RU2583511C1 - Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов - Google Patents
Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов Download PDFInfo
- Publication number
- RU2583511C1 RU2583511C1 RU2015109480/11A RU2015109480A RU2583511C1 RU 2583511 C1 RU2583511 C1 RU 2583511C1 RU 2015109480/11 A RU2015109480/11 A RU 2015109480/11A RU 2015109480 A RU2015109480 A RU 2015109480A RU 2583511 C1 RU2583511 C1 RU 2583511C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- emitter
- aircraft
- thermionic
- collector
- heated
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 25
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims abstract description 5
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims abstract description 5
- 229910052729 chemical element Inorganic materials 0.000 claims abstract description 4
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 claims abstract description 4
- 239000004020 conductor Substances 0.000 claims abstract description 4
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims abstract description 3
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 20
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 15
- 230000004907 flux Effects 0.000 claims description 9
- 230000005855 radiation Effects 0.000 claims description 7
- 238000010292 electrical insulation Methods 0.000 claims description 5
- 230000005611 electricity Effects 0.000 claims description 3
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 8
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 6
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 4
- 239000000463 material Substances 0.000 description 4
- 229910052792 caesium Inorganic materials 0.000 description 2
- TVFDJXOCXUVLDH-UHFFFAOYSA-N caesium atom Chemical compound [Cs] TVFDJXOCXUVLDH-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 description 2
- 230000008520 organization Effects 0.000 description 2
- WFKWXMTUELFFGS-UHFFFAOYSA-N tungsten Chemical compound [W] WFKWXMTUELFFGS-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910052721 tungsten Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000010937 tungsten Substances 0.000 description 2
- ZOKXTWBITQBERF-UHFFFAOYSA-N Molybdenum Chemical compound [Mo] ZOKXTWBITQBERF-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- 229910052788 barium Inorganic materials 0.000 description 1
- DSAJWYNOEDNPEQ-UHFFFAOYSA-N barium atom Chemical compound [Ba] DSAJWYNOEDNPEQ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052790 beryllium Inorganic materials 0.000 description 1
- ATBAMAFKBVZNFJ-UHFFFAOYSA-N beryllium atom Chemical compound [Be] ATBAMAFKBVZNFJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000011195 cermet Substances 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 239000012772 electrical insulation material Substances 0.000 description 1
- 230000005672 electromagnetic field Effects 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 229910001092 metal group alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910052750 molybdenum Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000011733 molybdenum Substances 0.000 description 1
- 239000003870 refractory metal Substances 0.000 description 1
- 229910052702 rhenium Inorganic materials 0.000 description 1
- WUAPFZMCVAUBPE-UHFFFAOYSA-N rhenium atom Chemical compound [Re] WUAPFZMCVAUBPE-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
- 239000010409 thin film Substances 0.000 description 1
- 238000013169 thromboelastometry Methods 0.000 description 1
- 230000009466 transformation Effects 0.000 description 1
- 238000000844 transformation Methods 0.000 description 1
- 238000004627 transmission electron microscopy Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/08—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of power plant cooling systems
-
- H—ELECTRICITY
- H01—ELECTRIC ELEMENTS
- H01J—ELECTRIC DISCHARGE TUBES OR DISCHARGE LAMPS
- H01J45/00—Discharge tubes functioning as thermionic generators
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01P—COOLING OF MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; COOLING OF INTERNAL-COMBUSTION ENGINES
- F01P9/00—Cooling having pertinent characteristics not provided for in, or of interest apart from, groups F01P1/00 - F01P7/00
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/78—Other construction of jet pipes
- F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Ignition Installations For Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов (ЛА) включает отвод теплового потока от нагреваемой части ЛА к менее нагретой с помощью термоэмиссионного модуля посредством размещения на внутренней поверхности нагреваемых частей ЛА электропроводящего материала или покрытия, обладающего при нагреве высокой эмиссией электронов, - эмиттера, установку с зазором от эмиттера электропроводящего элемента - коллектора, на котором осаждают эмитируемые электроны и через бортовой автономный потребитель электроэнергии транспортируют к эмиттеру, с последующей герметизацией, вакуумированием образованной между эмиттером и коллектором полости и введением в нее химических элементов или соединений, уменьшающих работу выхода электронов. Изобретение направлено на снижение температурно-напряженного состояния частей двигательной установки ЛА. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике, в частности к тепловой защите частей летательных аппаратов (ЛА), совершающих полет в атмосфере со сверх- и гиперзвуковыми скоростями и может быть использовано в конструкциях двигательных установок (ДУ), например элементах камеры сгорания или сопла реактивных двигателей, подвергающихся воздействию сверхвысоких температур.
Одной из основных проблем на пути создания сверх- и гиперзвуковых ЛА является снижение интенсивности нагрева элементов конструкции, таких как носовая часть фюзеляжа, передние кромки крыльев, двигатель. Известно, что в процессе полета температура указанных выше участков корпуса может достигать 3000 К и выше.
Для решения проблемы нагрева ГЛА существуют различные методы тепловой защиты: теплопроводностью с использованием теплоемкости конденсированных веществ, конвекцией, массообменом, излучением с помощью электромагнитных полей и за счет физико-химических превращений. Выбор метода защиты зависит от нескольких факторов - тип и месторасположение элемента конструкции, допустимый уровень температур, величина и продолжительность воздействия теплового потока и т.п.
Одним из наиболее простых, надежных и отличающихся незначительной массой дополнительно вводимых средств является метод заградительного охлаждения, при котором холодный газ или жидкость вводится в пристеночный слой, образованный защищаемой конструкцией, например, камерой сгорания или соплом и жаровой трубой (см. Полежаев Ю.В., Юревич Ф.Б., Тепловая защита. / Под ред. А.В. Лыкова. М.: «Энергия», 1976, 408 с., рис. 1-2 на стр. 15 или см. Вьюнов С.А., Гусев Ю.И., Карпов А.В. и др. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. / Под общей ред. Д.В. Хронина. М.: Машиностроение, 1989, 368 с., рис. 8.16 на стр. 409). Однако этот способ не обеспечивает необходимую тепловую защиту при больших скоростях полета ЛА с числом М>4.
Наиболее перспективными способами тепловой защиты различных частей ЛА являются способы, основанные на иных физических принципах, например на явлении термоэлектронной эмиссии.
Известен «Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов при их аэродинамическом нагреве» (патент РФ №2404087, 2010, МПК BG4C 1/38, BG4G 1/50, ближайший аналог), заключающийся в том, что внутреннюю поверхность нагреваемой части ЛА покрывают материалом с высокой термоэмиссией электронов. С зазором 0,1…1 мм от этого покрытия (катода или эмиттера) размещают элемент (анод или коллектор), выполненный из электропроводящего материала. Температуру анода с помощью дополнительного устройства бортовой системы охлаждения поддерживают на уровне ниже температуры нагреваемой части ЛА и ее термоэмиссионного покрытия - катода. Эмитируемые с эмиттера электроны осаждают на катоде и через бортовой автономный потребитель электроэнергии транспортируют обратно к нагреваемой части ЛА (к эмиттеру). Технический результат изобретения состоит в снижении и стабилизации температуры частей ЛА при аэродинамическом нагреве, а также в возможности получения электрической энергии.
Основным недостатком известного термоэмиссионного способа тепловой защиты частей ЛА является использование бортовой системы охлаждения для снижения температуры улавливающего эмитируемые катодом электроны элемента - анода. Если нет необходимости в получении на борту ЛА дополнительной электроэнергии, то и нецелесообразно использовать указанный термоэмиссионный способ, а стоит охлаждать непосредственно внутреннюю поверхность нагреваемой части ЛА.
Технической задачей заявляемого изобретения является снижение температурно-напряженного состояния нагреваемых продуктами сгорания топлива частей двигательной установки ЛА организацией термоэмиссионного охлаждения с уменьшенной массой системы, повышение на этой основе их надежности с одновременной выработкой на борту ЛА электрической энергии.
Указанная техническая задача решается тем, что в заявляемом термоэмиссионном способе тепловой защиты частей ЛА, включающем отвод теплового потока от нагреваемой части ЛА к менее нагретой с помощью термоэмиссионного модуля посредством размещения на внутренней поверхности нагреваемых частей ЛА электропроводящего материала или покрытия, обладающего при нагреве высокой эмиссией электронов, - эмиттера, установку с зазором от эмиттера электропроводящего элемента - коллектора, на котором осаждают эмитируемые электроны и через бортовой автономный потребитель электроэнергии транспортируют к эмиттеру, с последующей герметизацией, вакуумированием образованной между эмиттером и коллектором полости и введением в нее химических элементов или соединений, уменьшающих работу выхода электронов, термоэмиссионный модуль размещают внутри нагреваемых частей ДУ ЛА, например элементах камеры сгорания или сопла реактивных двигателей, с ориентацией эмиттера со стороны воздействия внутреннего источника тепла в виде продуктов сгорания топлива, а коллектор термоэмиссионного модуля - со стороны охлаждения внешней окружающей средой.
Другое отличие состоит в том, что корпус нагреваемых частей двигательной установки ЛА камеры сгорания или сопла реактивных двигателей выполняют в виде термоэмиссионного модуля.
Дополнительное отличие заключается в возможности размещения термоэмиссионного модуля на внутренней поверхности корпуса камеры сгорания или жаровой трубы двигателя.
Принципиальное отличие предложенного способа состоит в том, что организацией термоэмиссионного охлаждения (с помощью ТЭМ) в ДУ тепловой поток от нагретых продуктами сгорания топлива элементов двигателя через эмиттер транспортируется к коллектору ТЭМ, где и сбрасывается в окружающую среду конвекцией и излучением без использования охлаждения коллектора специальной системой.
Важным в использовании предложенного термоэмиссионного способа тепловой защиты является определение температурного диапазона воздействующих на ТЭМ факторов: с нагреваемой стороны - температура продуктов сгорания топлива, с охлаждаемой стороны - температура восстановления внешнего аэродинамического потока и температура окружающей среды. Новый термоэмиссионный способ реализуем при температуре газов в камере сгорания или сопле двигателя 1800-3000 К (температура воздействия газов излучением и конвекцией на эмиттер ТЭМ) и, соответственно, температурой коллектора 800-1500 К.
Предложенное техническое решение иллюстрируется чертежами, поясняющими операции термоэмиссионного способа тепловой защиты:
на фиг. 1 схематически изображено поперечное сечение корпуса части реактивного двигателя (камеры сгорания или сопла), выполненного в виде ТЭМ;
на фиг. 2 схематически изображено поперечное сечение корпуса части реактивного двигателя с размещенным на внутренней поверхности корпуса ТЭМ;
на фиг. 3 схематически изображено поперечное сечение корпуса части реактивного двигателя с жаровой рубашкой с размещенным на ее внутренней поверхности ТЭМ.
На представленных чертежах введены следующие обозначения:
1 - внутренняя оболочка (корпус) ТЭМ;
2 - электроизоляция эмиттера;
3 - электропроводящий слой или материал - эмиттер;
4 - емкость для хранения и введения паров цезия и других химических соединений;
5 - внешняя оболочка ТЭМ;
6 - электроизоляция коллектора;
7 - электропроводящий слой или материал - коллектор;
8 - герметизированная и вакуумированная полость;
9 - токовывод коллектора;
10 - токоввод эмиттера;
11 - бортовой потребитель электрической энергии;
12 - тепловой поток от продуктов сгорания топлива;
13 - тепловой поток, сбрасываемый в окружающую среду;
14 - корпус части двигателя (камеры сгорания или сопла);
15 - зазор величиной 6 между корпусом части двигателя и жаровой рубашкой;
16 - жаровая труба;
17 - воздух для охлаждения жаровой трубы.
Следует отметить, что под введенным названием термоэмиссионный модуль (ТЭМ) понимается устройство, схематично представленное на фиг. 1 и включающее элементы поз. 1-11.
Предложенный термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов осуществляют следующим образом.
Тепловой поток 12 от продуктов сгорания топлива излучением и конвекцией нагревает внутреннюю оболочку 1 ТЭМ и через тонкую пленку электроизоляции 2 нагревает электропроводящий слой эмиттера 3. При достижении определенной температуры - не ниже 1500 К, эмиссионный слой 3 начинает излучать и эмитировать электроны, которые забирают с собой и переносят на электропроводящий слой 7 коллектора значительную часть тепла, за счет чего и происходит электронное охлаждение эмиттера. Одновременно поступающие из емкости 4 в герметизированную и вакуумированную полость 8 пары цезия, бария и т.п. других химических элементов уменьшают работу выхода электронов из слоя 3 и нейтрализуют образующийся в полости 8 объемный заряд электронов, препятствующий этому. Электропроводящий слой 7 коллектора через электроизоляцию 6 и внешнюю оболочку 5 ТЭМ охлаждают отводом теплового потока 13 в окружающую среду конвекцией и излучением. Таким образом поддерживают высокий перепад температур между электропроводящим слоем эмиттера 3 и электропроводящим слоем 7 коллектора. При этом осаждающиеся на коллекторе 7 электроны через токовывод коллектора 9 и бортовой потребитель электрической энергии 11 возвращаются на нагретый эмиттер 3 по токовводу 10. В электрической цепи, образованной эмиттером 3, коллектором 7, токовыводом коллектора 9, бортовым потребителем 11, токовводом 10, начинает протекать ток, который обеспечивает охлаждение оболочки 1, нагреваемой продуктами сгорания топлива ДУ, и получение на борту ЛА дополнительной электрической мощности.
Дополнительным отличительным признаком предложенного термоэмиссионного способа тепловой защиты является то, что ТЭМ размещают на внутренней поверхности элемента корпуса двигателя путем сопряжения коллектора 5 ТЭМ с внутренней поверхностью корпуса 14, с которой отводят тепловой поток 13 в окружающую среду (фиг. 2).
Также дополнительным отличием предложенного способа является размещение ТЭМ на внутренней поверхности жаровой трубы 16, установленной с зазором 8 относительно элемента корпуса двигателя 14 (фиг. 3). При этом тепловой поток от коллектора 5 через жаровую трубу 16 транспортируют в зазор 15, в котором происходит охлаждение подаваемым в жаровую рубашку воздухом 17 и далее направляют через корпус элемента двигателя 14 в окружающую среду для охлаждения.
Приведенные дополнительные отличия предложенного термоэмиссионного способа тепловой защиты, иллюстрируемые фиг. 2 и фиг. 3, являются весьма привлекательными с точки зрения технологии и экспериментальной отработки, т.к. позволяют отдельно отработать ТЭМ и установить его на существующие конструкции элементов двигателя с минимальным объемом доработок.
Материалами частей ТЭМ, реализующих предложенный способ термоэмиссионного охлаждения могут быть: для оболочек - тугоплавкие и жаропрочные сплавы металлов, например, с использованием никеля, вольфрама; электропроводящих слоев эмиттера и коллектора - моно- и поликристаллические вольфрам, молибден, рений, никель и их сплавы; в качестве электроизоляционных материалов эмиттера и коллектора - окислы алюминия, бериллия, различные металлокерамические системы с добавками тугоплавких металлов.
Осуществляя предложенный термоэмиссионный способ тепловой защиты элементов ДУ, возможно снизить температуры конструкции элементов двигателя на 102-103 градусов и дополнительно получить электрическую мощность от 10 до 100 кВт с одного квадратного метра площади электропроводящих слоев эмиттера (или коллектора).
Технический эффект заявляемого изобретения заключается в снижении высокотемпературного термического состояния поверхностей ДУ ЛА, находящихся в жестких температурных условиях от нагрева продуктами сгорания топлива, и повышении на этой основе их надежности и уменьшении массы и габаритов системы с одновременной выработкой на борту ЛА электрической энергии.
Принципиальное отличие предлагаемых операций состоит в организации термоэмиссионного преобразования энергии, получаемой от сгорания топлива, посредством нагрева эмиттера и охлаждения коллектора теплообменом с окружающей средой конвекцией и излучением.
Claims (3)
1. Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов (ЛА), включающий отвод теплового потока от нагреваемой части ЛА к менее нагретой посредством размещения на внутренней поверхности нагреваемых частей ЛА электропроводящего материала или покрытия, обладающего при нагреве высокой эмиссией электронов, - эмиттера, установку с зазором от эмиттера электропроводящего элемента - коллектора, на котором осаждают эмитируемые электроны и через бортовой автономный потребитель электроэнергии транспортируют к эмиттеру, с последующей герметизацией, вакуумированием образованной между эмиттером и коллектором полости и введением в нее химических элементов или соединений, уменьшающих работу выхода электронов, отличающийся тем, что эмиттер и коллектор, изготовленные в виде оболочек, на внутренних поверхностях которых размещают через пленки электроизоляции электропроводящие слои, выполняют в виде конструктивного узла - термоэмиссионного модуля или модулей, выполняющего функции корпуса нагреваемых частей двигательной установки (ДУ) ЛА камеры сгорания или сопла реактивных двигателей, при этом термоэмиссионный модуль или модули размещают с ориентацией эмиттера со стороны воздействия внутреннего источника тепла в виде продуктов сгорания топлива с температурой не ниже 1500 К, а коллектор термоэмиссионного модуля - со стороны охлаждения внешней окружающей средой конвекцией и излучением.
2. Термоэмиссионный способ тепловой защиты по п.1, отличающийся тем, что термоэмиссионный модуль размещают на внутренней поверхности корпуса камеры сгорания или сопла ДУ ЛА.
3. Термоэмиссионный способ тепловой защиты по п.1, отличающийся тем, что термоэмиссионный модуль размещают на внутренней поверхности жаровой трубы ДУ ЛА.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015109480/11A RU2583511C1 (ru) | 2015-03-19 | 2015-03-19 | Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015109480/11A RU2583511C1 (ru) | 2015-03-19 | 2015-03-19 | Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2583511C1 true RU2583511C1 (ru) | 2016-05-10 |
Family
ID=55959984
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015109480/11A RU2583511C1 (ru) | 2015-03-19 | 2015-03-19 | Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2583511C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2719052C1 (ru) * | 2019-03-11 | 2020-04-17 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Способ тепловой защиты элемента конструкции летательного аппарата в полете и устройство для его осуществления |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2397347A (en) * | 2003-01-20 | 2004-07-21 | Rolls Royce Plc | Deriving electrical energy from waste heat in a gas turbine engine |
| CA2551767A1 (en) * | 2005-07-19 | 2007-01-19 | United Technologies Corporation | Engine heat exchanger with thermoelectric generation |
| RU2404087C1 (ru) * | 2009-11-03 | 2010-11-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов при их аэродинамическом нагреве |
-
2015
- 2015-03-19 RU RU2015109480/11A patent/RU2583511C1/ru active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2397347A (en) * | 2003-01-20 | 2004-07-21 | Rolls Royce Plc | Deriving electrical energy from waste heat in a gas turbine engine |
| CA2551767A1 (en) * | 2005-07-19 | 2007-01-19 | United Technologies Corporation | Engine heat exchanger with thermoelectric generation |
| RU2404087C1 (ru) * | 2009-11-03 | 2010-11-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов при их аэродинамическом нагреве |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2719052C1 (ru) * | 2019-03-11 | 2020-04-17 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Способ тепловой защиты элемента конструкции летательного аппарата в полете и устройство для его осуществления |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Goebel et al. | High-current lanthanum hexaboride hollow cathode for high-power Hall thrusters | |
| US3279176A (en) | Ion rocket engine | |
| Romano et al. | System analysis and test-bed for an atmosphere-breathing electric propulsion system using an inductive plasma thruster | |
| Zheng et al. | A comprehensive review of atmosphere-breathing electric propulsion systems | |
| ES2823276T3 (es) | Propulsor iónico de rejilla con agente de propulsión sólido integrado | |
| Goebel et al. | Conducting wall Hall thrusters | |
| US4825647A (en) | Performance improvements in thruster assembly | |
| Diamant | A 2-stage cylindrical hall thruster for air breathing electric propulsion | |
| RU2430857C2 (ru) | Крыло гиперзвукового летательного аппарата в условиях его аэродинамического нагрева | |
| US20050034464A1 (en) | Jet aircraft electrical energy production system | |
| US11753189B2 (en) | Heater apparatus and method for heating a component of a spacecraft, and spacecraft comprising a heater apparatus | |
| Stuhlinger | Possibilities of electrical space ship propulsion | |
| Goebel et al. | Lanthanum hexaboride hollow cathode for the asteroid redirect robotic mission 12.5 kW Hall thruster | |
| RU2583511C1 (ru) | Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов | |
| RU2495788C2 (ru) | Крыло гиперзвукового летательного аппарата в условиях его аэродинамического нагрева | |
| RU2506199C1 (ru) | Крыло гиперзвукового летательного аппарата в условиях его аэродинамического нагрева | |
| RU2572009C1 (ru) | Крыло гиперзвукового летательного аппарата в условиях его аэродинамического нагрева | |
| RU2404087C1 (ru) | Термоэмиссионный способ тепловой защиты частей летательных аппаратов при их аэродинамическом нагреве | |
| RU2046210C1 (ru) | Электроракетный двигатель богданова | |
| RU2613190C1 (ru) | Передняя кромка летательного аппарата в условиях ее аэродинамического нагрева | |
| Huang et al. | Non-Contact Thermal Characterization of NASA’s 12.5-kW Hall Thruster | |
| RU181314U1 (ru) | Гиперзвуковая противотанковая ракета | |
| US3184915A (en) | Electrostatic propulsion system with a direct nuclear electro generator | |
| Reilly et al. | Transient thermal analysis of the 12.5 kW HERMeS Hall thruster | |
| Hsieh et al. | Development of a lanthanum hexaboride hollow cathode for a magnetic octupole thruster |