RU2763917C1 - Apparatus for heat protection of an aircraft - Google Patents
Apparatus for heat protection of an aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2763917C1 RU2763917C1 RU2021120537A RU2021120537A RU2763917C1 RU 2763917 C1 RU2763917 C1 RU 2763917C1 RU 2021120537 A RU2021120537 A RU 2021120537A RU 2021120537 A RU2021120537 A RU 2021120537A RU 2763917 C1 RU2763917 C1 RU 2763917C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- foil
- refrigerant
- modules
- aircraft
- temperature
- 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
- B64G1/52—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)
- Cooling Or The Like Of Electrical Apparatus (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемое техническое решение относится к теплотехнике и может быть использовано преимущественно в системах охлаждения бортовой аппаратуры различных отсеков высокоскоростных летательных аппаратов (ЛА).The proposed technical solution relates to heat engineering and can be used mainly in the cooling systems of on-board equipment of various compartments of high-speed aircraft (LA).
Требования к таким системам включают: минимальный объем, простоту и надежность конструкции, сохранение работоспособности после длительного хранения, эффективный отвод тепла в условиях внешних механических воздействий при любой ориентации в гравитационном поле.The requirements for such systems include: minimum volume, simplicity and reliability of the design, maintenance of performance after long-term storage, efficient heat removal under external mechanical influences at any orientation in the gravitational field.
Полет ЛА со сверхзвуковыми скоростями сопровождается увеличением аэродинамического нагрева конструкции отсеков, в том числе и приборных. Приемлемые температурные условия для функционирования аппаратуры обеспечиваются как защитой конструкции отсека от внешних теплопритоков путем его теплоизолирования, так и использованием других способов и средств, основанных, например, на тепломассообмене испарением.The flight of an aircraft at supersonic speeds is accompanied by an increase in aerodynamic heating of the compartment structure, including the instrument compartments. Acceptable temperature conditions for the functioning of the equipment are provided both by protecting the compartment structure from external heat inflows by insulating it, and by using other methods and means based, for example, on heat and mass transfer by evaporation.
Известно устройство для тепловой защиты объекта (патент РФ № 2269170, 27.01.2006), содержащее последовательно расположенные слои: наружный, промежуточный и внутренний. 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 соединения, содержащие кристаллизационную воду. Этот слой заключен между наружной и внутренней теплоотражающими прокладками.A device for thermal protection of an object is known (RF patent No. 2269170, January 27, 2006), containing sequentially arranged layers: outer, intermediate and inner. On the outer surface of the outer shock-resistant layer made of heat-resistant metal and perforated with drainage holes, a bimorph heat-shielding coating of a heat-insulating composite material is formed. The intermediate heat-shielding layer is made of refractory dry material and is designed for passive heat protection of the stored object. The inner heat-shielding layer, intended for active protection of the stored object, is formed from a material, which includes compounds containing crystallization water. This layer is enclosed between the outer and inner heat-reflecting pads.
Известное изобретение позволяет обеспечить защиту сохраняемого объекта при воздействии на него механических и тепловых нагрузок при воздействии температуры 1100°С в течение 1 часа, а также при действии температуры 260°С в течение 10 часов.The known invention makes it possible to protect the stored object when exposed to mechanical and thermal loads when exposed to a temperature of 1100°C for 1 hour, and also 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 потока, противодействующего дренажу водяных паров через отверстия во внешних теплозащитных слоях. Без отвода водяных паров внутренний слой не работоспособен, т.к. при внешнем нагреве будет существенно повышаться давление внутри активной защиты и, соответственно, значительно повышаться температура испарения хладагента и защищаемого объекта.However, this technical solution, namely, the inner heat-shielding layer containing crystalline hydrates, intended for active protection of the stored object, is not operable under conditions of a significant external aerodynamic flow that counteracts the drainage of water vapor through holes in the outer heat-shielding layers. Without the removal of water vapor, the inner layer is not operational, because. with external heating, the pressure inside the active protection will increase significantly and, accordingly, the evaporation temperature of the refrigerant and the protected object will increase significantly.
Наиболее близким по сущности к предлагаемому техническому решению является устройство тепловой защиты летательного аппарата (патент РФ № 2657614, 14.06.2017), выполненное в виде внешней и внутренней оболочек и содержащее охлаждающий пропитанный хладагентом пористый материал, закрепленный на внешней поверхности внутренней оболочки и выполненный в виде сегментов, закрепленных по всей поверхности оболочки с определенными зазорами. 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 аэродинамического напора. При этом оболочки выполнены соосно и эквидистантно друг относительно друга, а на внешней поверхности внешней оболочки может быть установлен дополнительный слой теплоизоляции в виде теплозащитного экрана из жаропрочного материала.The closest in essence to the proposed technical solution is a thermal protection device for an aircraft (RF patent No. 2657614, 06/14/2017), made in the form of outer and inner shells and containing a cooling porous material impregnated with a refrigerant, fixed on the outer surface of the inner shell and made in the form segments fixed over the entire surface of the shell with certain gaps. At the rear end of the device in the direction of flight of the aircraft, holes are made to drain the refrigerant vapor through the steam lines into the cavity of the unpressurized compartment of the aircraft, which is not subject to external aerodynamic pressure. In this case, the shells are made coaxially and equidistantly relative to each other, and an additional layer of thermal insulation in the form of a heat-shielding screen made of heat-resistant material can be installed on the outer surface of the outer shell.
Преимущества известного устройства теплозащиты заключаются в простоте конструкции, работоспособной в условиях высокого внешнего аэродинамического давления.The advantages of the known thermal protection device are the simplicity of the design, operable under conditions of high external aerodynamic pressure.
К недостаткам такого решения следует отнести нестойкость охлаждающего материала в течение продолжительного периода хранения. Охлаждающий материал должен быть капиллярно-пористым неметаллом, например выполненным из поливинилформали, способной удерживать в порах значительную долю по массе жидкого вещества - хладагента, в качестве которого могут быть использованы вода, водоспиртовые растворы и т.п. Пропитанный хладагентом капиллярно-пористый материал в течение продолжительного периода хранения (более 10-20 лет) теряет форму и утрачивает способность удерживать рабочее вещество. В результате капиллярно-пористый материал и хладагент превращаются в однородную субстанцию.The disadvantages of this solution include the instability of the cooling material during a long period of storage. The cooling material must be a capillary-porous non-metal, for example, made of polyvinylformal, capable of holding in the pores a significant proportion by weight of a liquid substance - a refrigerant, which can be used as water, water-alcohol solutions, etc. The capillary-porous material impregnated with refrigerant during a long period of storage (more than 10-20 years) loses its shape and loses its ability to hold the working substance. As a result, the capillary-porous material and the refrigerant are converted into a homogeneous substance.
В основу предлагаемого технического решения поставлена техническая задача повышения эффективности и надежности тепловой защиты отсеков ЛА с бортовой аппаратурой, функционирующей в условиях воздействия высоких температур окружающей среды.The proposed technical solution is based on the technical problem of increasing the efficiency and reliability of the thermal protection of aircraft compartments with on-board equipment operating under high ambient temperatures.
Технический результат предлагаемого технического решения заключается в создании устройства с функциями теплозащиты и отвода внешнего теплового потока испарением, работающего при любой ориентации в пространстве в условиях воздействия внешних механических нагрузок и высоких температур окружающей среды и способного сохранять характеристики после длительного периода хранения.The technical result of the proposed technical solution is to create a device with the functions of thermal protection and removal of external heat flux by evaporation, operating at any orientation in space under the influence of external mechanical loads and high ambient temperatures and capable of maintaining characteristics after a long period of storage.
Данный технический результат достигается тем, что в устройстве тепловой защиты летательного аппарата, выполненном в виде внешней и внутренней соосно и эквидистантно расположенных друг относительно друга оболочек с выполненными на заднем торце устройства по направлению полета ЛА отверстиями для отвода паров хладагента, устройство снабжено заполненными хладагентом модулями капсульного типа, выполненными из капиллярно-пористого сетчатого металлического материала, облицованного со всех сторон фольгой,, модули жестко закреплены на всей площади с внешней поверхностью внутренней оболочки с образованием зазора для выхода паров хладагента между внешней поверхностью модулей и внутренней поверхностью внешней обечайки, при этом фольга, закрывающая внешнюю поверхность модулей, имеет малую степень черноты, а толщина фольги выбрана из соотношения:This technical result is achieved by the fact that in the thermal protection device of the aircraft, made in the form of external and internal coaxially and equidistant shells located relative to each other with holes made on the rear end of the device in the direction of flight of the aircraft for the removal of refrigerant vapor, the device is equipped with capsule modules filled with refrigerant type, made of a capillary-porous mesh metal material, lined with foil on all sides, the modules are rigidly fixed over the entire area with the outer surface of the inner shell with the formation of a gap for the release of refrigerant vapor between the outer surface of the modules and the inner surface of the outer shell, while the foil, covering the outer surface of the modules, has a low degree of blackness, and the thickness of the foil is selected from the ratio:
где δ - толщина фольги, м;where δ - foil thickness, m;
Ро - давление заправки хладагента, Па;Ro - refrigerant charge pressure, Pa;
β - степень заполнения модуля хладагентом;β - degree of module filling with refrigerant;
α - коэффициент температурного расширения хладагента, 1/К;α - coefficient of thermal expansion of the refrigerant, 1/K;
ΔT - перепад температур между температурой заправки хладагента и допустимой температурой аппаратуры приборного отсека, К;ΔT - temperature difference between the refrigerant charge temperature and the allowable temperature of the instrument compartment equipment, K;
Dэкв - эквивалентный размер (диаметр) внешней поверхности модуля, м;D equiv - equivalent size (diameter) of the outer surface of the module, m;
S - относительное удлинение фольги;S - relative elongation of the foil;
σ - предел прочности фольги, Па.σ - foil strength, Pa.
Конструктивные признаки нового предложенного технического решения обуславливают достижение заявленного результата.The design features of the new proposed technical solution determine the achievement of the claimed result.
Модули капсульного типа с содержащимся в них хладагентом, выполненные из капиллярно-пористого сетчатого материала, облицованного со всех сторон фольгой, в начале рабочего процесса (полета ЛА с высокой скоростью) функционируют в качестве термического сопротивления. Герметизирующая объем модулей фольга, внешняя поверхность которой имеет малую степень черноты, необходима для снижения теплового потока излучением от внешней оболочки к хладагенту.Capsule-type modules with a refrigerant contained in them, made of a capillary-porous mesh material lined with foil on all sides, at the beginning of the working process (aircraft flight at high speed) function as a thermal resistance. The foil sealing the volume of the modules, the outer surface of which has a low degree of blackness, is necessary to reduce the heat flux by radiation from the outer shell to the refrigerant.
После нагрева (ΔT) хладагента до допустимой температуры аппаратуры, сопровождающегося увеличением объема хладагента, фольга разрывается и модули разгерметизируются. Хладагент нагревается, кипит и испаряется с поглощением значительной доли теплового потока. При этом снижается температура внутренней оболочки, тем самым предохраняя аппаратуру приборного отсека от перегрева.After heating (ΔT) of the refrigerant to the permissible temperature of the equipment, accompanied by an increase in the volume of the refrigerant, the foil breaks and the modules are depressurized. The refrigerant heats up, boils and evaporates with the absorption of a significant portion of the heat flux. This reduces the temperature of the inner shell, thereby protecting the equipment of the instrument compartment from overheating.
Зазор между внешней поверхностью модулей и внутренней поверхностью внешней обечайки необходим для отвода паров хладагента, которые поступают в задний торец устройства и проходят через отверстия по паропроводам в полость негерметичного отсека ЛА, откуда и сбрасываются в окружающее пространство.The gap between the outer surface of the modules and the inner surface of the outer shell is necessary to remove the refrigerant vapors that enter the rear end of the device and pass through the holes through the steam lines into the cavity of the unpressurized aircraft compartment, from where they are discharged into the surrounding space.
Капиллярно-пористый сетчатый материал удерживает хладагент (жидкую фазу) в объеме модулей при любом их расположении в пространстве и, одновременно, благодаря сетчатой структуре, пропускает пары хладагента.The capillary-porous mesh material retains the refrigerant (liquid phase) in the volume of the modules at any location in space and, at the same time, due to the mesh structure, passes the refrigerant vapor.
Степень заполнения объема модулей хладагентом выбирают из условия обеспечения разрыва фольги на поверхности модулей со стороны зазора при достижении температуры хладагента, равной допустимой температуре аппаратуры приборного отсека.The degree of filling of the volume of the modules with the refrigerant is selected from the condition of ensuring the rupture of the foil on the surface of the modules from the side of the gap when the temperature of the refrigerant is equal to the allowable temperature of the instrument compartment equipment.
По выявленному авторами в результате исследований соотношению заранее определяют важный параметр - толщину фольги 5. После расчета толщины фольги по приведенной выше формуле конкретную величину выбирают как ближайшее значение из ряда сортамента толщин фольги, выпускаемых промышленностью, например 0,05 мм и т.д.According to the ratio revealed by the authors as a result of the research, an important parameter is determined in advance - the thickness of the foil 5. After calculating the thickness of the foil according to the above formula, a specific value is chosen as the closest value from a number of ranges of foil thicknesses produced by the industry, for example, 0.05 mm, etc.
Разрыв фольги в определенный момент времени полета ЛА необходим для предотвращения повышения давления в объеме модулей и снижения температуры кипения хладагента и, соответственно, не превышения температуры внутренней обечайки более допустимой температуры защищаемой аппаратуры.Rupture of the foil at a certain point in time of the flight of the aircraft is necessary to prevent the increase in pressure in the volume of the modules and the decrease in the boiling point of the refrigerant and, accordingly, not to exceed the temperature of the inner shell over the permissible temperature of the protected equipment.
Сущность предложенного технического решения поясняется фиг. 1 и 2, на которых схематически изображено устройство тепловой защиты летательного аппарата.The essence of the proposed technical solution is illustrated in Fig. 1 and 2, which schematically show an aircraft thermal protection device.
На фигуре введены следующие обозначения:The figure has the following designations:
1 - защищаемая аппаратура ЛА;1 - protected aircraft equipment;
2 - устройство тепловой защиты (модули капсюльного типа с хладагентом);2 - thermal protection device (capsule-type modules with refrigerant);
3 - внутренняя оболочка;3 - inner shell;
4 - внешняя оболочка;4 - outer shell;
5 - паропроводы;5 - steam pipelines;
6 - дополнительная теплозащита;6 - additional thermal protection;
7 - полость негерметичного отсека;7 - cavity of an unpressurized compartment;
8 - фольга;8 - foil;
9 - капиллярно-пористый сетчатый материал;9 - capillary-porous mesh material;
10 - хладагент;10 - refrigerant;
11 - зазор.11 - gap.
Предложенное устройство тепловой защиты ЛА работает следующим образом.The proposed thermal protection device LA works as follows.
В полете ЛА со сверх- и гиперзвуковыми скоростями под действием внешнего аэродинамического потока происходит нагрев дополнительной теплозащиты 6 и внешней оболочки 4.During the flight of an aircraft at supersonic and hypersonic speeds, under the influence of an external aerodynamic flow, additional thermal protection 6 and outer shell 4 are heated.
Через зазор 11 от внешней оболочки 4 тепловой поток воздействует на модули капсюльного типа устройства тепловой защиты 2, внешняя поверхность которых образована капиллярно-пористым сетчатым материалом 9, покрытого снаружи фольгой 8, которая, выполняя функции герметизации, одновременно, благодаря малой степени черноты поверхности, значительно снижает радиационный тепловой поток от внешней оболочки 4.Through the gap 11 from the outer shell 4, the heat flow acts on the capsule-type modules of the thermal protection device 2, the outer surface of which is formed by a capillary-
В результате температуры хладагента 10 повышается, объем его увеличивается и при достижении значения температуры хладагента, равной допустимой температуре аппаратуры приборного отсека, происходит разрыв фольги 8 на поверхности модуля со стороны зазора 11. Фольга разрывается именно на этой поверхности, т.к. остальные поверхности модулей капсюльного типа находятся в плотном контакте друг с другом и внутренней оболочкой 3.As a result, the temperature of the
Толщину фольги δ определяют заранее по приведенному выше соотношению, учитывающему значения конструктивных параметров модулей.The foil thickness δ is determined in advance according to the above relation, which takes into account the values of the design parameters of the modules.
После разрыва фольги 8 находящийся в модулях капсюльного типа хладагент 10 начинает кипеть и испаряться, пары хладагента по зазору 11 через паропроводы 5 направляются в полость негерметичного отсека 7.After the rupture of the
Движущей силой отвода паров хладагента является градиент между давлением в модулях и давлением в полости негерметичного отсека 7, в котором давление газовой среды значительно ниже и определяется давлением за бортом ЛА.The driving force for the removal of refrigerant vapors is the gradient between the pressure in the modules and the pressure in the cavity of the non-pressurized compartment 7, in which the pressure of the gaseous medium is much lower and is determined by the pressure outside the aircraft.
При работе предложенного устройства тепловой защиты в результате испарения хладагента в модулях капсюльного типа 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 модулях.During the operation of the proposed thermal protection device as a result of the evaporation of the refrigerant in capsule-type modules, the temperature of the inner shell 3 and, accordingly, the temperature of the protected equipment of the aircraft 1 is at the required level, depending on the boiling (evaporation) temperature of the refrigerant, the value of which is determined by the pressure in the modules.
В случае воздействия на устройство тепловой защиты 2 незначительных по мощности внешних тепловых потоков или короткого времени воздействия на внешнюю оболочку 4 в установке теплозащитного экрана 6 нет необходимости.If the thermal protection device 2 is exposed to external heat fluxes that are insignificant in terms of power or a short time of exposure to the outer shell 4, there is no need to install a heat shield 6.
Капиллярно-пористый сетчатый материал 9 представляет собой несколько спеченных слоев тонкой металлической сетки, выполненной, например, из нержавеющей стали. Толщина материала выбирается с учетом действующих в полете ЛА внешних нагрузок и, как правило, не превышает 1-2 мм.The capillary-
Фольга с малой степень черноты ε<0,05 - 0,10, используемая в устройстве, также может быть изготовлена из нержавеющей стали.The low emissivity foil ε<0.05 - 0.10 used in the device can also be made of stainless steel.
В предложенном устройстве в качестве хладагента 10 могут быть использованы вода, водоспиртовые растворы, спирт и т.п.In the proposed device, water, water-alcohol solutions, alcohol, etc. can be used as a
Выполнение основных рабочих частей устройства - герметичных модулей капсюльного типа из облицованных фольгой металлических сеток и использование совместимых с материалом сеток хладагентов обуславливает способность сохранять устройством характеристики после длительного периода хранения (10-20 и более лет).The implementation of the main working parts of the device - hermetic capsule-type modules from foil-lined metal meshes and the use of refrigerant meshes compatible with the material determines the ability of the device to maintain characteristics after a long period of storage (10-20 years or more).
Совокупность предложенных новых признаков технического решения - выполнение испарительного устройства в виде двух оболочек с размещением на внутренней оболочке герметичных модулей капсюльного типа, выполненных оболочкой из капиллярно-пористого сетчатого материала, облицованного со всех сторон фольгой, с расположением хладагента во внутренних объемах модулей и с образованием зазора для выхода паров хладагента между внешней поверхностью модулей и внутренней поверхностью внешней обечайки, - позволяет получить эффективный, обусловленный взаимосвязью признаков, технический результат - новое устройство с функциями теплозащиты и испарения, работающего при любой ориентации в пространстве в условиях воздействия высоких температур окружающей среды и способного сохранять характеристики после длительного периода хранения.The totality of the proposed new features of the technical solution is the implementation of the evaporator device in the form of two shells with the placement of sealed capsule-type modules on the inner shell, made of a shell of capillary-porous mesh material, lined on all sides with foil, with the location of the refrigerant in the internal volumes of the modules and with the formation of a gap for the release of refrigerant vapor between the outer surface of the modules and the inner surface of the outer shell, - allows you to get an effective, due to the relationship of features, technical result - a new device with the functions of heat protection and evaporation, operating at any orientation in space under high ambient temperatures and able to save characteristics after a long period of storage.
Claims (10)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2021120537A RU2763917C1 (en) | 2021-07-13 | 2021-07-13 | Apparatus for heat protection of an aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2021120537A RU2763917C1 (en) | 2021-07-13 | 2021-07-13 | Apparatus for heat protection of an aircraft |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2763917C1 true RU2763917C1 (en) | 2022-01-11 |
Family
ID=80040264
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2021120537A RU2763917C1 (en) | 2021-07-13 | 2021-07-13 | Apparatus for heat protection of an aircraft |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2763917C1 (en) |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5277959A (en) * | 1989-09-21 | 1994-01-11 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of National Aeronautics And Space Administration | Composite flexible blanket insulation |
RU2145563C1 (en) * | 1999-06-25 | 2000-02-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева" | Method of control of aerodynamic loads acting on aircraft compartments and device for realization of this method (versions) |
RU2719529C1 (en) * | 2019-08-07 | 2020-04-21 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Thermal protective coating of high-speed aircraft body |
-
2021
- 2021-07-13 RU RU2021120537A patent/RU2763917C1/en active
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5277959A (en) * | 1989-09-21 | 1994-01-11 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of National Aeronautics And Space Administration | Composite flexible blanket insulation |
RU2145563C1 (en) * | 1999-06-25 | 2000-02-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева" | Method of control of aerodynamic loads acting on aircraft compartments and device for realization of this method (versions) |
RU2719529C1 (en) * | 2019-08-07 | 2020-04-21 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Thermal protective coating of high-speed aircraft body |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5386701A (en) | Human body cooling suit with heat pipe transfer | |
KR101010525B1 (en) | Cooling device for high temperature fluid, flight vehicle having the same and cooling method for high temperature fluid | |
US11535360B1 (en) | Hypersonic leading-edge heat pipe with porous wick, and methods of making and using the same | |
US4129014A (en) | Refrigeration storage and cooling tank | |
US9952026B2 (en) | In-flight insulation generation using matrix-based heat sink for missiles and other flight vehicles | |
WO2023082528A1 (en) | Thermal protection structure and preparation method therefor | |
RU2657614C1 (en) | Aircraft thermal protection device | |
RU2763917C1 (en) | Apparatus for heat protection of an aircraft | |
JP5882292B2 (en) | COOLER, COOLING DEVICE USING SAME, AND METHOD OF COOLING HEAT GENERATOR | |
Ai et al. | Fabrication of lithium/C-103 alloy heat pipes for sharp leading edge cooling | |
RU2681763C1 (en) | Cooling system of the vacuum pipeline for magnet-levitation vehicles | |
RU2622181C1 (en) | Thermal protection of unsealed compartments of aircraft powerplant | |
JP6283410B2 (en) | COOLER, COOLING DEVICE USING SAME, AND METHOD OF COOLING HEAT GENERATOR | |
CN1465957A (en) | High temp. resisting thermal-insulating method for data recording instrument | |
JP2016040505A (en) | Cooler, cooling device using the same, and cooling method of heating element | |
Xie et al. | Investigation on thermal performance of a high-temperature heat-pipe thermal protection structure | |
Xiaodai et al. | Thermal performance study for hybrid SOFI and MLI system used in space | |
RU2705402C1 (en) | Method for providing aircraft instrumentation thermal mode | |
EP3384499A1 (en) | Passive cooling of fission reactor | |
JP5041356B2 (en) | Refractory container lid and refractory container | |
CN2579800Y (en) | High temperature insulation structure for data recorder for ship | |
JPS5828988A (en) | Heat accumulator | |
RU2302271C2 (en) | Fire protection device | |
Buursink et al. | Experimental studies of an enhanced radiation cooling system | |
Sudmeijer et al. | Enhanced Radiation Cooling System for Metallic TPS |