или газообразного хладагента. Обшивку выполняют перфорированной, а хладагент подводят к внутренней поверхности обшивки и выдувают через перфорацию в пограничный слой. (2. Основы теплопередачи в авиационной и ракетной технике. // Под ред. В.К.Кошкина, М.: Машиностроение, 1975 г.)There is also known a method of thermal protection of the surfaces of the head part of an aircraft, when it is cooled using liquid or gaseous refrigerant. The casing is perforated, and the refrigerant is brought to the inner surface of the casing and is blown through the perforation into the boundary layer. (2. Fundamentals of heat transfer in aircraft and rocket technology. // Edited by V.K. Koshkin, M .: Mechanical Engineering, 1975)
Недостаток способа заключается в низких прочностных и температурных характеристиках материала, поскольку сквозная перфорация турбулизирует набегающий поток, что увеличивает скорость нагрева головной части ЛА. В конечном итоге материал защиты разрушается.The disadvantage of this method is the low strength and temperature characteristics of the material, since through perforation turbulizes the incoming flow, which increases the heating rate of the head of the aircraft. Ultimately, the protection material is destroyed.
Наиболее близким к предлагаемому решению является способ охлаждения с использованием газа-охладителя. Способ основан на вдуве газа в зону воздействия набегающего газового потока (3. Заявка РФ, №96118303, летательный аппарат, опубл. 20.12.1998). Способ выбран за прототип.Closest to the proposed solution is a cooling method using a gas cooler. The method is based on blowing gas into the impact zone of the incident gas flow (3. RF Application, No. 96118303, aircraft, publ. 12/20/1998). The method selected for the prototype.
Известный летательный аппарат использует охлаждение, основанное на вдуве газа-охладителя в зону воздействия набегающего потока высокотемпературных газов на головную часть ЛА. Газ-охладитель подают под давлением навстречу высокотемпературному потоку через сквозные отверстия в оболочке ЛА.A well-known aircraft uses cooling based on the injection of a cooler gas into the zone of influence of the incident flow of high-temperature gases on the aircraft head. The gas cooler is supplied under pressure towards the high-temperature flow through the through holes in the aircraft shell.
Существенным недостатком способа, использованного в прототипе, является высокая степень турбулизации потока в области смешивания горячего и холодного газа, что снижает эффективность охлаждения головной части ЛА. Этот недостаток следует устранить.A significant disadvantage of the method used in the prototype is the high degree of turbulization of the stream in the area of mixing hot and cold gas, which reduces the cooling efficiency of the head of the aircraft. This drawback should be addressed.
В основу настоящего изобретения положена задача повышенной эффективности охлаждения головной части спускаемых ЛА воздействием на поверхность охлаждаемой конструкции периодически повторяющимися во времени вибрационными воздействиями. Поставленная задача решается тем, что, в дополнение к основным признакам способа-прототипа, подавляют турбулентные вихри, возникающие в высокоградиентных зонах взаимодействия элементарных струй газа-охладителя и набегающего высокотемпературного газового потока, воздействуя на них периодическими тангенциальными вибрациями интенсивностью I в диапазоне 1,75≤I≤39,2 кг·град2/с3м2, налагаемыми в плоскости, перпендикулярной оси симметрии поверхности головной части ЛА. Диапазон I характеризует частоту и амплитуду вибраций защищаемой поверхности. Сущность способа поясняется рисунками (фиг.1, фиг.2, фиг.3).The present invention is based on the task of increased cooling efficiency of the head part of launching aircraft by exposing the surface of the cooled structure to periodically repeated vibrational influences over time. The problem is solved in that, in addition to the main features of the prototype method, turbulent eddies that occur in high-gradient zones of interaction of elementary jets of a gas cooler and an incident high-temperature gas flow are suppressed, acting on them with periodic tangential vibrations of intensity I in the range of 1.75≤ I≤39.2 kg · deg 2 / s 3 m 2 , imposed in a plane perpendicular to the axis of symmetry of the surface of the head of the aircraft. Range I characterizes the frequency and amplitude of vibration of the surface to be protected. The essence of the method is illustrated by drawings (figure 1, figure 2, figure 3).
На фиг.1 показана физическая модель картины течения в окрестности оболочки головной части при вдуве газа-охладителя через круглые отверстия навстречу высокотемпературному набегающему потоку. На фиг.2 показана смена лабораторной установки, реализующей заявленный способ. Высокотемпературный набегающий поток 2 и поток газа-охладителя перпендикулярны оболочке головной части 1, ω - скорость вращения вала электродвигателя, f - частота вибраций, d1 и d2 - соответственно диаметр оболочки и диаметр отверстий для вдува газа-охладителя.Figure 1 shows a physical model of the flow pattern in the vicinity of the shell of the head part when the gas cooler is injected through round openings towards the high-temperature incoming flow. Figure 2 shows the change of the laboratory installation that implements the claimed method. The high-temperature free-stream 2 and the gas-cooler stream are perpendicular to the shell of the
На фиг.3 приводится зависимость относительной функции теплообмена , при вибрациях (кривая а - расход газа-охладителя 0,3·10-4 кг/с; б - расход газа-охладителя 0,41·10-4 кг/с, в - расход газа-охладителя 0,73·10-4 кг/с), от интенсивности тангенциальных вибраций I. Здесь q+, q- - плотность тепловых потоков при наличии (+) и отсутствии (-) вибраций.Figure 3 shows the dependence of the relative heat transfer function , with vibrations (curve a - flow rate of the cooler gas 0.3 · 10 -4 kg / s; b - flow rate of the gas cooler 0.41 · 10 -4 kg / s, c - flow rate of the gas-cooler 0.73 · 10 -4 kg / s), from the intensity of tangential vibrations I. Here q + , q - is the density of heat fluxes in the presence of (+) and absence (-) of vibrations.
Цифрами на рисунках обозначены: 1 - оболочка головной части в форме усеченного конуса; 2 - высокотемпературный поток; 3 - газ-охладитель; 4 - застойные области течения; 5 - зоны основных участков элементарных струй; 6 - зоны смыкания элементарных струй; 7 - область смешения подаваемого газа-охладителя и набегающего потока.The numbers in the figures indicate: 1 - the shell of the head in the form of a truncated cone; 2 - high temperature flow; 3 - gas cooler; 4 - stagnant flow areas; 5 - zones of the main sections of elementary jets; 6 - zone closure of elementary jets; 7 is a mixing region of a supplied coolant gas and a free flow.
Способ реализуется следующим образом.The method is implemented as follows.
Защищаемую поверхность подвергают периодическим тангенциальным вибрациям в плоскости, перпендикулярной оси симметрии с некоторой частотой f. При этом газ-охладитель 3 в виде элементарных струй 5, покинув защищаемую стенку, образует область смешения 7 с набегающим потоком 2. Происходит оттеснение набегающего потока и «разбавление» пограничного слоя вблизи поверхности головной части ЛА. Условием оттеснения набегающего потока является раннее смыкание элементарных газовых струй 5. За счет этого перед набегающим потоком создается сплошной непрерывный встречный газовый барьер. Однако наличие застойных областей 4 и удаленность зон смыкания элементарных струй 6 приводят к возникновению гидродинамической неустойчивости, появлению крупномасштабных пульсаций газа. Пульсации выносят газ из набегающего высокотемпературного потока 2 к защищаемой поверхности головной части 1. В итоге теплообмен интенсифицируется. Для того чтобы устранить турбулентные вихри вблизи поверхности и обеспечить условия раннего смыкания элементарных струй 5, достаточно подействовать на поверхность тангенциальными периодическими вибрациями в плоскости, перпендикулярной оси симметрии поверхности с частотой f, меняющейся в диапазоне 5≤f≤25 Гц. Возникающая за счет тангенциальной вибрации инерционная сила, действуя на струи, приводит к их более раннему смыканию, высокоградиентные области течения разрушаются, а область смешения становится равномерной, без образования крупномасштабных пульсаций. Теплообмен между набегающим потоком и головной частью ЛА при этом снижается, что повышает эффективность охлаждения.The surface to be protected is subjected to periodic tangential vibrations in a plane perpendicular to the axis of symmetry with a certain frequency f. In this case, the gas cooler 3 in the form of elementary jets 5, leaving the protected wall, forms a mixing region 7 with the free stream 2. The free stream is displaced and the boundary layer is “diluted” near the surface of the aircraft head. The condition for the displacement of the incoming flow is the early closure of elementary gas jets 5. Due to this, a continuous continuous oncoming gas barrier is created in front of the incident stream. However, the presence of stagnant regions 4 and the remoteness of the zones of closure of the
При частоте вибраций f<5 Гц, ослабление теплообмена не отмечается. При частотах f>25 Гц возможно нарушение эксплуатационных характеристик спускаемых ЛА. Этот признак не исключает возможности подбирать частоту для конкретных конструкций.At a vibration frequency f <5 Hz, attenuation of heat transfer is not observed. At frequencies f> 25 Hz, the operational characteristics of launching aircraft may be violated. This feature does not exclude the possibility of selecting a frequency for specific designs.
Целесообразно учитывать и амплитуду А тангенциальных вибраций, влияющую на эффективность теплообмена. Подробные расчеты [4] показывают, что ослабление теплообмена выполняется при изменении амплитуды А в диапазоне 1°≤А≤9° (громоздкие выкладки опущены). При А<1° ослабление теплообмена не наблюдается. При А>9° возникают нежелательные вибрации, обусловленные резонансными характеристиками устройства.It is advisable to take into account the amplitude A of tangential vibrations, which affects the efficiency of heat transfer. Detailed calculations [4] show that heat transfer attenuation is performed when amplitude A changes in the
Пример. Предложенный способ охлаждения проверен на модели оболочки головной части ЛА (фиг.2), выполненной в виде перфорированного усеченного конуса. Тангенциальные вибрации задавались за счет преобразования вращательного движения вала электродвигателя 8 в колебательное движение вокруг оси модели 1 с помощью коромысла 9 и штанги 10. Частота тангенциальных вибраций f и амплитуда А регулируются изменением скорости вращения вала электродвигателя ω и длины коромысла 9. Оболочка 1 выполнена из нержавеющей стали (толщина стенки δ=1,5·10-3 м). Диаметр затупления, на которое действует набегающий газовый поток 2, был выбран d1=1,9·l0-2 м, диаметры круглых отверстий 11 для вдува газа-охладителя были выбраны d2=1·l0-3 м. Высокотемпературный газовый поток 2 моделируется струей плазмотрона ЭДП-104А/50 (не показан). Параметры набегающего потока: температура 3600 К, плотность теплового потока q=(0,02÷6,2)·106 Вт/м2, расход G=(0,9÷2,25)·10-3 кг/с, скорость потока 60 м/с. В качестве газа-охладителя используется воздух с температурой (300÷310) К. Параметры набегающего потока и тепломассообмена определяются по известным методикам с помощью термопар, термоанемометров, пневматическими зондами, ротаметрами. Во всех опытах параметры набегающего потока и вдуваемого газа-охладителя не изменяются во времени. Частота тангенциальных вибраций f выбиралась из диапазона от 5 до 25 Гц.Example. The proposed cooling method is tested on the model of the shell of the aircraft head part (Fig. 2), made in the form of a perforated truncated cone. Tangential vibrations were set by converting the rotational motion of the shaft of the
На фиг.3 приведены результаты испытаний. Здесь Ψ - относительная функция теплообмена, равная Ψ=(q+-q-)/q-, где q+, q- - соответственно плотность тепловых потоков, действующих на модель, при наличии (+) и отсутствии (-) вибраций. На горизонтальной оси координат указаны значения интенсивности вибраций I. Здесь величина I меняется в интервале 1,75·105≤I≤39,2·105, размерность I - [кг·град2 /c3м2] учитывает как амплитуду, так и частоту вибраций [4].Figure 3 shows the test results. Here Ψ is the relative heat transfer function equal to Ψ = (q + -q - ) / q - , where q + , q - are the density of heat fluxes acting on the model, respectively, in the presence of (+) and absence of (-) vibrations. The values of the intensity of vibrations I are indicated on the horizontal coordinate axis. Here, the value of I varies in the range 1.75 · 10 5 ≤I≤39.2 · 10 5 , the dimension I - [kg · deg 2 / s 3 m 2 ] takes into account the amplitude, and the vibration frequency [4].
Из полученных результатов по влиянию тангенциальных вибраций на теплообмен отмечено следующее. При относительно небольших расходах газа-охладителя (кривая а) влияние вибраций на теплообмен незначительно. С увеличением расхода газа-охладителя через отверстия модели влияние тангенциальных вибраций на теплообмен проявляется в большей степени (кривые 6, в).From the obtained results on the influence of tangential vibrations on heat transfer, the following was noted. At relatively low gas flow rates of the cooler (curve a), the effect of vibration on heat transfer is negligible. With an increase in the flow rate of the cooler gas through the model openings, the influence of tangential vibrations on heat transfer manifests itself to a greater extent (curves 6, c).
Следует заметить, что при значении I<1,75·105 [кг·град2/с3м2] относительная функция теплообмена Ψ→0. В этом случае тепловой поток q высокотемпературных газов практически без помех воздействует на поверхность испытуемой модели. Аналогично, при I≥39·105 [кг·град2/с3м2] значения функции Ψ также начинают уменьшаться. В этом случае возрастающая интенсивность тангенциальных вибраций будет усиливать перемешивание газов в области смешения 7 (фиг.1), что интенсифицирует процесс теплообмена между перемешанными газами с высокой температурой и испытуемой поверхностью. Это приведет к возрастанию плотности теплового потока q, соответственно, температура поверхности будет возрастать.It should be noted that for a value of I <1.75 · 10 5 [kg · deg 2 / s 3 m 2 ], the relative heat transfer function is Ψ → 0. In this case, the heat flux q of high-temperature gases practically without interference affects the surface of the tested model. Similarly, at I≥39 · 10 5 [kg · deg 2 / s 3 m 2 ] the values of the function Ψ also begin to decrease. In this case, the increasing intensity of the tangential vibrations will enhance the mixing of gases in the mixing region 7 (Fig. 1), which intensifies the process of heat exchange between mixed gases with high temperature and the test surface. This will lead to an increase in the heat flux density q, respectively, the surface temperature will increase.
На графике фиг.3 горизонтальная ось соответствует тепломассообмену без вибраций. Анализ кривых Ψ от I, приведенных на фиг.3, показывает, что наличие тангенциальных вибраций, действующих на модель головной части ЛА, позволяет снизить воздействие теплового потока высокотемпературных газов на модель до 27% по сравнению с теплообменом без вибраций.In the graph of FIG. 3, the horizontal axis corresponds to heat and mass transfer without vibrations. An analysis of the curves of Ψ from I shown in Fig. 3 shows that the presence of tangential vibrations acting on the model of the aircraft’s head makes it possible to reduce the influence of the heat flux of high-temperature gases on the model by up to 27% compared to heat exchange without vibrations.
Из приведенного примера видно, что заявленный способ тепловой защиты головной части ЛА можно реализовать на практике, что говорит о соответствии изобретения критерию «промышленная применимость». Охлаждение головной части ЛА при сочетании заявленных признаков неочевидно, что говорит о соответствии технического решения критерию «изобретательский уровень». В настоящее время проводятся работы по созданию устройства для реализации способа в натурных условиях.From the above example it is seen that the claimed method of thermal protection of the aircraft head can be implemented in practice, which indicates the compliance of the invention with the criterion of "industrial applicability". The cooling of the head of the aircraft with a combination of the claimed features is not obvious, which indicates that the technical solution meets the criterion of "inventive step". Currently, work is underway to create a device for implementing the method in natural conditions.
Источники информацииInformation sources
1. Рамсей, Гольштейн, Взаимодействие вдуваемой нагретой струи с основным потоком. / Теплопередача. Т.93, №4, 1971, с.41-50.1. Ramsey, Holstein, Interaction of an injected heated jet with the main stream. / Heat transfer. T.93, No. 4, 1971, p.41-50.
2. Основы теплопередачи в авиационной и ракетной технике. // Под ред. В.К.Кошкина, М.: Машиностроение, 1975 г.2. The basics of heat transfer in aircraft and rocket technology. // Ed. V.K. Koshkina, Moscow: Engineering, 1975
3. Заявка РФ, №96118303, 1996 г.3. Application of the Russian Federation, No. 96118303, 1996
4. Голованов А.Н. Теплообмен осесимметричного затупленного тела в потоке газа при наличии вдува газа-охладителя через круглые отверстия и вибрационных возмущений. // ИФЖ, Т.63, №2, 1992. С.194-198.4. Golovanov A.N. Heat transfer of an axisymmetric blunt body in a gas stream in the presence of injection of a cooler gas through round holes and vibrational disturbances. // IFZh, T.63, No. 2, 1992. S.194-198.
Claims (3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010145575/11A RU2452669C1 (en) | 2010-11-09 | 2010-11-09 | Method for thermal shielding aircraft nose |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010145575/11A RU2452669C1 (en) | 2010-11-09 | 2010-11-09 | Method for thermal shielding aircraft nose |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2452669C1 true RU2452669C1 (en) | 2012-06-10 |
Family
ID=46679969
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010145575/11A RU2452669C1 (en) | 2010-11-09 | 2010-11-09 | Method for thermal shielding aircraft nose |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2452669C1 (en) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3731893A (en) * | 1971-05-25 | 1973-05-08 | Ltv Aerospace Corp | Cooling system, employing baffling means, for an aerodynamically heated vehicle |
RU2247064C1 (en) * | 2003-07-14 | 2005-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр им. М.В. Келдыша" | Trickling cooler-radiator |
EP2108587A2 (en) * | 2003-06-05 | 2009-10-14 | The Boeing Company | Surface temperature control system |
RU2400396C1 (en) * | 2009-07-17 | 2010-09-27 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Томский государственный университет (ТГУ) | Method of aircraft front edge heat protection |
-
2010
- 2010-11-09 RU RU2010145575/11A patent/RU2452669C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3731893A (en) * | 1971-05-25 | 1973-05-08 | Ltv Aerospace Corp | Cooling system, employing baffling means, for an aerodynamically heated vehicle |
EP2108587A2 (en) * | 2003-06-05 | 2009-10-14 | The Boeing Company | Surface temperature control system |
RU2247064C1 (en) * | 2003-07-14 | 2005-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр им. М.В. Келдыша" | Trickling cooler-radiator |
RU2400396C1 (en) * | 2009-07-17 | 2010-09-27 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Томский государственный университет (ТГУ) | Method of aircraft front edge heat protection |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Karagozian | The jet in crossflow | |
Chokani et al. | Nonlinear aspects of hypersonic boundary-layer stability on a porous surface | |
Zhao | A review of recent studies on the control of vortex-induced vibration of circular cylinders | |
Ghadi et al. | Experimental study of formation and development of coherent vortical structures in pulsed turbulent impinging jet | |
Dong et al. | Experimental study of submerged gas jets in liquid cross flow | |
Kamran et al. | Subsonic jet mixing via active control using steady and pulsed control jets | |
Hasan et al. | Numerical Prediction of Non-isothermal Flow with Convective Heat Transfer Through a Rotating Curved Square Channel with Bottom Wall Heating and Cooling from the Ceiling. | |
Fu et al. | Absolute and convective instability of a confined swirling annular liquid layer | |
RU2452669C1 (en) | Method for thermal shielding aircraft nose | |
Behrouzi et al. | Active flow control of jet mixing using steady and pulsed fluid tabs | |
Shiplyuk et al. | Effect of porous coatings on stability of hypersonic boundary layers | |
Paschereit et al. | Combustion control by vortex breakdown stabilization | |
Chen et al. | Vortex shedding from circular cylinders in an oscillating freestream | |
Valera-Medina et al. | Studies of swirl burner characteristics, flame lengths and relative pressure amplitudes | |
KR20200074254A (en) | Acoustic device, and gas turbine | |
Taremi et al. | Measurements of endwall flows in transonic linear turbine cascades: part II—high flow turning | |
Tang et al. | Stability characteristic of hypersonic flow over a blunt wedge under freestream pulse wave | |
Cutler et al. | High frequency supersonic pulsed injection | |
Jufar et al. | Time-averaged flow characteristics of pulsed swirling coaxial jets with annular blockage | |
Wei et al. | Theoretical study on pressure oscillation dominant frequency of bubbles submerged jet under rolling condition | |
Wang et al. | Numerical simulation of gas turbine swirl-stabilized injector dynamics | |
RU2385820C1 (en) | Cooling method of taper head end of flying machine | |
An et al. | Experimental study of vortex-induced vibration of stay cables installed with two types of perforated shroud light devices | |
Oberleithner et al. | Linear stability analysis of turbulent swirling combustor flows: impact of flow field and flame shapes on the PVC | |
Shevchenko et al. | Development of flow control methods in free and impinging jets |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20161110 |