RU2657614C1 - Aircraft thermal protection device - Google Patents
Aircraft thermal protection device Download PDFInfo
- Publication number
- RU2657614C1 RU2657614C1 RU2017107689A RU2017107689A RU2657614C1 RU 2657614 C1 RU2657614 C1 RU 2657614C1 RU 2017107689 A RU2017107689 A RU 2017107689A RU 2017107689 A RU2017107689 A RU 2017107689A RU 2657614 C1 RU2657614 C1 RU 2657614C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- thermal protection
- protection device
- shell
- refrigerant
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/38—Constructions adapted to reduce effects of aerodynamic or other external heating
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/46—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions
- B64G1/50—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions for temperature control
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Biodiversity & Conservation Biology (AREA)
- Environmental & Geological Engineering (AREA)
- Environmental Sciences (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- Toxicology (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемые технические решения относятся к средствам защиты приборного оборудования от воздействия внешних факторов, таких как высокие температуры, ударные нагрузки, давление скоростного напора и т.п., и могут быть использованы в авиационной и космической технике, а более конкретно при конструировании бортовой аппаратуры отсеков летательных аппаратов (ЛА).The proposed technical solutions relate to the protection of instrumentation from external factors, such as high temperatures, shock loads, high-pressure pressure, etc., and can be used in aviation and space technology, and more specifically in the design of on-board equipment of aircraft compartments devices (LA).
Известен способ тепловой защиты внутреннего объема различного назначения, заключающийся в формировании вокруг объема защитного корпуса, предохраняющего его от воздействия внешних тепловых и механических разрушающих факторов (Патент РФ №2162189, 20.01.2001). Защитный корпус содержит, по меньшей мере, три слоя. Наружный слой выполнен ударожаропрочным из жаростойкого металла или композиционного материала. На внутренней поверхности наружного слоя при помощи огнеупорного клея размещены один за другим промежуточный слой, выполненный из сухого огнеупорного пористо-волокнистого материала, и внутренний слой из такого же огнеупорного материала, пропитанного водосодержащим компонентом, или из водосодержащего геля.A known method of thermal protection of the internal volume for various purposes, which consists in the formation around the volume of the protective housing that protects it from external thermal and mechanical destructive factors (RF Patent No. 2162189, 01/20/2001). The protective housing contains at least three layers. The outer layer is made of shockproof and heat-resistant of heat-resistant metal or composite material. An intermediate layer made of dry refractory porous-fibrous material, and an inner layer of the same refractory material impregnated with a water-containing component, or from a water-containing gel, are placed one after another on the inner surface of the outer layer with refractory glue.
Наружный слой защитной оболочки обеспечивает защиту сохраняемого объекта от внешних разрушающих механических и огневых воздействий за счет ударожаропрочности материала. Промежуточный теплозащитный слой обеспечивает пассивную теплозащиту объекта за счет низкой теплопроводности сухого пористо-волокнистого материала. Внутренний теплозащитный слой обеспечивает активную теплозащиту за счет поглощения теплоты при кипении воды, находящейся в порах водосодержащего материала. Активная теплозащита позволяет поддерживать температуру защищаемого объема не выше температуры кипения воды в течение всего времени ее испарения.The outer layer of the protective shell protects the stored object from external destructive mechanical and fire effects due to the impact resistance of the material. An intermediate heat-protective layer provides passive thermal protection of the object due to the low thermal conductivity of the dry porous-fibrous material. The inner heat-protective layer provides active thermal protection due to the absorption of heat during boiling of water in the pores of the water-containing material. Active thermal protection allows maintaining the temperature of the protected volume not higher than the boiling point of water during the entire time of its evaporation.
Известный способ эффективно решает задачу защиты сохраняемого объекта от разрушающих механических факторов и высокотемпературных воздействий, но может обеспечить защиту оборудования при внешнем всестороннем огневом воздействии только в течение 30 минут при температуре до 1100°C, ударных перегрузках до 3400 g и статических давлениях до 600 атм. Однако указанный недостаток не позволяет использовать известный способ для тепловой защиты оборудования летательных аппаратов, вследствие неспособности конструкции противодействовать давлению аэродинамического потока при отводе паров воды в окружающую атмосферу.The known method effectively solves the problem of protecting the stored object from destructive mechanical factors and high temperature influences, but can provide equipment protection during external comprehensive fire exposure for only 30 minutes at temperatures up to 1100 ° C, shock overloads up to 3400 g and static pressures up to 600 atm. However, this drawback does not allow using the known method for thermal protection of the equipment of aircraft, due to the inability of the structure to counteract the pressure of the aerodynamic flow during the removal of water vapor into the surrounding atmosphere.
Также известны способ и устройство тепловой защиты ЛА (патент РФ №2225330, 10.03.2004). Устройство тепловой защиты содержит наружную пористую оболочку теплозащитного экрана из твердого материала с тепловоспринимающей поверхностью, установленную на некотором расстоянии от корпуса ЛА с образованием полости, предназначенной для подачи через магистрали охлаждающей текучей среды в жидкой фазе с возможностью испарения и выхода пара в атмосферу через поры оболочки. Наружная пористая оболочка выполнена гофрированной. На концах магистралей, установленных в полости, расположены форсунки для подачи охлаждающей среды так, что струи бьют по внутренней поверхности наружной пористой оболочки. Контрольная аппаратура магистрали подачи охлаждающей среды в жидкой фазе включает датчики температуры внешней поверхности оболочки, датчики расхода охлаждающей среды, электроклапаны для управления подачи охлаждающей среды и блок обработки сигналов. Контрольная аппаратура позволяет регулировать подачу охлаждающей среды через форсунки в зависимости от показаний датчиков температуры, а также обеспечить и поддерживать температуру наружной поверхности теплозащитного экрана путем изменения расхода охлаждающей среды через форсунки.Also known is a method and device for thermal protection of aircraft (RF patent No. 2225330, 03/10/2004). The thermal protection device contains an outer porous shell of a heat shield made of solid material with a heat-absorbing surface, installed at a certain distance from the aircraft body with the formation of a cavity designed to supply cooling fluid in the liquid phase through the manifolds with the possibility of vaporization and steam escape into the atmosphere through the shell pores. The outer porous shell is corrugated. At the ends of the mains installed in the cavity, there are nozzles for supplying a cooling medium so that the jets hit the inner surface of the outer porous shell. The control equipment of the coolant supply line in the liquid phase includes temperature sensors of the outer shell surface, flow rate sensors of the cooling medium, electrovalves for controlling the supply of the cooling medium, and a signal processing unit. The control equipment allows you to adjust the flow of cooling medium through the nozzles, depending on the temperature sensors, and to provide and maintain the temperature of the outer surface of the heat shield by changing the flow rate of the cooling medium through the nozzles.
Известное изобретение позволяет повысить эффективность тепловой защиты ЛА и расширить диапазон допустимых температур на поверхности ЛА в условиях отсутствия или незначительного уровня внешнего аэродинамического потока (в условиях космического пространства).The known invention allows to increase the efficiency of thermal protection of the aircraft and to expand the range of permissible temperatures on the surface of the aircraft in the absence or insignificant level of external aerodynamic flow (in outer space).
Однако охлаждающая жидкость подается в устройство с помощью магистралей, на концах которых установлены форсунки. Этот признак, а также установка теплозащитного экрана на расстоянии от корпуса ЛА существенно влияет на габариты устройства и усложняет его конструкцию, что делает такую тепловую защиту неэффективной для защиты оборудования ЛА.However, the coolant is supplied to the device using the lines at the ends of which nozzles are installed. This feature, as well as the installation of a heat shield at a distance from the aircraft body, significantly affects the dimensions of the device and complicates its design, which makes such thermal protection ineffective for protecting aircraft equipment.
Наиболее близким по сущности является устройство для тепловой защиты объекта (патент РФ № 2269170, 27.01.2006), состоящее из последовательно расположенных слоев: наружного, промежуточного и внутреннего. На внешней поверхности наружного ударожаропрочного слоя, изготовленного из жаростойкого металла и перфорированного дренажными отверстиями, образовано биморфное теплозащитное покрытие из теплоизоляционного композиционного материала. Промежуточный теплозащитный слой выполнен из огнеупорного сухого материала и предназначен для пассивной теплозащиты сохраняемого объекта. Внутренний теплозащитный слой, предназначенный для активной защиты сохраняемого объекта, образован из материала, в состав которого входят кристаллические соединения, содержащие кристаллизационную воду, и заключен между наружной и внутренней теплоотражающими прокладками.The closest in essence is a device for thermal protection of the object (RF patent No. 2269170, 01/27/2006), consisting of sequentially arranged layers: external, intermediate and internal. On the outer surface of the outer shock-resistant layer made of heat-resistant metal and perforated by drainage holes, a bimorph heat-insulating coating of a heat-insulating composite material is formed. The intermediate heat-shielding layer is made of refractory dry material and is intended for passive heat protection of the stored object. The inner heat-shielding layer, designed to actively protect the stored object, is formed of a material that includes crystalline compounds containing crystallized water and is enclosed between the outer and inner heat-reflecting gaskets.
Известное изобретение позволяет обеспечить защиту сохраняемого объекта при воздействии на него механических и тепловых нагрузок при воздействии температуры 1100°C в течение 1 часа, а также при действии температуры 260°C в течение 10 часов.The known invention allows to protect the stored object when exposed to mechanical and thermal loads when exposed to a temperature of 1100 ° C for 1 hour, as well as when exposed to a temperature of 260 ° C for 10 hours.
Однако данное техническое решение, а именно предназначенный для активной защиты сохраняемого объекта внутренний теплозащитный слой, содержащий кристаллогидраты, не работоспособен в условиях значительного внешнего аэродинамического давления, противодействующего дренажу водяных паров через отверстия во внешних теплозащитных слоях. Без отвода водяных паров будет существенно повышаться давление внутри активной защиты и, соответственно, значительно повышаться температура испарения хладоагента и защищаемого объекта, что снижает эффективность тепловой защиты.However, this technical solution, namely, the internal heat-shielding layer containing crystalline hydrates intended for active protection of the stored object, is not operational under conditions of significant external aerodynamic pressure, which counteracts the drainage of water vapor through openings in the external heat-shielding layers. Without the removal of water vapor, the pressure inside the active protection will increase significantly and, accordingly, the evaporation temperature of the refrigerant and the protected object will increase significantly, which reduces the effectiveness of thermal protection.
В основу предлагаемого технического решения поставлена техническая задача повышения эффективности тепловой защиты бортовой аппаратуры ЛА, функционирующей в условиях воздействия высоких температур окружающей среды.The proposed technical solution is based on the technical task of increasing the thermal protection efficiency of aircraft onboard equipment, which functions under the influence of high ambient temperatures.
Технический результат предлагаемых технических решений заключается в создании тепловой защиты с уменьшенными массогабаритными характеристиками и упрощенной конструкцией, работоспособной в условиях высокого внешнего аэродинамического давления.The technical result of the proposed technical solutions is to create thermal protection with reduced weight and size characteristics and a simplified design, operable in conditions of high external aerodynamic pressure.
Данный технический результат достигается тем, что устройство тепловой защиты летательного аппарата выполнено в виде внешней и внутренней оболочек и содержит пропитанный хладагентом охлаждающий материал. Охлаждающий материал размещен на внешней поверхности внутренней оболочки и выполнен в виде сегментов, закрепленных по всей поверхности оболочки с зазорами не менее, чем величина теплового расширения материала сегмента под воздействием теплового потока от внешней оболочки. При этом на заднем торце устройства по направлению полета ЛА выполнены отверстия для отвода паров хладагента по паропроводам в полость негерметичного отсека летательного аппарата, неподверженную воздействию внешнего скоростного напора.This technical result is achieved in that the thermal protection device of the aircraft is made in the form of external and internal shells and contains cooling material impregnated with refrigerant. The cooling material is placed on the outer surface of the inner shell and is made in the form of segments fixed over the entire surface of the shell with gaps not less than the thermal expansion of the material of the segment under the influence of heat flux from the outer shell. At the same time, openings were made at the rear end of the device in the direction of flight of the aircraft for the removal of refrigerant vapor through the steam lines into the cavity of the leaky compartment of the aircraft, which was not exposed to the external high-speed pressure.
Для наиболее равномерного вывода паров из устройства тепловой защиты в атмосферу оболочки устройства выполнены соосно и эквидистантно друг относительно друга.For the most uniform output of vapors from the thermal protection device into the atmosphere, the shell of the device is made coaxially and equidistant from each other.
Кроме того, в техническом решении предлагаются дополнения, направленные на дальнейшее повышение теплозащитных функций устройства. Так, например, предлагается установить на внешней поверхности внешней оболочки дополнительный слой теплоизоляции в виде теплозащитного экрана из жаропрочного материала.In addition, the technical solution proposes additions aimed at further enhancing the thermal protection functions of the device. So, for example, it is proposed to install on the outer surface of the outer shell an additional layer of thermal insulation in the form of a heat shield of heat-resistant material.
Для обеспечения эффективного режима охлаждения пропитанного хладагентом слоя предлагается использовать материал, выполненный в виде пористых гранул. Внутри пор или в межгранульном пространстве находится хладагент в жидком или твердом состоянии.To ensure an effective cooling regime of a layer impregnated with a refrigerant, it is proposed to use a material made in the form of porous granules. Inside the pores or in the intergranular space there is a refrigerant in a liquid or solid state.
Для вывода в атмосферу паров, образующихся в результате нагрева и испарения хладагента, на концах размещенных в негерметичном отсеке паропроводов установлены пусковые клапаны.In order to discharge into the atmosphere the vapors generated as a result of heating and evaporation of the refrigerant, start valves are installed at the ends of the steam pipelines located in the leaky compartment.
Известно, что движение ЛА в атмосфере сопровождается значительным повышением температуры корпуса и образованием интенсивного теплового потока, направленного вглубь корпуса ЛА. Размещенное в корпусе ЛА или являющееся его несущей частью устройство тепловой защиты нагревается, температура пористого охлаждающего материала повышается и содержащийся в нем хладагент нагревается, кипит и испаряется с поглощением значительной доли теплового потока.It is known that the movement of aircraft in the atmosphere is accompanied by a significant increase in the temperature of the hull and the formation of an intense heat flow directed deep into the hull of the aircraft. The thermal protection device located in the aircraft housing or its supporting part is heated, the temperature of the porous cooling material rises and the refrigerant contained in it is heated, boiled and evaporated, absorbing a significant fraction of the heat flux.
Пары хладагента под повышенным давлением истекают через отверстия по паропроводам в полость негерметичного отсека ЛА, откуда и сбрасываются в окружающую атмосферу. Разность давлений, как движущая сила истекания паров, обуславливается тем, что полет ЛА осуществляется в основном в разреженных слоях атмосферы. При этом в хвостовом негерметичном отсеке (полости) ЛА, защищенном от давления внешнего аэродинамического потока герметичной боковой поверхностью корпуса и имеющем в хвостовой части негерметичное днище образуется пониженное давление.High pressure refrigerant vapors flow out through openings through steam lines into the cavity of the leaky compartment of the aircraft, from where they are discharged into the surrounding atmosphere. The pressure difference, as the driving force of the outflow of vapors, is caused by the fact that the flight of the aircraft is carried out mainly in rarefied layers of the atmosphere. At the same time, a low pressure is formed in the tail unpressurized compartment (cavity) of the aircraft, which is protected from the pressure of the external aerodynamic flow by the sealed side surface of the body and has an unpressurized bottom in the tail portion.
Конструктивно предложенное устройство тепловой защиты выполнено в виде испарителя, состоящего из внешней и внутренней оболочек, пропитанного хладагентом охлаждающего материала, размещенного на внешней поверхности внутренней оболочки. Оболочки ограничены торцами, причем в заднем торце выполнены отверстия. Также устройство тепловой защиты содержит сопряженные с указанными отверстиями паропроводы, проложенные в хвостовой негерметичный отсек и снабженные пусковыми клапанами.Structurally, the proposed thermal protection device is made in the form of an evaporator, consisting of the outer and inner shells, impregnated with the refrigerant cooling material, placed on the outer surface of the inner shell. The shells are limited by the ends, and holes are made in the rear end. The thermal protection device also contains steam pipelines connected with the indicated openings, laid in the tail leaky compartment and equipped with start valves.
Предложенные признаки технического решения являются новыми и по сравнению с аналогами обеспечивают тепловую защиту оборудования ЛА, работоспособную в условиях внешнего аэродинамического давления, и имеющего простую конструкцию с уменьшенными массогабаритными характеристиками.The proposed features of the technical solution are new and, in comparison with analogs, provide thermal protection for aircraft equipment, which is operable under external aerodynamic pressure, and has a simple design with reduced weight and size characteristics.
Так конструкция испарителя, зазор между охлаждающим материалом и внешней оболочкой, а также сегментация с определенными зазорами пропитанного хладагентом охлаждающего материала обеспечивает беспрепятственное и надежное испарение хладагента и, соответственно, охлаждение конструкции испарителя и защищаемого оборудования. Для стабильного движения пара хладагента величины зазоров между сегментами выполнены с учетом теплового расширения материала сегментов, который в результате воздействия теплового потока от внешней оболочки нагревается и, соответственно, увеличивается его объем.Thus, the design of the evaporator, the gap between the cooling material and the outer shell, as well as the segmentation with certain gaps of the cooling material impregnated with the refrigerant, provide unhindered and reliable evaporation of the refrigerant and, accordingly, the cooling of the evaporator structure and the equipment to be protected. For stable movement of the refrigerant vapor, the gaps between the segments are made taking into account the thermal expansion of the material of the segments, which is heated as a result of the heat flux from the outer shell and, accordingly, its volume increases.
Отверстия заранее определенного размера в заднем торце испарителя с паропроводами необходимого диаметра предназначены для гарантированного отвода паров хладагента в хвостовой отсек ЛА. Полость или весь хвостовой отсек выполняют негерметичным, но неподверженным воздействию внешнего скоростного напора. При этом в полости образуется пониженное давление (разрежение), обуславливающее отвод паров во внешнюю атмосферу.The holes of a predetermined size at the rear end of the evaporator with the necessary diameter steam lines are designed to guarantee the removal of refrigerant vapor into the tail section of the aircraft. The cavity or the entire tail section is leaking, but not subject to external pressure head. At the same time, a reduced pressure (rarefaction) is formed in the cavity, which causes the vapor to escape into the external atmosphere.
Минимальные массогабаритные характеристики предложенного устройства тепловой защиты обеспечены выбором оптимальной (минимальной) величины зазоров в испарителе, размерами паропроводов, а также массой охлаждающего материала с хладагентом, необходимой для гарантированного обеспечения допустимой температуры защищаемого оборудования ЛА.The minimum weight and size characteristics of the proposed thermal protection device are ensured by the selection of the optimal (minimum) gap in the evaporator, the dimensions of the steam lines, as well as the mass of cooling material with refrigerant necessary to ensure the acceptable temperature of the protected equipment of the aircraft.
Для более полного раскрытия сущности предложенное техническое решение поясняется чертежом, на котором схематически изображено предложенное устройство для охлаждения приборного отсека ЛА.For a more complete disclosure of the essence of the proposed technical solution is illustrated by the drawing, which schematically shows the proposed device for cooling the instrument compartment of the aircraft.
На чертеже введены следующие обозначения:The following notation is introduced in the drawing:
1 - защищаемая аппаратура ЛА;1 - protected aircraft equipment;
2 - устройство тепловой защиты (испаритель);2 - thermal protection device (evaporator);
3 - внутренняя оболочка;3 - inner shell;
4 - внешняя оболочка;4 - outer shell;
5 - паропроводы;5 - steam pipelines;
6 - теплозащитный экран;6 - heat shield;
7 - полость негерметичного отсека;7 - cavity leaky compartment;
8 - пусковой клапан;8 - starting valve;
9 - охлаждающий материал.9 - cooling material.
Предложенное устройство тепловой защиты ЛА работает следующим образом.The proposed device for thermal protection of the aircraft operates as follows.
При полете ЛА со сверх- и гиперзвуковыми скоростями температура внешней оболочки 4 испарителя 2 повышается и тепловой поток от нее нагревает охлаждающий материал 9, который выполнен в виде сегментов, установленных на внутренней оболочке 3 с зазорами 8. Находящийся в порах охлаждающего материала 9 хладагент также нагревается и начинает испаряться, а при достижении определенной температуры и соответствующем давлении в испарителе 2 хладагент кипит с образованием паров, которые по каналам между сегментами 9 и по зазорам между сегментами 9 и внешней оболочкой 4 поступают к отверстиям в хвостовом торце испарителя (на фиг. не показаны) и по паропроводам 5 направляются в полость негерметичного отсека 7.When flying aircraft with supersonic and hypersonic speeds, the temperature of the outer shell 4 of the
Для осуществления процесса отвода паров хладагента в определенный заранее момент времени полета ЛА открывают пусковой клапан 8. Отвод паров хладагента осуществляется при разности давлений в испарителе и в полости негерметичного отсека 7, в котором давление среды значительно ниже и определяется в основном давлением (статическим) за бортом ЛА.To carry out the process of venting refrigerant vapors at a predetermined time of flight of the aircraft, the start valve is opened 8. The vent of the refrigerant vapors is carried out at a pressure difference in the evaporator and in the cavity of the
При работе устройства тепловой защиты в результате испарения хладагента температура внутренней обечайки 3 и, соответственно, температура защищаемой аппаратуры ЛА 1 находится на необходимом уровне, зависящем от температуры кипения (испарения) хладагента, значение которого обуславливается давлением в испарителе.When the thermal protection device is operating as a result of the evaporation of the refrigerant, the temperature of the
В случае воздействия на устройство тепловой защиты значительных внешних тепловых потоков на внешнюю оболочку 4 устанавливается теплозащитный экран 6 из ударожаропрочного материала.In the case of exposure to the device of thermal protection of significant external heat fluxes on the outer shell 4 is installed heat shield 6 of shockproof material.
Охлаждающий материал 9 должен быть капиллярно-пористым, например может быть выполненным из поливинилформаля, способного удерживать в порах до 80% по массе жидкого вещества - хладагента, в качестве которого могут быть использованы вода, водоспиртовые растворы и т.п.The cooling
Совокупность предложенных новых признаков технического решения - выполнение устройства в виде двух оболочек с размещением на внутренней оболочке охлаждающего материала в виде размещенных с определенными зазорами сегментов, а также снабжение устройства паропроводами, по которым пары хладагента отводятся в полость негерметичного отсека, неподверженную воздействию внешнего скоростного напора, - позволяет получить эффективный, обусловленный взаимосвязью признаков, технический результат - тепловую защиту аппаратуры ЛА с уменьшенными массогабаритными характеристиками и упрощенной конструкцией, работоспособную в условиях высокого внешнего аэродинамического давления.The totality of the proposed new features of the technical solution is the implementation of the device in the form of two shells with cooling material placed on the inner shell in the form of segments placed with certain gaps, as well as supplying the device with steam pipelines through which the refrigerant vapors are discharged into the cavity of the non-pressurized compartment, not subject to external pressure head, - allows you to get an effective, due to the interconnection of signs, the technical result is the thermal protection of the aircraft equipment with reduced m ssogabaritnymi performance and simplified design workable under aerodynamic high external pressure.
Claims (7)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017107689A RU2657614C1 (en) | 2017-03-09 | 2017-03-09 | Aircraft thermal protection device |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017107689A RU2657614C1 (en) | 2017-03-09 | 2017-03-09 | Aircraft thermal protection device |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2657614C1 true RU2657614C1 (en) | 2018-06-14 |
Family
ID=62619945
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017107689A RU2657614C1 (en) | 2017-03-09 | 2017-03-09 | Aircraft thermal protection device |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2657614C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2714573C2 (en) * | 2018-07-06 | 2020-02-18 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Cooling system of high-speed aircraft instrumentation compartment |
| RU2719052C1 (en) * | 2019-03-11 | 2020-04-17 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Method for thermal protection of aircraft structural element in-flight and device for its implementation |
| CN114313213A (en) * | 2022-01-05 | 2022-04-12 | 南京航空航天大学 | Novel aircraft wing section high temperature heat transfer system |
| RU2775216C1 (en) * | 2021-06-29 | 2022-06-28 | Виктор Александрович Егоров | Method for protecting aircraft from overheating (melting) for safe flights in dense layers of the atmosphere near the earth surface at cosmic velocity |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU485290A2 (en) * | 1973-11-20 | 1975-09-25 | Ордена Трудового Красного Знамени Предприятие П/Я А-1665 | Compensation capacity |
| US5330124A (en) * | 1992-03-03 | 1994-07-19 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Thermal protection device using the vaporization and superheating of a rechargeable liquid |
| RU2225330C1 (en) * | 2002-08-23 | 2004-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева" | Method of thermal protection of flying vehicle and device for realization of this method |
| RU2269170C1 (en) * | 2004-09-21 | 2006-01-27 | Открытое акционерное общество "Техприбор" | Device for thermal and mechanical protection of object |
| US8864073B1 (en) * | 2011-07-27 | 2014-10-21 | The Boeing Company | Aeroshell thermal protection system and method |
-
2017
- 2017-03-09 RU RU2017107689A patent/RU2657614C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU485290A2 (en) * | 1973-11-20 | 1975-09-25 | Ордена Трудового Красного Знамени Предприятие П/Я А-1665 | Compensation capacity |
| US5330124A (en) * | 1992-03-03 | 1994-07-19 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Thermal protection device using the vaporization and superheating of a rechargeable liquid |
| RU2225330C1 (en) * | 2002-08-23 | 2004-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева" | Method of thermal protection of flying vehicle and device for realization of this method |
| RU2269170C1 (en) * | 2004-09-21 | 2006-01-27 | Открытое акционерное общество "Техприбор" | Device for thermal and mechanical protection of object |
| US8864073B1 (en) * | 2011-07-27 | 2014-10-21 | The Boeing Company | Aeroshell thermal protection system and method |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2714573C2 (en) * | 2018-07-06 | 2020-02-18 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Cooling system of high-speed aircraft instrumentation compartment |
| RU2719052C1 (en) * | 2019-03-11 | 2020-04-17 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Method for thermal protection of aircraft structural element in-flight and device for its implementation |
| RU2775216C1 (en) * | 2021-06-29 | 2022-06-28 | Виктор Александрович Егоров | Method for protecting aircraft from overheating (melting) for safe flights in dense layers of the atmosphere near the earth surface at cosmic velocity |
| CN114313213A (en) * | 2022-01-05 | 2022-04-12 | 南京航空航天大学 | Novel aircraft wing section high temperature heat transfer system |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2657614C1 (en) | Aircraft thermal protection device | |
| EP2644508B1 (en) | System and method for cooling electrical components | |
| US2922291A (en) | Airborne evaporative cooling system | |
| JP6130643B2 (en) | Storage tank for liquefied fuel | |
| US3082611A (en) | Protective means | |
| US20190345896A1 (en) | High temperature thermal protection system for rockets, and associated methods | |
| CN100423990C (en) | Reverse pulse explosion heat-resistant and damping method for high supersonic aerocraft | |
| US20180229850A1 (en) | Anti-icing system for gas turbine engine | |
| DK156675B (en) | SCREEN FOR PROTECTION AGAINST HEAT | |
| JP2011183841A (en) | Propellant tank and vapor jet emitting device using the same | |
| US20170108321A1 (en) | In-flight insulation generation using matrix-based heat sink for missiles and other flight vehicles | |
| JP7006646B2 (en) | Autonomous driving device with cooling system | |
| CN100423989C (en) | Ablation-free self-adaptive heat-resistant and damping system for high supersonic aerocraft | |
| RU2622181C1 (en) | Thermal protection of unsealed compartments of aircraft powerplant | |
| US2586839A (en) | Purging apparatus for fuel storage spaces and the like | |
| US11384687B2 (en) | Anti-icing system for gas turbine engine | |
| US3440820A (en) | Thermal protection system for missile components subjected to excessive periods of aerodynamic heating | |
| RU2763917C1 (en) | Apparatus for heat protection of an aircraft | |
| RU2620984C1 (en) | Housing of protective board information storage | |
| CN106394938B (en) | Attitude control system thermal protection device of hypersonic-velocity and large-attack-angle reentry vehicle | |
| US3137132A (en) | Internally cooled rocket nozzle | |
| RU2225330C1 (en) | Method of thermal protection of flying vehicle and device for realization of this method | |
| US10627199B1 (en) | Active cooling system for electronics on a missile | |
| RU2714573C2 (en) | Cooling system of high-speed aircraft instrumentation compartment | |
| US5803159A (en) | Integrated fin-heat pipe |