RU2724188C1 - Heat-insulating coating of high-speed aircraft body (embodiments) - Google Patents

Heat-insulating coating of high-speed aircraft body (embodiments) Download PDF

Info

Publication number
RU2724188C1
RU2724188C1 RU2019125015A RU2019125015A RU2724188C1 RU 2724188 C1 RU2724188 C1 RU 2724188C1 RU 2019125015 A RU2019125015 A RU 2019125015A RU 2019125015 A RU2019125015 A RU 2019125015A RU 2724188 C1 RU2724188 C1 RU 2724188C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
heat
insulating
layers
gap
low emissivity
Prior art date
Application number
RU2019125015A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Вадим Вадимович Назаренко
Сергей Михайлович Будыка
Олег Сергеевич Измалкин
Александра Анатольевна Дмитриева
Сергей Васильевич Пилипчук
Original Assignee
Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" filed Critical Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения"
Priority to RU2019125015A priority Critical patent/RU2724188C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2724188C1 publication Critical patent/RU2724188C1/en

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
    • B64G1/52—Protection, safety or emergency devices; Survival aids
    • B64G1/58—Thermal protection, e.g. heat shields
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/34—Protection against overheating or radiation, e.g. heat shields; Additional cooling arrangements

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Critical Care (AREA)
  • Emergency Medicine (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

FIELD: aviation; astronautics.
SUBSTANCE: invention relates to aircraft, rocket and space engineering. Heat-protective coating of housing of high-speed aircraft is made in form of layer of heat-shielding composite material, one or more layers of heat-insulating material, wherein heat-insulating and heat-insulating layers, and/or heat-insulating layer with shell of power casing, and/or layers of heat-insulating material are arranged with a gap, in which one or more surfaces of layers are lined with material with high reflecting and low emissivity. One or more metal screens with high reflecting and low emissivity can be located in the gap. Surfaces of contact of lining with material are made smooth or rough.
EFFECT: technical result is providing temperature modes of aircraft body.
6 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной, ракетной и космической технике.The invention relates to aircraft, rocket and space technology.

Известна плиточная пассивная теплозащита, применяемая на таких аппаратах, как орбитальные корабли «Буран» и «Space Shuttle» («Авиационные материалы и технологии», спецвыпуск 2013, стр. 41). Теплозащитное покрытие (ТЗП) состоит из теплозащитных элементов, покрывающих корпус аппарата наподобие чешуи и состоящих из волокнистой кварцевой теплозащитной плитки, эрозионностойкого и лакового покрытий, демпфирующей прокладки и клея, соединяющего демпфирующую прокладку с плиткой и с корпусом аппарата.Known tiled passive thermal protection used on devices such as the Buran and Space Shuttle orbital ships (Aviation Materials and Technologies, special issue 2013, p. 41). A heat-shielding coating (TZP) consists of heat-shielding elements covering the body of the device like scales and consisting of fibrous quartz heat-shielding tile, erosion-resistant and varnish coatings, damping gaskets and glue connecting the damping gasket to the tile and to the device body.

Основным недостатком такой теплозащиты является большое количество элементов (порядка 37500 штук). Унос даже нескольких из них может привести к тому, что температурные режимы на отдельных участках корпуса аппарата не будут соблюдены. Кроме того, плиточная теплозащита не увеличивает несущей способности корпуса аппарата. Серьезным недостатком кварцевых керамических плиток является их чрезвычайная хрупкость и низкая прочность.The main disadvantage of such thermal protection is a large number of elements (about 37500 pieces). The ablation of even several of them can lead to the fact that the temperature regimes in individual sections of the apparatus body will not be observed. In addition, tiled thermal protection does not increase the bearing capacity of the apparatus body. A serious drawback of quartz ceramic tiles is their extreme fragility and low strength.

Известна система высокотемпературной тепловой защиты многоразовых возвращаемых аппаратов и гиперзвуковых летательных аппаратов, состоящая из отдельных многослойных (не менее трех слоев) теплоизоляционных панелей (патент US 4925134). Первый или внешний слой теплозащиты состоит из внешнего и внутреннего листов металлической фольги с расположенным между ними рифленым листом металлической фольги. Второй слой представляет собой пакет гофрированных металлических листов с направлением гофра, повернутым на 90 градусов между соседними слоями, и расположенные между соседними гофрированными листами керамические волокна, имеющие определенную величину теплоизоляции. Третий слой аналогичен первому. Четвертый слой представляет собой пакет керамических волокон, отделенных друг от друга соответствующими не несущими, отражающими инфракрасное излучение слоями фольги. Если используется четвертый слой, он располагается между вторым и третьим слоями.A known system of high-temperature thermal protection of reusable returnable devices and hypersonic aircraft, consisting of individual multilayer (at least three layers) heat-insulating panels (patent US 4925134). The first or outer layer of thermal protection consists of external and internal sheets of metal foil with a corrugated sheet of metal foil located between them. The second layer is a package of corrugated metal sheets with a corrugation direction rotated 90 degrees between adjacent layers, and ceramic fibers located between adjacent corrugated sheets having a certain amount of thermal insulation. The third layer is similar to the first. The fourth layer is a package of ceramic fibers, separated from each other by corresponding non-bearing, reflecting infrared radiation foil layers. If a fourth layer is used, it is located between the second and third layers.

Как и в предыдущем варианте, теплозащита состоит из отдельных панелей, и обладает перечисленными выше недостатками.As in the previous version, thermal protection consists of separate panels, and has the above disadvantages.

Известна термостойкая система теплозащиты, состоящая из теплоизоляционного слоя и теплозащитного композиционного слоя, включающего композиты с керамической матрицей, армированной теплостойкими волокнами и содержащей сублимирующее твердое вещество (патент RU 2509040 С2). Теплозащита обеспечивается за счет интенсивного уноса тепла при испарении сублимирующего материала и низкой теплопроводности материала теплоизоляционного слоя.A heat-resistant thermal protection system is known, consisting of a heat-insulating layer and a heat-protective composite layer, including composites with a ceramic matrix reinforced with heat-resistant fibers and containing sublimating solid (patent RU 2509040 C2). Thermal protection is ensured by intensive heat transfer during evaporation of the sublimating material and low thermal conductivity of the material of the heat-insulating layer.

Подобное ТЗП целесообразно использовать на наиболее теплонагруженных частях летательного аппарата, таких как носок и кромки, в то время как применение такой ТЗП на всей поверхности корпуса аппарата приведет к ухудшению массовых и экономических показателей конструкции.It is advisable to use such a TZP on the most heat-loaded parts of the aircraft, such as the nose and edges, while the use of such a TZP on the entire surface of the aircraft’s body will lead to a deterioration in the mass and economic parameters of the structure.

Технической задачей предлагаемого изобретения является обеспечение заданных температурных режимов корпуса высокоскоростного летательного аппарата (ВЛА) с обеспечением его несущей способности при одновременной минимизации толщины пакета ТЗП.The technical task of the invention is to provide the specified temperature conditions of the hull of a high-speed aircraft (VLA) while ensuring its load-bearing capacity while minimizing the thickness of the package TZP.

Решением поставленной задачи является ТЗП корпуса ВЛА, выполненное в виде слоя теплозащитного композиционного материала, одного и более слоев теплоизоляционного материала, в котором теплозащитный и теплоизоляционный слои и/или теплоизоляционный слой с оболочкой силового корпуса размещены с зазором, в котором одна и более поверхности слоев облицованы материалом с высокой отражательной и низкой излучательной способностями.The solution to this problem is the TZP of the VLA hull, made in the form of a layer of heat-insulating composite material, one or more layers of heat-insulating material, in which the heat-shielding and heat-insulating layers and / or heat-insulating layer with the shell of the power case are placed with a gap in which one or more of the surface of the layers are lined material with high reflectivity and low emissivity.

Теплоизоляционный материал может состоять из нескольких слоев, один и более из которых размещены друг относительно друга с зазором, в котором одна и более поверхности слоев облицованы материалом с высокой отражательной и низкой излучательной способностями.The heat-insulating material may consist of several layers, one or more of which are placed relative to each other with a gap in which one or more surfaces of the layers are lined with a material with high reflective and low emissivity.

В зазоре могут быть размещены один и более металлических экранов с высокой отражательной и низкой излучательной способностями.One or more metal screens with high reflectivity and low emissivity can be placed in the gap.

Поверхность контакта облицовки с теплоизоляционным материалом и/или оболочкой силового корпуса может быть выполнена шероховатой, если в зоне контакта преобладает кондуктивный теплообмен, или гладкой, если в зоне контакта преобладает радиационный теплообмен.The contact surface of the lining with the heat-insulating material and / or the shell of the power casing can be roughened if conductive heat transfer predominates in the contact zone, or smooth if radiation heat exchange prevails in the contact zone.

ТЗП корпуса ВЛА может быть выполнено в виде теплозащитного слоя из композиционного материала, размещенного с зазором относительно оболочки силового корпуса. В зазоре расположены один и более металлических экранов с высокой отражательной и низкой излучательной способностями, а поверхность теплозащитного слоя и/или поверхность оболочки силового корпуса, контактирующие с зазором, облицованы материалом с высокой отражательной и низкой излучательной способностями.TZP of the VLA case can be made in the form of a heat-protective layer of composite material placed with a gap relative to the shell of the power case. One or more metal screens with high reflective and low emissivity are located in the gap, and the surface of the heat-shielding layer and / or the shell surface of the power housing in contact with the gap are lined with material with high reflective and low emissivity.

Для пояснения изобретения представлены следующие графические материалы:To explain the invention, the following graphic materials are presented:

- на фиг. 1 представлены примеры пакетов ТЗП, где 1 - теплозащитный слой, 2 - теплоизоляционный слой, 3 - силовая оболочка корпуса, 4 - облицовка, 5 - экран;- in FIG. 1 shows examples of TZP packages, where 1 is a heat-insulating layer, 2 is a heat-insulating layer, 3 is a power shell, 4 is a lining, 5 is a screen;

Исходя из уровней тепловых нагрузок, критичным элементом корпуса ВЛА является его тепловая защита. Выполнение требований к летно-техническим характеристикам требует синтеза материалов и пакетов тепловой защиты из этих материалов, обеспечивающих восприятие необходимых уровней теплового воздействия с сохранением работоспособности конструкции.Based on the levels of thermal loads, a critical element of the VLA hull is its thermal protection. Fulfillment of the requirements for flight performance requires the synthesis of materials and thermal protection packages from these materials, ensuring the perception of the necessary levels of heat exposure while maintaining the design's operability.

Основные усилия по выбору теплоизоляционных материалов и пакетов пассивной тепловой защиты, обеспечивающих понижение температурного режима во внутреннем объеме корпуса ВЛА, сконцентрированы на оптимизации ТЗП корпуса ВЛА с применением современных теплозащитных материалов, теплоизоляционных материалов разной плотности, экранов с высокой отражательной способностью и других элементов.The main efforts to select heat-insulating materials and passive thermal protection packages that ensure lowering the temperature regime in the internal volume of the VLA hull are concentrated on optimizing the thermal protection characteristics of the VLA hull using modern heat-shielding materials, heat-insulating materials of different densities, high reflectivity screens and other elements.

В предложенном пакете ТЗП слой теплозащитного материала предназначен для обеспечения стойкости корпуса ВЛА к воздействию высокотемпературного воздушного потока и восприятия аэродинамических нагрузок.In the proposed TZP package, a layer of heat-shielding material is designed to ensure the resistance of the VLA body to the effects of high-temperature air flow and the perception of aerodynamic loads.

Совокупность характеристик слоя теплозащитного материала и исполнение его в виде повторяющей контур корпуса единой конструкции, позволяют воспринимать высокие рабочие давления от высокотемпературного воздушного потока, сохранять геометрические параметры без изменения, обеспечить работоспособность элементов теплозащитного корпуса в условиях воздействия внешних факторов.The combination of characteristics of the layer of heat-shielding material and its execution in the form of a single structure repeating the contour of the casing make it possible to perceive high working pressures from the high-temperature air flow, maintain geometric parameters unchanged, ensure the performance of the elements of the heat-shielding casing under the influence of external factors.

Такое исполнение теплозащитного слоя позволяет также уменьшить плотность теплоизоляционного слоя, поскольку исчезает необходимость восприятия нагрузок, приходящих с теплозащитного слоя (как это происходит, например, в плиточной ТЗП). Как следствие, уменьшается вес ТЗП в целом.This embodiment of the heat-insulating layer also allows to reduce the density of the heat-insulating layer, since the need for perceiving the loads coming from the heat-insulating layer (as is the case, for example, in a tiled thermal protection layer) disappears. As a result, the weight of TZP as a whole decreases.

Теплоизоляцию выполняют из одного и более слоев теплоизоляционных материалов, которые могут различаться по теплофизическим характеристикам (теплоемкость, коэффициент теплопроводности и интегральной (спектральной) излучательной способности, максимальная рабочая температура, спектральные коэффициенты поглощения и рассеивания излучения). Выбор конкретного материала производится в зависимости от температуры в заданном слое теплоизоляции.Thermal insulation is performed from one or more layers of heat-insulating materials, which can differ in thermal characteristics (heat capacity, coefficient of thermal conductivity and integrated (spectral) emissivity, maximum operating temperature, spectral absorption and scattering coefficients of radiation). The choice of a specific material is made depending on the temperature in a given insulation layer.

Зазоры, предусмотренные в предлагаемом пакете теплозащиты, позволяют исключить кондуктивный теплообмен между слоями.The gaps provided in the proposed thermal protection package, eliminate the conductive heat exchange between the layers.

Облицовка с высокой отражательной способностью снижает интенсивность радиационного теплообмена путем частичного отражения энергии теплового (инфракрасного) излучения. В зависимости от механизма теплопередачи, реализующемся при данной температуре в теплоизоляционном материале, внутренние поверхности облицовок (т.е. поверхности контакта теплоизоляции и облицовки) и наружная поверхность силового корпуса выполняются с заданной степенью шероховатости. В случае, если в зоне контакта теплоизоляции и облицовки (и/или силового корпуса) (металлических элементов) преобладает кондуктивный теплообмен, поверхность контакта выполняют шероховатой с целью увеличения контактного термического сопротивления. В случае, если в зоне контакта теплоизоляции и облицовки (силового корпуса) преобладает радиационный теплообмен, поверхность контакта выполняют полированной (доведенной, гладкой) с целью повышения экранирующих свойств.A lining with high reflectivity reduces the intensity of radiation heat transfer by partially reflecting the energy of thermal (infrared) radiation. Depending on the heat transfer mechanism that is realized at a given temperature in the heat-insulating material, the inner surfaces of the claddings (i.e., the contact surfaces of the thermal insulation and the cladding) and the outer surface of the power casing are made with a given degree of roughness. If in the contact zone of thermal insulation and cladding (and / or the power casing) (metal elements) conductive heat transfer predominates, the contact surface is roughened in order to increase contact thermal resistance. In the event that radiation heat exchange predominates in the contact zone of the insulation and cladding (power casing), the contact surface is polished (finished, smooth) in order to increase the shielding properties.

Экраны с высокой отражательной способностью также снижают интенсивность радиационного теплообмена путем частичного отражения энергии инфракрасного излучения.High reflectivity screens also reduce the intensity of radiation heat transfer by partially reflecting the energy of infrared radiation.

В качестве материалов для облицовки и экранов могут быть использованы алюминий, золото, серебро, платина и другие. Выбор материалов экранов производят в соответствии с зависимостями спектральных характеристик теплозащиты, теплоизоляции и металлов в рассматриваемом интервале температур.As materials for cladding and screens can be used aluminum, gold, silver, platinum and others. The choice of screen materials is made in accordance with the dependences of the spectral characteristics of thermal protection, thermal insulation and metals in the considered temperature range.

Благодаря тому, что теплозащитный слой воспринимает на себя внешние нагрузки, при достаточной эффективности экранов для обеспечения заданных температур на оболочке силового корпуса, возможно исключить слои теплоизоляции.Due to the fact that the heat-shielding layer takes on external loads, with sufficient efficiency of the screens to ensure the specified temperatures on the shell of the power housing, it is possible to exclude layers of thermal insulation.

Предлагаемое теплозащитное покрытие корпуса высокоскоростного летательного аппарата или возвращаемого космического аппарата позволяет обеспечить заданные тепловые режимы, прочностные характеристики и работоспособность корпуса ВЛА без введения дополнительных сложных систем охлаждения и без увеличения толщины пакета тепловой защиты.The proposed heat-resistant coating of the hull of a high-speed aircraft or a returning spacecraft allows you to provide the specified thermal conditions, strength characteristics and performance of the VLA hull without introducing additional complex cooling systems and without increasing the thickness of the thermal protection package.

Claims (6)

1. Теплозащитное покрытие корпуса высокоскоростного летательного аппарата, выполненное в виде слоя теплозащитного композиционного материала, одного и более слоев теплоизоляционного материала, отличающееся тем, что теплозащитный и теплоизоляционный слои и/или теплоизоляционный слой с оболочкой силового корпуса размещены с зазором, в котором одна и более поверхностей слоев облицованы материалом с высокой отражательной и низкой излучательной способностями.1. The heat-insulating coating of the hull of a high-speed aircraft, made in the form of a layer of heat-insulating composite material, one or more layers of heat-insulating material, characterized in that the heat-insulating and heat-insulating layers and / or heat-insulating layer with the shell of the power hull are placed with a gap in which one or more the surfaces of the layers are lined with material with high reflective and low emissivity. 2. Теплозащитное покрытие по п. 1, отличающееся тем, что теплоизоляционный материал состоит из нескольких слоев, причем один и более слоев размещены друг относительно друга с зазором, в котором одна и более поверхностей слоев облицованы материалом с высокой отражательной и низкой излучательной способностями.2. The heat-insulating coating according to claim 1, characterized in that the heat-insulating material consists of several layers, and one or more layers are placed relative to each other with a gap in which one or more surfaces of the layers are faced with a material with high reflective and low emissivity. 3. Теплозащитное покрытие по пп. 1 и 2, отличающееся тем, что в зазоре размещены один и более металлических экранов с высокой отражательной и низкой излучательной способностями.3. Thermal insulation coating according to paragraphs. 1 and 2, characterized in that the gap contains one or more metal screens with high reflective and low emissivity. 4. Теплозащитное покрытие по пп. 1 и 2, отличающееся тем, что поверхность контакта облицовки с теплоизоляционным материалом и/или оболочкой силового корпуса выполнена шероховатой для увеличения контактного термического сопротивления.4. Thermal insulation coating according to paragraphs. 1 and 2, characterized in that the contact surface of the lining with the heat-insulating material and / or the shell of the power casing is roughened to increase the contact thermal resistance. 5. Теплозащитное покрытие по пп. 1 и 2, отличающееся тем, что поверхность контакта облицовки с теплоизоляционным материалом и/или оболочкой силового корпуса выполнена гладкой для повышения экранирующих свойств.5. Thermal insulation coating according to paragraphs. 1 and 2, characterized in that the contact surface of the lining with the heat-insulating material and / or the shell of the power casing is made smooth to increase the shielding properties. 6. Теплозащитное покрытие корпуса высокоскоростного летательного аппарата, выполненное в виде теплозащитного слоя из композиционного материала, отличающееся тем, что теплозащитный слой с оболочкой силового корпуса размещены с зазором, в котором расположены один и более металлических экранов с высокой отражательной и низкой излучательной способностями, а поверхность теплозащитного слоя и/или поверхность оболочки силового корпуса, контактирующие с зазором, облицованы материалом с высокой отражательной и низкой излучательной способностями.6. The heat-insulating coating of the hull of a high-speed aircraft made in the form of a heat-shielding layer made of composite material, characterized in that the heat-shielding layer with the shell of the power case is placed with a gap in which one or more metal screens with high reflective and low emissivity are located, and the surface a heat-shielding layer and / or the shell surface of the power housing in contact with the gap is lined with a material with high reflective and low emissivity.
RU2019125015A 2019-08-07 2019-08-07 Heat-insulating coating of high-speed aircraft body (embodiments) RU2724188C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019125015A RU2724188C1 (en) 2019-08-07 2019-08-07 Heat-insulating coating of high-speed aircraft body (embodiments)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019125015A RU2724188C1 (en) 2019-08-07 2019-08-07 Heat-insulating coating of high-speed aircraft body (embodiments)

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2724188C1 true RU2724188C1 (en) 2020-06-22

Family

ID=71135919

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019125015A RU2724188C1 (en) 2019-08-07 2019-08-07 Heat-insulating coating of high-speed aircraft body (embodiments)

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2724188C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2771553C1 (en) * 2021-05-04 2022-05-05 Акционерное общество "Опытное конструкторское бюро "Новатор" Complex heat-protective coating of metal structures of the airframe of high-speed aerial vehicles
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 (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4925134A (en) * 1987-12-09 1990-05-15 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gesellschaft Mit Beschraenkter Haftung High temperature heat shield system
RU2383476C1 (en) * 2008-12-25 2010-03-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" Flexible system of descent spacecraft thermal protection
RU2509040C2 (en) * 2012-03-22 2014-03-10 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт химии твердого тела и механохимии Сибирского отделения Российской академии наук (ИХТТМ СО РАН) Heat-resistance system for surface heat protection of hypersonic aircraft and shuttle spacecraft
RU2593184C2 (en) * 2014-09-15 2016-07-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) Heat-resistant coating of aircraft body

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4925134A (en) * 1987-12-09 1990-05-15 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gesellschaft Mit Beschraenkter Haftung High temperature heat shield system
RU2383476C1 (en) * 2008-12-25 2010-03-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" Flexible system of descent spacecraft thermal protection
RU2509040C2 (en) * 2012-03-22 2014-03-10 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт химии твердого тела и механохимии Сибирского отделения Российской академии наук (ИХТТМ СО РАН) Heat-resistance system for surface heat protection of hypersonic aircraft and shuttle spacecraft
RU2593184C2 (en) * 2014-09-15 2016-07-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) Heat-resistant coating of aircraft body

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2771553C1 (en) * 2021-05-04 2022-05-05 Акционерное общество "Опытное конструкторское бюро "Новатор" Complex heat-protective coating of metal structures of the airframe of high-speed aerial vehicles
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
RU2785374C1 (en) * 2022-03-21 2022-12-07 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации High-speed aircraft wing compartment hull

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Le et al. Advanced sandwich structures for thermal protection systems in hypersonic vehicles: A review
EP0586000B1 (en) Non-metallic thermally conductive honeycomb thrust reverser inner wall
RU2087392C1 (en) Composite shell for thermal and electrostatic protection (versions)
US20100251721A1 (en) Stacked laminate gas turbine component
RU2724188C1 (en) Heat-insulating coating of high-speed aircraft body (embodiments)
EP3650214B1 (en) Insulation material for thermal and/or acoustic insulation
EP0391935A1 (en) Sound attenuation system for jet aircraft engines
US5108802A (en) Internally damped thin-walled, composite longitudinal member having dedicated internal constraining layers
US8222165B2 (en) Composite fire shield
CN111038680A (en) Fire-proof heat insulation product
EP1701881B1 (en) Aircraft fuselage
US3130940A (en) Heat shield
CN111107989B (en) Heat insulation board
Myers et al. Parametric weight comparison of current and proposed thermal protection system (TPS) concepts
Chiu et al. Reusable surface insulations for reentry spacecraft
Klein Infrared missile domes: is there a figure of merit for thermal shock?
Shiryaev et al. On the issue of reducing the temperature heating of the airframe structure of a supersonic aircraft
Cox et al. Design issues in using integral textile ceramic composites in turbine engine combustors
US11162427B2 (en) Thermal blanket for gas turbine engine
CN110834712B (en) Be applicable to high temperature resistant thermal plug structure of dismantling
Hammond et al. Optimization of Base Thermal Protection System for Advanced Saturn II Boosters Employing Strap-On Solid-Propellant Motors
Ghosn et al. Residual Stresses in Thermal Barrier Coatings for a Cu–8Cr–4Nb Substrate System
GB2626037A (en) Missile structure
Grallert et al. Metallic thermal protection system design for aerospace structures
Shore Review of convectively cooled structures for hypersonic flight