RU2572009C1 - Hypersonic aircraft wing in aerodynamic heating conditions - Google Patents
Hypersonic aircraft wing in aerodynamic heating conditions Download PDFInfo
- Publication number
- RU2572009C1 RU2572009C1 RU2014144567/11A RU2014144567A RU2572009C1 RU 2572009 C1 RU2572009 C1 RU 2572009C1 RU 2014144567/11 A RU2014144567/11 A RU 2014144567/11A RU 2014144567 A RU2014144567 A RU 2014144567A RU 2572009 C1 RU2572009 C1 RU 2572009C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- anode
- supersonic
- working fluid
- cathode
- diffuser
- Prior art date
Links
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике, а именно к тепловой защите частей корпусов летательных аппаратов (ЛА), совершающих полет со сверх- и гиперзвуковыми скоростями, и предназначено для повышения надежности конструкции крыла и других частей корпуса в условиях их аэродинамического нагрева.The invention relates to aviation and rocket and space technology, namely to thermal protection of parts of the hulls of aircraft (LA), flying at supersonic and hypersonic speeds, and is intended to improve the reliability of the wing structure and other parts of the hull under conditions of aerodynamic heating.
В настоящее время в авиационной и ракетно-космической технике известны различные активные и пассивные устройства, обеспечивающие надежность частей корпуса ЛА (крыльев, носовых частей и др.) при их аэродинамическом нагреве.Currently, various active and passive devices are known in aeronautical and rocket and space technology, which ensure the reliability of aircraft body parts (wings, nose parts, etc.) during their aerodynamic heating.
Элементы ЛА с пассивной тепловой защитой, обеспечивающей надежность ЛА, в настоящее время широко используются в составе многоразовых транспортных космических кораблей типа «Space Shuttle» и «Буран» и на спускаемых аппаратах космических кораблей типа «СОЮЗ» и др. Так, для «Space S huttle» и «Буран» - это многослойные покрытия из металлокерамических плиток (Нейланд В.Я., Тумин A.M., «Аэротермодинамика воздушно-космических самолетов. Конспект лекций». - г. Жуковский: ФАЛТ МФТИ, 1991, 201 с., с. 131-137).Elements of an aircraft with passive thermal protection, which ensures the reliability of the aircraft, are currently widely used in reusable space shuttles of the Space Shuttle and Buran type and on the descent vehicles of the SOYUZ spacecraft and others. So, for Space S huttle ”and“ Buran ”are multilayer coatings made of ceramic-metal tiles (Neiland V. Ya., Tumin AM,“ Aerothermodynamics of aerospace aircraft. Lecture notes. ”- Zhukovsky: FALT MIPT, 1991, 201 pp., p. 131-137).
Такая тепловая защита имеет высокую стоимость, утяжеляет конструкцию ЛА и не обеспечивает требуемой надежности, что подтверждается авариями и происшествиями на «Space Shuttle», которые связаны с повреждениями тепловой защиты. Также материалы такой тепловой защиты характеризуются низким уровнем допустимых тепловых нагрузок, что приводит к увеличению габаритов крыльев и корпуса ЛА в ущерб минимизации аэродинамического сопротивления.Such thermal protection has a high cost, complicates the design of the aircraft and does not provide the required reliability, which is confirmed by accidents and incidents on the Space Shuttle, which are associated with damage to the thermal protection. Also, materials of such thermal protection are characterized by a low level of permissible thermal loads, which leads to an increase in the dimensions of the wings and body of the aircraft to the detriment of minimizing aerodynamic drag.
Известна активная система тепловой защиты (см. патент России №2172278) с каталитическими реакторами химической регенерации тепла. В данной системе тепловой защиты тепло запускается внутрь ЛА, где в каталитических реакторах с поглощением тепла осуществляется термохимическое преобразование углеводородного топлива. Таким образом, происходит охлаждение обшивки корпуса, кромок крыльев ЛА и обтекающего воздушного потока, а также улучшается горение топлива в камере сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя.An active thermal protection system is known (see Russian patent No. 2172278) with catalytic reactors for chemical heat recovery. In this thermal protection system, heat is launched inside the aircraft, where in catalytic reactors with heat absorption the thermochemical conversion of hydrocarbon fuel is carried out. Thus, the skin of the hull, the edges of the wings of the aircraft and the streamlined air flow are cooled, and the combustion of fuel in the combustion chamber of the ramjet engine is improved.
Известна тепловая защита ЛА при аэродинамическом нагреве (см. патент US №6663051 B2 от 16 декабря 2003 года). Она включает два защитных слоя: внутренний слой, выполненный из огнеупорного материала, и внешний газово-доступный слой, выделяющийся при нагреве с последующим разложением и коксованием. Тем самым создается слой тепловой защиты при аэродинамическом нагреве. Использование данной системы сопровождается изменением формы гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА), а время ее функционирования определяется толщиной внешнего газово-доступного слоя.Known thermal protection of aircraft during aerodynamic heating (see US patent No. 6663051 B2 of December 16, 2003). It includes two protective layers: an inner layer made of refractory material, and an external gas-accessible layer released during heating, followed by decomposition and coking. This creates a layer of thermal protection during aerodynamic heating. The use of this system is accompanied by a change in the shape of the hypersonic aircraft (GLA), and its operation time is determined by the thickness of the outer gas-accessible layer.
Однако эти устройства очень сложны, поэтому не обладают высоким уровнем надежности. При этом реализация и использование этих устройств ввиду их сложности имеют высокую стоимость.However, these devices are very complex, therefore, do not have a high level of reliability. Moreover, the implementation and use of these devices due to their complexity are of high cost.
Ближайшим из аналогов по технической сущности к заявленному изобретению является патент РФ на полезную модель №2430857, МПК B64C 1/38, от 10.10.2011 на «КРЫЛО ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В УСЛОВИЯХ ЕГО АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО НАГРЕВА».The closest of the analogues in technical essence to the claimed invention is a RF patent for utility model No. 2430857, IPC B64C 1/38, dated 10.10.2011 on “WING OF A HYPERSONIC AIRCRAFT IN CONDITIONS OF ITS AERODYNAMIC HEATING”.
Крыло ГЛА в условиях его аэродинамического нагрева включает в себя внешнюю оболочку с нанесенным на ее внутреннюю поверхность эмиссионным слоем и эквидистантно расположенный от нее элемент, воспринимающий электроны эмиссии и электрически соединенный через бортовой потребитель электроэнергии с внешней оболочкой.A GLA wing under conditions of its aerodynamic heating includes an outer shell with an emission layer deposited on its inner surface and an element that is equidistant from it and accepts emission electrons and is electrically connected through an on-board consumer of electricity to the outer shell.
Данный аналог работает следующим образом. При полете ЛА с гиперзвуковыми скоростями происходит нагрев оболочки крыла ЛА и эмиссионного слоя. При этом эмиссионный слой начинает излучать и эмитировать электроны. Электроны забирают с собой и переносят на анод значительную часть тепла аэродинамического нагрева оболочки. За счет этого происходит электронное охлаждение катода, образованного оболочкой и нанесенным на него эмиссионным слоем. Преодолевая вследствие термоэмиссии межэлектродный зазор, электроны осаждаются на аноде, который через электроизолирующий слой дополнительно охлаждается бортовой системой с помощью охлаждающего устройства. Тем самым поддерживается необходимый перепад температур между катодом - многослойным электродом, образованном оболочкой и эмиссионным слоем, и анодом. Одновременно поступающие в герметизированную полость химические элементы, например цезий, уменьшают работу выхода электронов из покрытия и нейтрализуют объемный заряд, препятствующий этому. В результате чего через токовывод анода осаждающиеся на нем электроны попадают на бортовой автономный потребитель электроэнергии, совершая на нем полезную работу, и через токоввод катода вновь возвращаются к нагретой оболочке крыла. Такая конструкция за счет эмиссии электронов с внутренней поверхности внешней оболочки повышает энергетическую эффективность ГЛА ввиду генерации в процессе электронного охлаждения дополнительного количества электрической энергии для обеспечения функционирования различных бортовых спецсистем.This analogue works as follows. When flying an aircraft with hypersonic speeds, the wing shell of the aircraft and the emission layer are heated. In this case, the emission layer begins to emit and emit electrons. Electrons are taken away and transferred to the anode a significant part of the heat of aerodynamic heating of the shell. Due to this, there is an electronic cooling of the cathode formed by the shell and the emission layer deposited on it. Overcoming the interelectrode gap due to thermal emission, the electrons are deposited on the anode, which is additionally cooled through the electrical insulating layer by the on-board system using a cooling device. Thus, the necessary temperature difference is maintained between the cathode — a multilayer electrode formed by the shell and the emission layer, and the anode. At the same time, chemical elements, such as cesium, entering the sealed cavity reduce the work function of the electrons from the coating and neutralize the space charge, which prevents this. As a result, through the current output of the anode, the electrons deposited on it fall on the on-board autonomous consumer of electricity, doing useful work on it, and again through the current input of the cathode return to the heated wing shell. This design due to the emission of electrons from the inner surface of the outer shell increases the energy efficiency of the HVA due to the generation of additional electric energy during electronic cooling to ensure the functioning of various on-board special systems.
Однако необходимость поддержания малого межэлектродного зазора 0.1…0.5 мм между катодом и анодом в условиях высоких температур при механических и тепловых нагрузках на крыло со стороны набегающего гиперзвукового потока, необходимость наличия на борту источников паров цезия и устройств его подачи в зазор, а также использование дорогостоящих электродных материалов приводят к увеличению сложности и стоимости системы и одновременному снижению его надежности и долговечности. Это затрудняет применение данной конструкции в составе крупногабаритных и многоразовых ГЛА, что обусловлено механическими воздействиями со стороны набегающего потока, приводящими к деформации крыла, наличием высоких температур, неравномерно распределенных по крылу и пр. Кроме того, размещение внутри крыла элементов системы электронного охлаждения затрудняет к ним доступ в случае их отказов и повреждений, что приводит к снижению такой составляющей надежности как ремонтопригодность и готовность, актуальных при разработке многоразовых ГЛА.However, the need to maintain a small interelectrode gap of 0.1 ... 0.5 mm between the cathode and the anode at high temperatures under mechanical and thermal loads on the wing from the side of the incoming hypersonic flow, the need for cesium vapor sources and devices for feeding it into the gap, as well as the use of expensive electrode materials lead to an increase in the complexity and cost of the system and at the same time reduce its reliability and durability. This makes it difficult to use this design as part of large and reusable GLA, which is caused by mechanical influences from the incoming flow leading to wing deformation, the presence of high temperatures unevenly distributed over the wing, etc. In addition, the placement of elements of the electronic cooling system inside the wing makes it difficult access in case of their failures and damage, which leads to a decrease in such a component of reliability as maintainability and availability, relevant during development reusable GLA.
Технической задачей, вытекающей из современного уровня науки и техники, является повышение надежности и долговечности теплонапряженных элементов конструкции крыльев ГЛА, особенно крупногабаритных многоразовых ГЛА, с одновременным снижением их стоимости за счет исключения необходимости поддержания малой величины межэлектродного зазора и применения эмиссионных материалов с более низкой стоимостью.The technical problem arising from the modern level of science and technology is to increase the reliability and durability of heat-stressed structural elements of the GLA wings, especially large reusable GLA, while reducing their cost by eliminating the need to maintain a small interelectrode gap and the use of emission materials with a lower cost.
Указанная техническая задача решается тем, что на входе в межэлектродный зазор устанавливается сверхзвуковое (гиперзвуковое) щелевое сопло, выполненное из электронепроводящего материала, а на выходе из межэлектродного зазора устанавливается сверхзвуковой щелевой диффузор, также выполненный из электронепроводящего материала. То есть выходное отверстие сверхзвукового щелевого сопла через межэлектродный зазор соединяется с входным отверстием сверхзвукового диффузора. Через сопло с большой сверхзвуковой скоростью выбрасывается рабочее тело, например инертные газы (смесь газов) или пары щелочных металлов типа цезия. При этом в сверхзвуковом (гиперзвуковом) щелевом сопле происходит преобразование внутренней энергии потока рабочего тела в кинетическую энергию потока рабочего тела. Энергия передается рабочему телу до попадания в сопло при помощи устройства передачи энергии потоку рабочего тела, например, при помощи источника тепловой энергии - нагревателя.The indicated technical problem is solved by the fact that a supersonic (hypersonic) slotted nozzle made of electrically conductive material is installed at the entrance to the interelectrode gap, and a supersonic slot diffuser also made of electrically conductive material is installed at the exit from the interelectrode gap. That is, the outlet of the supersonic slot nozzle through the interelectrode gap is connected to the inlet of the supersonic diffuser. A working fluid, such as inert gases (gas mixture) or alkali metal vapors such as cesium, is ejected through a nozzle with a high supersonic speed. In this case, in the supersonic (hypersonic) slot nozzle, the internal energy of the flow of the working fluid is converted to the kinetic energy of the flow of the working fluid. Energy is transferred to the working fluid before it enters the nozzle using an energy transfer device for the flow of the working fluid, for example, using a heat source - a heater.
В этом случае при полете с гиперзвуковыми скоростями внешняя оболочка передней кромки крыла ГЛА нагревается до температур, при которых с эмиссионного слоя, нанесенного на ее внутреннюю поверхность, начинают эмитировать электроны. Внешняя оболочка и эмиссионный слой образуют катод. Одновременно поверхность эмиссионного слоя обдувается рабочим телом, например инертными газами (смесью газов) или парами щелочных металлов типа цезия, поступающих в зазор через сверхзвуковое (гиперзвуковое) щелевое сопло. Данные электроны эмиссии при взаимодействии с обтекающим эмиссионный слой сверхзвуковым (гиперзвуковым) потоком рабочего тела переносятся этим потоком на элемент, воспринимающий электроны - анод. По причине уноса электронов от эмитирующей поверхности рабочим телом, движущимся с большой сверхзвуковой (гиперзвуковой) скоростью, «ликвидируется» отрицательный пространственный заряд, наличие которого в зазоре препятствует дальнейшему протеканию процесса термоэлектронной эмиссии. Это повышает эффективность электронного охлаждения и термоэмиссионного преобразования. Поскольку электроны переносятся с катода на анод с большой скоростью (за короткий промежуток времени) в значительной степени за счет энергии сверхзвукового (гиперзвукового) потока рабочего тела, а не за счет энергии, полученной при нагреве катода, то данное устройство может быть реализовано при достаточно большой величине межэлектродного зазора, существенно превышающей величину межэлектродного зазора у аналога. Причем за данный короткий промежуток времени степень рассеяния энергии электронов мала, что в совокупности с увеличением плотности тока эмиссии при «ликвидации» пространственного отрицательного заряда повышает эффективность электронного охлаждения и термоэмиссионного преобразования. Отсутствие необходимости поддержания достаточно малой величины межэлектродного зазора приводит к тому, что существенно увеличивается надежность и долговечность заявляемого крыла по сравнению с аналогом.In this case, when flying at hypersonic speeds, the outer shell of the leading edge of the GLA wing is heated to temperatures at which electrons emit from the emission layer deposited on its inner surface. The outer shell and the emission layer form a cathode. At the same time, the surface of the emission layer is blown by a working fluid, for example, inert gases (gas mixture) or alkali metal vapors such as cesium entering the gap through a supersonic (hypersonic) slot nozzle. These emission electrons interacting with the supersonic (hypersonic) flow of the working fluid flowing around the emission layer are transferred by this flow to the element that receives electrons - the anode. Due to the entrainment of electrons from the emitting surface by a working fluid moving at a high supersonic (hypersonic) speed, the negative space charge is eliminated, the presence of which in the gap prevents the further process of thermionic emission. This increases the efficiency of electron cooling and thermionic conversion. Since electrons are transferred from the cathode to the anode at a high speed (in a short period of time), largely due to the energy of the supersonic (hypersonic) flow of the working fluid, and not due to the energy obtained by heating the cathode, this device can be implemented at a sufficiently large the magnitude of the interelectrode gap, significantly exceeding the interelectrode gap of the analogue. Moreover, for this short period of time, the degree of electron energy dissipation is small, which, together with an increase in the emission current density during the "elimination" of the spatial negative charge, increases the efficiency of electron cooling and thermionic conversion. The lack of the need to maintain a sufficiently small value of the interelectrode gap leads to the fact that significantly increases the reliability and durability of the claimed wing in comparison with the analogue.
Если диффузор выполняется из электропроводящего материала, а его поверхность, обращенная к потоку, покрывается слоем восприятия электронов, то такой диффузор также начинает воспринимать электроны из тормозящего сверхзвукового потока, то есть начинает выполнять функции анода. При увеличении межэлектродного зазора электроны эмиссии начинают восприниматься в большей степени диффузором, чем анодом. Тогда с учетом переноса электронов эмиссии сверхзвуковым потоком рабочего тела за промежуток времени, при котором энергия электронов эмиссии не успевает существенно рассеяться, термоэмиссионное преобразование зависит от скорости и плотности потока рабочего тела и практически не зависит от величины зазора. А значит, появляется возможность устанавливать больший зазор, что приводит к повышению надежности и долговечности заявляемого крыла, в том числе и при многоразовом использовании.If the diffuser is made of electrically conductive material, and its surface facing the flow is covered by a layer of electron perception, then such a diffuser also begins to perceive electrons from the inhibitory supersonic flow, that is, it begins to perform the functions of the anode. With an increase in the interelectrode gap, emission electrons begin to be perceived to a greater extent by the diffuser than by the anode. Then, taking into account the transfer of emission electrons by the supersonic flow of the working fluid over a period of time at which the energy of the emission electrons does not have time to dissipate significantly, the thermionic conversion depends on the speed and density of the flow of the working fluid and practically does not depend on the size of the gap. So, it becomes possible to establish a larger gap, which leads to increased reliability and durability of the claimed wing, including with reusable use.
Кроме того, в случае, если рабочим телом является цезий, а эмиссионным слоем является вольфрам с ориентацией грани (110), то, осаждаясь на эмиссионной поверхности катода, атомы сверхзвукового (гиперзвукового) потока рабочего тела - цезия снижают работу выхода электронов из катода, выполненного из вольфрама с ориентацией грани (110), что также способствуют интенсификации термоэлектронной эмиссии с поверхности катода.In addition, if the working fluid is cesium, and the emission layer is tungsten with an orientation of the (110) face, then, deposited on the emission surface of the cathode, the atoms of the supersonic (hypersonic) flow of the working fluid - cesium reduce the work of the electron exit from the cathode performed from tungsten with an orientation of the (110) face, which also contribute to the intensification of thermionic emission from the cathode surface.
Рабочим телом заявляемого крыла могут являться инертные газы, обладающие нулевым сродством к электрону, например аргон. Это позволяет осуществлять перенос электронов рабочим телом без образования отрицательных ионов.The working fluid of the claimed wing may be inert gases having zero electron affinity, for example argon. This allows the transfer of electrons by the working fluid without the formation of negative ions.
Движение рабочего тела в заявляемом крыле организовывается по принципу замкнутой сверхзвуковой аэродинамической трубы непрерывного действия (см., например, стр. 12 Аэродинамические трубы больших скоростей: пер. с англ. / А. Поуп, К.Л. Гойн. - М.: Мир, 1968, - 504 с.). Для передачи энергии потоку рабочего тела используется устройство передачи энергии потока рабочего тела, например нагреватель. Для подачи газа из бака предназначен специальный клапан. Также на замкнутом контуре движения рабочего тела устанавливается обратный клапан, предназначенный для организации движения рабочего тела от диффузора к соплу и предотвращающий движение рабочего тела к диффузору при поступлении рабочего тела из бака в трубопровод в начале функционирования устройства крыла в условиях аэродинамического нагрева.The movement of the working fluid in the claimed wing is organized according to the principle of a closed supersonic wind tunnel of continuous operation (see, for example, page 12 High-speed wind tunnels: trans. From English / A. Pope, KL Goyn. - M .: Mir , 1968, - 504 p.). To transfer energy to the flow of the working fluid, a device is used to transfer the energy of the flow of the working fluid, for example, a heater. A special valve is designed to supply gas from the tank. A check valve is also installed on the closed loop of the movement of the working fluid, which is designed to organize the movement of the working fluid from the diffuser to the nozzle and prevents the movement of the working fluid to the diffuser when the working fluid flows from the tank into the pipeline at the beginning of the operation of the wing device under conditions of aerodynamic heating.
В трубопроводе на участке между диффузором и устройством передачи энергии потоку рабочего тела устанавливается вспомогательный анод, который может быть выполнен в виде сетки, предназначенный для восприятия оставшихся в потоке электронов эмиссии. Вспомогательный анод электрически последовательно через электрическую нагрузку связан с катодом (внешней оболочкой и эмиссионным слоем). Далее электроны от анода направляются на бортовой автономный потребитель энергии, где, совершая полезную работу, охлаждаются. После потребителя электрической энергии «остывшие» электроны возвращаются на катод, и цикл термоэмиссионного преобразования повторяется заново.In the pipeline, on the section between the diffuser and the energy transfer device, the auxiliary anode is installed, which can be made in the form of a grid, designed to perceive the remaining emission electrons in the stream. The auxiliary anode is electrically connected in series through an electrical load to the cathode (outer shell and emission layer). Further, the electrons from the anode are sent to the on-board autonomous energy consumer, where, doing useful work, they are cooled. After the consumer of electric energy, the “cooled” electrons are returned to the cathode, and the thermionic conversion cycle is repeated again.
Единым техническим результатом, достигаемым при осуществлении заявляемого изобретения, является повышение надежности и долговечности крыла ГЛА и других элементов конструкции ГЛА, в том числе крупногабаритных многоразовых ГЛА.The single technical result achieved by the implementation of the claimed invention is to increase the reliability and durability of the wing of the GLA and other structural elements of the GLA, including large reusable GLA.
Это достигается за счет того, что электроны от катода переносятся на анод потоком рабочего тела, например цезия или аргона, движущегося со сверхзвуковой (гиперзвуковой) скоростью, что приводит к отсутствию необходимости поддержания малой величины зазора между электродами. Причем это происходит за малый промежуток времени, за который энергия электронов, полученная при нагреве катода, не успевает существенно рассеяться. При этом сверхзвуковой поток рабочего тела интенсивно «ликвидирует» отрицательный пространственный заряд над эмиссионным слоем, устраняя тем самым препятствие для дальнейшей термоэмиссии электронов. Кроме того, появляется возможность исключить использование дистанциаторов, что приводит к увеличению площади эмиссии (электронного охлаждении) при той же площади поверхности катода (эмиссионного слоя).This is achieved due to the fact that the electrons from the cathode are transferred to the anode by the flow of a working fluid, such as cesium or argon, moving at a supersonic (hypersonic) speed, which leads to the absence of the need to maintain a small gap between the electrodes. Moreover, this happens in a short period of time, during which the electron energy obtained by heating the cathode does not have time to dissipate significantly. In this case, the supersonic flow of the working fluid intensively “eliminates” the negative space charge above the emission layer, thereby removing the obstacle to further thermal emission of electrons. In addition, it becomes possible to exclude the use of distancers, which leads to an increase in the emission area (electron cooling) for the same cathode surface area (emission layer).
В заявляемом крыле катод и анод могут иметь любую форму профиля. Для снижения нагрева щелевое сверхзвуковое сопло и диффузор можно снабдить специальными системами охлаждения.In the inventive wing, the cathode and anode can have any profile shape. To reduce heating, the slotted supersonic nozzle and diffuser can be equipped with special cooling systems.
На чертеже представлено заявляемое крыло.The drawing shows the inventive wing.
Заявляемое крыло содержит в своем составе внешнюю оболочку 1 с нанесенным эмиссионным слоем 2, например вольфрамом с кристаллографической ориентацией грани (110), или LaB6 или TrO2. Внешняя оболочка 1 предназначена для восприятия механических и тепловых нагрузок со стороны набегающего потока. Эмиссионный слой предназначен для обеспечения эмиссии электронов с внутренней поверхности внешней оболочки 1 при нагреве. Внешняя оболочка 1 и эмиссионный слой 2 представляют собой катод. Через зазор 3 от катода располагается анод, состоящий из слоя восприятия электронов 4 и токопроводящей подложки анода 5. Причем слой восприятия электронов 4, например ниобия, молибдена или вольфрама с ориентацией грани (110), или LaB6, или TrO2, нанесен на поверхность токопроводящей подложки анода 5. Анод предназначен для восприятия электронов, эмитируемых с катода. Для поддержания направленного движения электронов от анода к катоду токопроводящая подложка анода 5 находится в тепловом контакте через слой электроизоляции 6 с охлаждающим элементом 7 системы терморегулирования, предназначенном для охлаждения анода в процессе функционирования заявляемого крыла в условиях его аэродинамического нагрева. Каналы 8 охлаждающего элемента 7 предназначены для циркуляции хладагента, например топлива. На входе в зазор 3 к катоду и аноду крепится щелевое сверхзвуковое (гиперзвуковое) сопло 9, предназначенное для подачи рабочего тела со сверхзвуковой (гиперзвуковой) скоростью в зазор 3 между катодом и анодом. Щелевое сверхзвуковое (гиперзвуковое) сопло 9 выполнено из электронепроводящего материала. На выходе из зазора 3 располагается сверхзвуковой диффузор 10, выполненный из электронепроводящего материала. Диффузор 10 предназначен для торможения потока до дозвуковой скорости и перенаправления его к устройству 11 передачи энергии потоку рабочего тела, например нагревателю, и далее на вход в щелевое сверхзвуковое сопло 9. Устройство 11 передачи энергии потоку рабочего тела предназначено для передачи энергии, например тепловой, потоку рабочего тела. Далее переданная потоку рабочего тела энергия в сверхзвуковом сопле преобразуется в кинетическую энергию потока. В выходном отверстии трубопровода, отходящего от диффузора 10, расположен вспомогательный анод-сетка 12 из электропроводящего материала, покрытый слоем восприятия электронов, электрически связанный с токовыводом 13 анода. Вспомогательный анод-сетка 12 предназначен для восприятия оставшихся в потоке электронов эмиссии из заторможенного дозвукового потока. Токовывод 13 анода предназначен для отвода электронов от анода и электрически последовательно через вспомогательный анод-сетку 12 и электрическую нагрузку 14 связан с внешней оболочкой 1 и эмиссионным слоем 2, образуя тем самым электрическую цепь. К выходному отверстию диффузора 10 со вспомогательным анодом-сеткой 12 крепится выводной трубопровод 15, предназначенный для отвода рабочего тела от диффузора 10 к устройству 11 передачи энергии потоку рабочего тела и от устройства 11 передачи энергии потоку рабочего тела на вход в щелевое сверхзвуковое сопло 8. Изначально рабочее тело хранится в баке 16, что является исходным состоянием для заявляемого крыла. В трубопроводе, ведущем от бака 15, установлен клапан 17, предназначенный для предохранения преждевременного проникновения рабочего тела к устройству 11 передачи энергии потоку рабочего тела, если крыло находится в исходном состоянии. В момент начала работы заявляемого крыла клапан 17 открывается. На трубопроводе 15 между сверхзвуковым диффузором 10 и устройством 11 передачи энергии потоку рабочего тела, например нагревателю, располагается обратный клапан 18, предназначенный для предотвращения движения рабочего тела от устройства 11 передачи энергии потоку рабочего тела к диффузору 10 при работе заявляемого крыла. Анод (слой восприятия электронов 4 и токопроводящая подложка анода 5), электроизоляция анода 6 и охлаждающий элемент 7 с каналами 8 закрепляется на кронштейне 19.The inventive wing comprises an outer shell 1 with a deposited emission layer 2, for example, tungsten with a crystallographic orientation of the (110) face, or LaB 6 or TrO 2 . The outer shell 1 is intended for the perception of mechanical and thermal loads from the flow side. The emission layer is designed to provide emission of electrons from the inner surface of the outer shell 1 during heating. The outer shell 1 and the emission layer 2 are a cathode. Through the gap 3 from the cathode there is an anode consisting of an electron sensing layer 4 and a conductive substrate of the anode 5. Moreover, an electron sensing layer 4, for example niobium, molybdenum or tungsten with a face orientation of (110), or LaB 6 , or TrO2, is deposited on the surface of the conductive substrate anode 5. The anode is designed to accept electrons emitted from the cathode. To maintain the directional movement of electrons from the anode to the cathode, the conductive substrate of the anode 5 is in thermal contact through the electrical insulation layer 6 with the cooling element 7 of the thermal control system, designed to cool the anode during operation of the inventive wing under conditions of its aerodynamic heating. The channels 8 of the cooling element 7 are designed to circulate refrigerant, such as fuel. At the entrance to the gap 3, a slotted supersonic (hypersonic) nozzle 9 is attached to the cathode and anode, designed to supply a working fluid with supersonic (hypersonic) speed to the gap 3 between the cathode and the anode. The slotted supersonic (hypersonic) nozzle 9 is made of electrically conductive material. At the exit of the gap 3 is a supersonic diffuser 10 made of electrically conductive material. The diffuser 10 is designed to slow down the flow to subsonic speed and redirect it to the device 11 for transmitting energy to the flow of the working fluid, such as a heater, and then to the entrance to the slotted supersonic nozzle 9. The device 11 for transmitting energy to the flow of the working fluid is designed to transfer energy, such as heat, to the flow working fluid. Then, the energy transferred to the flow of the working fluid in the supersonic nozzle is converted into kinetic energy of the flow. In the outlet of the pipeline extending from the diffuser 10, there is an auxiliary anode grid 12 of electrically conductive material, covered with a layer of perception of electrons, electrically connected to the current output 13 of the anode. The auxiliary anode grid 12 is designed to perceive the remaining emission electrons from the inhibited subsonic flow. The current output 13 of the anode is designed to remove electrons from the anode and is electrically sequentially through the auxiliary anode grid 12 and the electrical load 14 is connected to the outer shell 1 and the emission layer 2, thereby forming an electric circuit. An outlet pipe 15 is mounted to the outlet of the diffuser 10 with an auxiliary anode-grid 12, designed to divert the working fluid from the diffuser 10 to the energy transfer device 11 to the working fluid flow and from the energy transfer device 11 to the entrance to the slotted supersonic nozzle 8. Initially the working fluid is stored in the tank 16, which is the initial state for the inventive wing. In the pipeline leading from the tank 15, a valve 17 is installed, designed to prevent premature penetration of the working fluid to the device 11 for transmitting energy to the flow of the working fluid, if the wing is in its original state. At the time of the start of operation of the inventive wing, the valve 17 opens. On the pipe 15 between the supersonic diffuser 10 and the device 11 for transmitting energy to the flow of the working fluid, such as a heater, there is a check valve 18 designed to prevent movement of the working fluid from the device 11 for transmitting energy to the flow of the working fluid to the diffuser 10 during operation of the inventive wing. The anode (electron perception layer 4 and the conductive substrate of the anode 5), the electrical insulation of the anode 6 and the cooling element 7 with channels 8 are fixed on the bracket 19.
Заявляемое крыло в условиях аэродинамического нагрева функционирует следующим образом.The inventive wing under conditions of aerodynamic heating operates as follows.
При полете с гиперзвуковыми скоростями внешняя оболочка 1 и эмиссионный слой 2 (катод) нагреваются до температур, при которых с эмиссионного слоя 2 начинают эмитировать «горячие» электроны. Одновременно открывается клапан 17, после чего из бака 16 к устройству 11 передачи энергии потоку рабочего тела под давлением начинает поступать рабочее тело. После поступления рабочего тела в трубопровод 15 клапан 17 закрывается, замыкая тем самым контур движения рабочего тела и препятствуя поступлению рабочего тела обратно в бак 16. При этом движению жидкости от устройства 11 передачи энергии потоку рабочего тела к диффузору препятствует обратный клапан 18. От устройства 11 передачи энергии потоку рабочего тела рабочее тело с увеличенной энергией потока поступает в щелевое сверхзвуковое сопло 9. В щелевом сверхзвуковом сопле 9 рабочее тело разгоняется до сверхзвуковых (гиперзвуковых) скоростей и поступает в зазор 3 между катодом и анодом. Давление в потоке и его скорость подбираются таким образом, чтобы обеспечить переход электронов эмиссии с катода на анод с минимальными потерями энергии электронов. При движении в зазоре 3 сверхзвуковой поток рабочего тела сносит электроны в направлении его движения. Таким образом, «ликвидируется» отрицательный пространственный заряд электронов, что существенно увеличивает плотность тока эмиссии с эмиссионного слоя 2, а значит и плотность тепловых потоков электронного охлаждения внешней оболочки 1.When flying at hypersonic speeds, the outer shell 1 and the emission layer 2 (cathode) are heated to temperatures at which “hot” electrons begin to emit from the emission layer 2. At the same time, the valve 17 opens, after which the working fluid begins to flow from the tank 16 to the energy transfer device 11 to the flow of the working fluid under pressure. After the working fluid enters the pipeline 15, the valve 17 closes, thereby closing the flow path of the working fluid and preventing the working fluid from flowing back into the tank 16. At the same time, the check valve 18 prevents the fluid from flowing from the energy transfer device 11 to the flow of the working fluid to the diffuser 18. From the device 11 energy transfer to the flow of the working fluid, the working fluid with increased flow energy enters the slotted supersonic nozzle 9. In the slotted supersonic nozzle 9, the working fluid is accelerated to supersonic (hypersonic) speeds and stumble into the gap 3 between the cathode and the anode. The pressure in the stream and its speed are selected in such a way as to ensure the transfer of emission electrons from the cathode to the anode with minimal loss of electron energy. When moving in the gap 3, the supersonic flow of the working fluid carries electrons in the direction of its movement. Thus, the negative spatial charge of the electrons is “eliminated”, which significantly increases the density of the emission current from the emission layer 2, and hence the density of the heat fluxes of electron cooling of the outer shell 1.
Ввиду того, что электроны переносятся с катода на анод сверхзвуковым потоком рабочего тела за малый промежуток времени, за который рассеяние энергии электронов, полученной при нагреве катода, минимально, то существенно снижается зависимость электронного охлаждения и термоэмиссионного преобразования от величины межэлектродного зазора. То есть при увеличении зазора время перехода электронов с катода на анод посредством сверхзвукового потока практически не изменяется.Due to the fact that the electrons are transferred from the cathode to the anode by the supersonic flow of the working fluid in a short period of time, during which the scattering of the electron energy obtained by heating the cathode is minimal, the dependence of electron cooling and thermionic conversion on the interelectrode gap is significantly reduced. That is, with an increase in the gap, the transition time of electrons from the cathode to the anode by means of a supersonic flow practically does not change.
Если используется диффузор из электропроводящего материала, то переход электронов посредством сверхзвукового потока практически не зависит от величины зазора, а зависит от величины скорости и давления в потоке. При увеличении зазора доля электронов, воспринимаемых электропроводящим сверхзвуковым диффузором со слоем восприятия электронов, увеличивается по сравнению с долей электронов, воспринимаемых анодом. А значит, эмиссия электронов и тепловые потоки электронного охлаждения практически не зависят от величины зазора, а зависят главным образом от скорости и плотности сверхзвукового потока рабочего тела.If a diffuser made of an electrically conductive material is used, then the transition of electrons by means of a supersonic flow is practically independent of the gap size, but depends on the velocity and pressure in the flow. With an increase in the gap, the fraction of electrons perceived by an electrically conductive supersonic diffuser with an electron perception layer increases compared to the fraction of electrons perceived by the anode. This means that electron emission and heat fluxes of electron cooling are practically independent of the gap, but mainly depend on the speed and density of the supersonic flow of the working fluid.
Указанные особенности заявляемого устройства крыла существенно увеличивают надежность и долговечность заявляемого крыла по сравнению с аналогом за счет наличия возможности функционирования крыла при большей величине межэлектродного зазора и независимости эмиссии электронов от формы рабочих поверхностей катода и анода.These features of the inventive device of the wing significantly increase the reliability and durability of the inventive wing in comparison with the analogue due to the availability of the ability of the wing to operate with a larger interelectrode gap and the independence of electron emission from the shape of the working surfaces of the cathode and anode.
Таким образом, посредством сверхзвукового потока рабочего тела в зазоре δ электроны попадают на анод. Часть энергии электронов идет на нагрев анода, а за счет остальной части электроны совершают полезную работу под нагрузкой в потребителе электрической энергии 16. От анода через слой электроизоляции 6 посредством охлаждающего элемента 7, в каналах 8 которого циркулирует хладагент, например топливо, отводится тепловая энергия, что обеспечивает направленное движение электронов от анода к катоду.Thus, by means of a supersonic flow of the working fluid in the gap δ, electrons enter the anode. Part of the energy of the electrons is used to heat the anode, and due to the rest of the electrons do useful work under load in the consumer of electric energy 16. From the anode through the insulation layer 6 by means of a cooling element 7, in the channels 8 of which refrigerant circulates, for example fuel, thermal energy is removed, which provides directional movement of electrons from the anode to the cathode.
Попадая в диффузор 10, рабочее тело тормозится до дозвуковой скорости и через выходное отверстие диффузора 10 попадает в трубопровод 15. Вспомогательный анод-сетка 12, установленный на выходном отверстии диффузора 10, воспринимает оставшиеся электроны эмиссии. Электроны эмиссии от анода через токовывод 13 и вспомогательный анод-сетку 12 направляются к потребителю электрической энергии 14, где электроны эмиссии, совершая полезную работу, «остывают», а потом возвращаются в катод (внешнюю оболочку 1 и эмиссионный слой 2). При возвращении «остывших» электронов на катод рассмотренный цикл электронного охлаждения повторяется заново.Once in the diffuser 10, the working fluid is decelerated to subsonic speed and through the outlet of the diffuser 10 it enters the pipe 15. The auxiliary anode grid 12, mounted on the outlet of the diffuser 10, receives the remaining emission electrons. The emission electrons from the anode through the current output 13 and the auxiliary anode grid 12 are sent to the consumer of electric energy 14, where the emission electrons, doing useful work, “cool down” and then return to the cathode (outer shell 1 and emission layer 2). When the "cooled" electrons return to the cathode, the considered electron cooling cycle is repeated anew.
По трубопроводу 15 рабочее тело, проходя через обратный клапан 18, попадает в устройство 11 передачи энергии потоку рабочего тела, например нагреватель, и от него поступает в щелевое сверхзвуковое сопло 8, и цикл движения рабочего тела в заявляемом крыле повторяется заново.Through the pipeline 15, the working fluid, passing through the check valve 18, enters the device 11 for transmitting energy to the flow of the working fluid, for example, a heater, and from it enters the slotted supersonic nozzle 8, and the cycle of movement of the working fluid in the inventive wing is repeated again.
Таким образом, осуществляется охлаждение внешней оболочки за счет эмиссии электронов и одновременно на борту генерируется электрическая энергия, которая является частью энергии топлива, затраченной на преодоление силы лобового сопротивления.Thus, the outer shell is cooled due to the emission of electrons and at the same time electrical energy is generated on board, which is part of the fuel energy spent to overcome the drag force.
Благодаря новой совокупности существенных признаков решается поставленная задача и достигается указанный выше технический результат, который заключается в том, что повышается надежность и долговечность крыла большого удлинения крупногабаритного ГЛА в условиях его аэродинамического нагрева, в том числе и при многоразовом использовании. Это достигается тем, что в конструкции отсутствует необходимость поддержания постоянной достаточно малой величины межэлектродного расстояния. В этом случае перенос электронов эмиссии с катода на анод осуществляется посредством движения рабочего тела со сверхзвуковой скоростью. Причем данный перенос происходит за очень малый промежуток времени. За это время энергия электронов эмиссии, полученная при нагреве катода, не успевает существенно рассеяться при взаимодействии электронов эмиссии с атомами и молекулами движущегося с большой сверхзвуковой скоростью рабочего тела. При этом движущееся рабочее тело со сверхзвуковой скоростью осуществляет унос электронов эмиссии сверхзвуковым потоком рабочего тела от эмиссионной поверхности катода (эмиссионного слоя), что устраняет отрицательный пространственный заряд в зазоре, присутствие которого препятствует дальнейшей эмиссии. Это способствует поддержанию высокой плотности тока эмиссии и электронного охлаждения практически независимо от величины межэлектродного зазора и формы рабочих поверхностей электродов. Это обеспечивает поддержание более низких температур крыла при больших подводимых потоках аэродинамического нагрева. А минимальное рассеяние энергии электронов эмиссии при взаимодействии с набегающим сверхзвуковым потоком рабочего тела во время перехода с катода на анод одновременно с высоким уровнем электронного охлаждения приводит к получению на борту больших электрических мощностей, которые можно направить на работу бортовых спецсистем ГЛА, в том числе многоразовых и крупногабаритных.Thanks to the new set of essential features, the task is solved and the technical result indicated above is achieved, which consists in increasing the reliability and durability of the wing of large elongation of large-sized GLA under conditions of its aerodynamic heating, including with reusable use. This is achieved by the fact that in the design there is no need to maintain a constant sufficiently small value of the interelectrode distance. In this case, the transfer of emission electrons from the cathode to the anode is carried out by moving the working fluid at a supersonic speed. Moreover, this transfer occurs in a very short period of time. During this time, the energy of emission electrons obtained by heating the cathode does not have time to dissipate significantly during the interaction of emission electrons with atoms and molecules of a working fluid moving at a high supersonic speed. In this case, a moving working fluid with a supersonic speed carries out emission electrons by the supersonic flow of the working fluid from the emission surface of the cathode (emission layer), which eliminates the negative space charge in the gap, the presence of which prevents further emission. This helps to maintain a high current density of the emission and electronic cooling almost independently of the magnitude of the interelectrode gap and the shape of the working surfaces of the electrodes. This ensures that lower wing temperatures are maintained with large flows of aerodynamic heating. And the minimum dissipation of the energy of emission electrons in the interaction with the incident supersonic flow of the working fluid during the transition from the cathode to the anode simultaneously with a high level of electron cooling leads to the generation of large electrical capacities on board that can be directed to the operation of special airborne special systems of the GLA, including reusable and oversized.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014144567/11A RU2572009C1 (en) | 2014-11-05 | 2014-11-05 | Hypersonic aircraft wing in aerodynamic heating conditions |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014144567/11A RU2572009C1 (en) | 2014-11-05 | 2014-11-05 | Hypersonic aircraft wing in aerodynamic heating conditions |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2572009C1 true RU2572009C1 (en) | 2015-12-27 |
Family
ID=55023432
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014144567/11A RU2572009C1 (en) | 2014-11-05 | 2014-11-05 | Hypersonic aircraft wing in aerodynamic heating conditions |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2572009C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU189387U1 (en) * | 2018-08-10 | 2019-05-21 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | COOLING DEVICE OF THE ROCKET ENGINE OF THE AIRCRAFT |
| RU2704106C1 (en) * | 2019-04-02 | 2019-10-24 | Российская Федерация, от имени которой выступает ФОНД ПЕРСПЕКТИВНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ | Thermionic transducer for thermionic thermal protection edge of small radius of curve of high-speed aircraft wing |
| RU2707557C1 (en) * | 2019-04-02 | 2019-11-28 | Российская Федерация, от имени которой выступает ФОНД ПЕРСПЕКТИВНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ | Thermionic transducer built into the structure of high-speed aircrafts |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2006135074A (en) * | 2004-11-05 | 2006-05-25 | Sharp Corp | Thermoelectric element and thermoelectric apparatus provided therewith |
| RU2430857C2 (en) * | 2009-12-01 | 2011-10-10 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Hypersonic aircraft wing in aerodynamic heating conditions |
| CN103482055A (en) * | 2013-09-18 | 2014-01-01 | 上海交通大学 | Active control method and device for aerofoil drag reduction |
-
2014
- 2014-11-05 RU RU2014144567/11A patent/RU2572009C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2006135074A (en) * | 2004-11-05 | 2006-05-25 | Sharp Corp | Thermoelectric element and thermoelectric apparatus provided therewith |
| RU2430857C2 (en) * | 2009-12-01 | 2011-10-10 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Hypersonic aircraft wing in aerodynamic heating conditions |
| CN103482055A (en) * | 2013-09-18 | 2014-01-01 | 上海交通大学 | Active control method and device for aerofoil drag reduction |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU189387U1 (en) * | 2018-08-10 | 2019-05-21 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | COOLING DEVICE OF THE ROCKET ENGINE OF THE AIRCRAFT |
| RU2704106C1 (en) * | 2019-04-02 | 2019-10-24 | Российская Федерация, от имени которой выступает ФОНД ПЕРСПЕКТИВНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ | Thermionic transducer for thermionic thermal protection edge of small radius of curve of high-speed aircraft wing |
| RU2707557C1 (en) * | 2019-04-02 | 2019-11-28 | Российская Федерация, от имени которой выступает ФОНД ПЕРСПЕКТИВНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ | Thermionic transducer built into the structure of high-speed aircrafts |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8006939B2 (en) | Over-wing traveling-wave axial flow plasma accelerator | |
| US3279176A (en) | Ion rocket engine | |
| RU2572009C1 (en) | Hypersonic aircraft wing in aerodynamic heating conditions | |
| US8127555B2 (en) | Flowpath heat exchanger for thermal management and power generation within a hypersonic vehicle | |
| RU2430857C2 (en) | Hypersonic aircraft wing in aerodynamic heating conditions | |
| US20170021917A1 (en) | Aerodynamically oriented thermal protection system of hypersonic vehicles | |
| Uribarri et al. | Electron transpiration cooling for hot aerospace surfaces | |
| McNab | Progress on hypervelocity railgun research for launch to space | |
| US20150211499A1 (en) | Electrothermal device for a propulsion system, especially for a turbojet, propulsion system comprising such an electrothermal device, and associated method | |
| RU2691702C2 (en) | Hypersonic ramjet engine | |
| US10047731B2 (en) | Plasma propellant ablation/sublimation based systems | |
| RU2495788C2 (en) | Hypersonic aircraft wing in aerodynamic heating conditions | |
| RU2506199C1 (en) | Hypersonic aircraft wing in aerodynamic heating conditions | |
| RU2404087C1 (en) | Thermionic emission method for thermal protection of aircrafts during their aerodynamic heating | |
| CN103029826B (en) | Aircraft thermal protection and power extraction integral structure | |
| CN106555704B (en) | Trailing edge core box exhaust port for aircraft engine | |
| Urzay | The physical characteristics of hypersonic flows | |
| CN110056491A (en) | A kind of carbon nano pipe array thruster | |
| Kolychev et al. | Estimation of the maximum thermionic emission cooling of high-speed aircraft | |
| RU132050U1 (en) | WING OF A HYPERSONIC AIRCRAFT UNDER THE CONDITIONS OF ITS AERODYNAMIC HEATING | |
| RU2583511C1 (en) | Thermionic method for thermal protection of aircraft | |
| RU2613190C1 (en) | Aircraft leading edge in conditions of its air friction heating | |
| CN212535956U (en) | Coaxial segmented anode type laser-electromagnetic field coupling thruster and electromagnetic accelerating electrode | |
| CN113048032A (en) | Air suction type electric propulsion system | |
| Heldenfels | Structural prospects for hypersonic air vehicles |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20171106 |