RU2613190C1 - Aircraft leading edge in conditions of its air friction heating - Google Patents

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: aircraft (AC) leading edge is designed as an enclosing capsule with a spherical blunting which takes spike thermal loads and with side surfaces which take decreased thermal loads. There is a thermionic unit mounted inside the enclosing capsule, linked to a spherical blunting with cathode and contacting with a thermal battery with anode. The surface of the module which is opposite to the spherical blunting can be coated with a material with a high emissivity for heat exchange with the inner side surfaces of the leading edge.

EFFECT: reduction of thermal stresses and design simplification of the aircraft leading edge with the simultaneous generation of electricity on the aircraft board.

2 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике, в частности к тепловой защите частей летательных аппаратов (ЛА), совершающих полет в атмосфере со сверх- и гиперзвуковыми скоростями, и может быть использовано для улучшения теплопрочностных характеристик конструкции передних кромок с одновременным получением электрической энергии на борту ЛА.The invention relates to aviation and rocket and space technology, in particular to the thermal protection of parts of aircraft (LA), flying in the atmosphere with supersonic and hypersonic speeds, and can be used to improve the heat-resistance characteristics of the design of the leading edges while generating electrical energy board the aircraft.

Под передними кромками понимаются кромки крыла, оперения, воздухозаборника, носовые части, наконечники с полусферическим затуплением и другие элементы летательных аппаратов, которые подвержены воздействию существенно неравномерного вдоль образующей поверхности внешнего теплового потока.The leading edges are understood as the edges of the wing, plumage, air intake, nose, tips with hemispherical blunting and other elements of aircraft, which are exposed to substantially non-uniform external heat flux along the forming surface.

В настоящее время в авиационной и ракетно-космической технике известны различные технические решения, предназначенные для тепловой защиты ЛА.Currently, various technical solutions for the thermal protection of aircraft are known in aviation and rocket and space technology.

Например, известно изобретение по патенту РФ №2149808, 1999 г., B64G 1/58, В64С 1/38, В64С 1/36 на «Способ неразрушающейся тепловой защиты передней кромки летательного аппарата от воздействия интенсивного теплового потока и передняя кромка летательного аппарата с неразрушающейся тепловой защитой».For example, the invention is known according to the patent of the Russian Federation No. 2149808, 1999, B64G 1/58, B64C 1/38, B64C 1/36 on "Method of non-destructive thermal protection of the front edge of the aircraft from exposure to intense heat flux and the front edge of the aircraft with non-destructive thermal protection. "

В данном аналоге передняя кромка ЛА выполнена в виде оболочки с минимальным аэродинамическим сопротивлением из материала с высокими теплопроводностью и излучательной способностью. В полости оболочки, имеющей переднюю сферическую и боковые поверхности, установлен светопрозрачный стержень, примыкающий к ее внутренней поверхности. В полете ЛА радиационный поток с внутренней поверхности кромки транспортируют через светопрозрачный стержень в среду с более низкой температурой. Таким образом, внутри кромки обеспечивается равномерное поле температур и, следовательно, увеличивается площадь ее излучающей поверхности при малых габаритах. При этом снижаются максимальные температуры и повышается надежность работы передней кромки путем сглаживания кратковременных пиков тепловой нагрузки.In this analogue, the leading edge of the aircraft is made in the form of a shell with a minimum aerodynamic resistance of a material with high thermal conductivity and emissivity. In the cavity of the shell having the front spherical and lateral surfaces, a translucent rod is installed adjacent to its inner surface. In flight, the radiation flux from the inner surface of the edge is transported through a translucent rod to a medium with a lower temperature. Thus, a uniform temperature field is provided inside the edge and, consequently, the area of its radiating surface increases with small dimensions. This reduces the maximum temperature and increases the reliability of the leading edge by smoothing short-term peaks of the heat load.

Следует отметить, что в приведенном устройстве отвод тепла от наиболее нагретой поверхности передней кромки (со сферическим затуплением) происходит кондукцией и излучением, а теплоперенос эмиссией электронов не осуществляется и не учитывается, т.к. для него не созданы необходимые условия - определенный уровень вакуума, конструктивные размеры и т.п. Однако при значительном аэродинамическом нагреве конструкции ЛА доля отвода тепла за счет эмиссии электронов может быть значительно выше по сравнению с излучением.It should be noted that in the given device, heat is removed from the most heated surface of the leading edge (with spherical blunting) by conduction and radiation, and heat transfer by electron emission is not carried out and is not taken into account, because the necessary conditions have not been created for it - a certain level of vacuum, design dimensions, etc. However, with significant aerodynamic heating of the aircraft structure, the fraction of heat removal due to electron emission can be significantly higher compared to radiation.

Задача снижения температурно-напряженного состояния передней кромки крыла ГЛА с помощью термоэмиссионного преобразования энергии решается в изобретении по патенту РФ №2430857 МПК В64С 1/38 от 1.12.2009 на «Крыло гиперзвукового летательного аппарата в условиях его аэродинамического нагрева». Согласно описанию изобретения кромка непосредственно включена в контур охлаждения, для чего на внутреннюю поверхность кромки крыла нанесен эмиссионный слой - катод, обеспечивающий эмиссию электронов, которые воспринимаются электропроводящим элементом с более низкой температурой - анодом, размещенным внутри крыла с зазором относительно катода. Через анод и бортовой потребитель электроэнергии электроны транспортируются к катоду (нагреваемому элементу конструкции), что обуславливает возникновение электрического тока в цепи: термоэмиссионное покрытие, эмитирующее электроны при нагреве (катод), элемент, воспринимающий электроны (анод), автономный бортовой потребитель, нагреваемая часть корпуса ЛА. При этом внутренняя полость нагреваемой части кромки крыла ЛА герметизирована, вакуумирована и в нее введены химические элементы, например цезий, барий и т.д. или их соединения, преимущественно в парообразной фазе. Эти элементы и их соединения уменьшают работу выхода электронов и нейтрализуют образующийся в зазоре объемный заряд электронов, препятствующий дальнейшей эмиссии электронов.The task of reducing the temperature-stress state of the leading edge of the GLA wing using thermionic energy conversion is solved in the invention according to RF patent No. 2430857 IPC ВСС 1/38 dated December 1, 2009 on the “Wing of a hypersonic aircraft under conditions of its aerodynamic heating”. According to the description of the invention, the edge is directly included in the cooling circuit, for which an emission layer, a cathode, is deposited on the inner surface of the wing edge, which ensures the emission of electrons, which are perceived by the electrically conductive element with a lower temperature - an anode placed inside the wing with a gap relative to the cathode. Electrons are transported through the anode and the on-board consumer of electricity to the cathode (heated structural member), which causes the appearance of an electric current in the circuit: a thermionic coating emitting electrons when heated (cathode), an element that picks up electrons (anode), an autonomous on-board consumer, the heated part of the housing LA In this case, the internal cavity of the heated part of the wing edge of the aircraft is sealed, evacuated, and chemical elements, such as cesium, barium, etc., are introduced into it. or their compounds, mainly in the vapor phase. These elements and their compounds reduce the electron work function and neutralize the space charge of electrons formed in the gap, which prevents further emission of electrons.

Температуру анода поддерживают на уровне ниже температуры нагреваемой части ЛА и ее термоэмиссионного покрытия - катода с помощью дополнительной системы - достаточно сложной гидравлической бортовой системы терморегулирования с каналами циркуляции охлаждающего продукта, имеющей значительную массу и потребляющей значительную часть бортовых запасов энергии, что приводит к увеличению массогабаритных характеристик крыла и ГЛА в целом.The temperature of the anode is maintained below the temperature of the heated part of the aircraft and its thermal emission coating — the cathode using an additional system — a rather complex hydraulic on-board thermal control system with circulation channels for the cooling product, which has a significant mass and consumes a significant part of the on-board energy reserves, which leads to an increase in weight and size characteristics wings and GLA in general.

Известно также техническое решение по патенту РФ №2506199 МПК В64С 3/00, H01J 45/00 от 19.06.2012 на «Крыло гиперзвукового летательного аппарата в условиях его аэродинамического нагрева». Основная задача данного изобретения - снижение массогабаритных характеристик и упрощение конструкции крыла и ГЛА в целом, повышение его надежности и уменьшение энергопотребления решена тем, что вместо громоздкой бортовой системы терморегулирования с каналами циркуляции охлаждающего продукта на внутреннюю по отношению к внешней оболочке поверхность анода наносится эмиссионный слой из материала с высокой эмиссией электронов (например, оксидированный никель), а на определенном расстоянии от него размещен вспомогательный анод. Данный эмиссионный слой, нагреваясь и выполняя функцию катода, обеспечивает примерно то же значение тока эмиссии, но при более низких температурах, а значит, и его электронное охлаждение. Таким образом происходит электронное охлаждение анода. От основного анода параллельно (эквидистантно) на некотором расстоянии располагается вспомогательный анод, воспринимающий электроны, эмиттируемые с внутренней поверхности основного анода. Далее электроны через элементы бортового потребителя электрической энергии, совершая на нем полезную работу, снова направляются к эмиссионному слою катода (эмиссионному слою внутренней поверхности основного анода). Таким образом реализуется схема «тандем» электронного охлаждения крыла.There is also a technical solution according to RF patent No. 2506199 IPC В64С 3/00, H01J 45/00 dated 06/19/2012 on "A wing of a hypersonic aircraft under conditions of its aerodynamic heating." The main objective of this invention is to reduce the weight and size characteristics and simplify the design of the wing and the GLA as a whole, increase its reliability and reduce energy consumption by the fact that instead of a cumbersome on-board temperature control system with cooling product circulation channels, an emission layer is applied from the inner surface of the anode relative to the outer shell material with high electron emission (for example, oxidized nickel), and an auxiliary anode is placed at a certain distance from it. This emission layer, heating up and acting as a cathode, provides approximately the same value of the emission current, but at lower temperatures, and hence its electronic cooling. Thus, the electronic cooling of the anode occurs. From the main anode, in parallel (equidistant), at some distance, there is an auxiliary anode that receives electrons emitted from the inner surface of the main anode. Further, the electrons through the elements of the on-board consumer of electric energy, doing useful work on it, are again sent to the emission layer of the cathode (emission layer of the inner surface of the main anode). Thus, the “tandem” scheme of electronic wing cooling is realized.

Проблемным в данном аналоге представляется упрощение конструкции крыла, т.к. в схему электронного охлаждения вводится подобный основному дополнительный термоэмиссионный контур, который при определенных условиях - температуре основного катода 1500-1800 К, основного анода 900-1200 К может не функционировать. При этом тепловую энергию, полученную вспомогательным анодом, тоже надо утилизировать.Simplification of the wing structure seems problematic in this analogue, since an additional thermal emission circuit similar to the main one is introduced into the electronic cooling circuit, which under certain conditions - the temperature of the main cathode 1500-1800 K, the main anode 900-1200 K may not function. In this case, the thermal energy obtained by the auxiliary anode must also be disposed of.

Следует отметить тот факт, что для организации процесса термоэмиссии одним из главных условий является обеспечение существенного перепада температур между электродами, а именно температура анода должна быть значительно ниже температуры катода.It should be noted that one of the main conditions for organizing the process of thermionic emission is to ensure a significant temperature difference between the electrodes, namely, the temperature of the anode should be significantly lower than the temperature of the cathode.

Технической задачей заявляемого изобретения является снижение температурно-напряженного состояния и упрощение конструкции передней кромки гиперзвукового ЛА и повышение на этой основе их надежности с одновременной выработкой на борту ЛА электрической энергии.The technical task of the invention is to reduce the temperature-stress state and simplify the design of the leading edge of a hypersonic aircraft and increase, on this basis, their reliability with the simultaneous generation of electrical energy on board the aircraft.

Указанная техническая задача решается тем, что передняя кромка летательного аппарата в условиях ее аэродинамического нагрева, выполненная в виде оболочки со сферическим затуплением, воспринимающим пиковые тепловые нагрузки, и боковыми поверхностями, воспринимающими пониженные тепловые нагрузки, содержащая размещенный на ее внутренней поверхности термоэмиссионный слой - катод, который через токоввод катода, бортовой потребитель электроэнергии и токовывод анода соединен с электропроводящим элементом - анодом, расположенным с определенным зазором от катода, при этом герметизированные и вакуумированные полости, образованные между катодом и анодом содержат химические элементы или соединения, уменьшающие работу выхода электронов, при этом передняя кромка снабжена термоэмиссионным модулем, передняя внешняя поверхность которого сопряжена со сферическим затуплением кромки, в передней части термоэмиссионного модуля внутри объема размещены элементы, обеспечивающие термоэмиссионное охлаждение, а в хвостовой части модуля установлен контактирующий через электроизоляционный элемент с внешней поверхностью анода теплоаккумулятор, выполненный из материала с температурой фазового перехода, не превышающей рабочую температуру анода.The specified technical problem is solved by the fact that the front edge of the aircraft under conditions of its aerodynamic heating, made in the form of a shell with spherical blunting, perceiving peak heat loads, and side surfaces that accept reduced heat loads, containing a cathode placed on its inner surface, which through the cathode current lead, the on-board electricity consumer and the anode current output is connected to the electrically conductive element - the anode located with a certain a gap from the cathode, while the sealed and evacuated cavities formed between the cathode and the anode contain chemical elements or compounds that reduce the electron work function, while the front edge is equipped with a thermionic module, the front outer surface of which is associated with a spherical blunting of the edge, in the front of the thermionic the module inside the volume contains elements that provide thermal emission cooling, and in the rear part of the module is installed contacting through electrical insulation A heating element with an external surface of the anode is made of a material with a phase transition temperature not exceeding the working temperature of the anode.

Кроме того, задача решается также тем, что поверхность термоэмиссионного модуля, противоположная поверхности оболочки со сферическим затуплением, покрыта материалом с высокой излучательной способностью для теплообмена с внутренними слоями боковых поверхностей оболочки передней кромки.In addition, the problem is also solved by the fact that the surface of the thermionic module, opposite the surface of the shell with spherical blunting, is coated with a material with high emissivity for heat exchange with the inner layers of the side surfaces of the shell of the leading edge.

Существенное отличие предложенного технического решения состоит в том, что для организации термоэмиссионного охлаждения передней кромки ЛА устройства и детали (термоэмиссионные элементы) - катод, анод, токовводы, токовыводы, химические элементы или соединения расположены внутри термоэмиссионного модуля (ТЭМ), конструктивно выполненного как единый блок. Ключевой особенностью является охлаждение анода теплоаккумулятором, также размещаемого в корпусе ТЭМ.A significant difference of the proposed technical solution is that for the organization of thermionic cooling of the leading edge of the aircraft, devices and parts (thermionic elements) - the cathode, anode, current leads, current leads, chemical elements or compounds are located inside the thermionic module (TEM), which is structurally designed as a single unit . A key feature is the cooling of the anode with a heat accumulator, also located in the TEM housing.

В качестве материала теплоаккумулятора могут быть использованы различные сплавы или металлы с приемлемой температурой фазового перехода (плавления). Например, у алюминия температура плавления 930 К, а удельная теплота плавления 390 кДж/кг. При организации (применении) термоэмиссионного охлаждения в диапазоне температур катода 1500-1800 К и анода 800-1000 К (материал электродов - вольфрам, молибден) использование алюминия в качестве теплового аккумулятора является более предпочтительным по сравнению с другими металлами (медь, латунь, никель, сталь), как по тепловым (температура плавления ниже остальных, а удельная теплота плавления выше), так и по массовым характеристикам.As the material of the heat accumulator, various alloys or metals with an acceptable phase transition (melting) temperature can be used. For example, aluminum has a melting point of 930 K, and specific heat of fusion is 390 kJ / kg. When organizing (using) thermal emission cooling in the temperature range of the cathode 1500-1800 K and the anode 800-1000 K (electrode material is tungsten, molybdenum), the use of aluminum as a heat accumulator is more preferable in comparison with other metals (copper, brass, nickel, steel), both in terms of heat (melting point is lower than the others, and specific heat of fusion is higher), and in mass characteristics.

Использование приведенных существенных отличий предложенного технического решения позволяет упростить конструкцию ТЭМ, а также технологию и экспериментальную отработку, т.к. появляется возможность отдельно отработать ТЭМ и установить его в конструкцию передней кромки ΛΑ.Using the above significant differences of the proposed technical solution allows to simplify the design of TEM, as well as technology and experimental testing, because it becomes possible to separately work out the TEM and install it in the design of the leading edge ΛΑ.

С охлаждением анода с помощью теплоаккумулятора ТЭМ функционирует в течение промежутка времени, ограниченного окончанием фазового перехода его материала (полного расплавления). Длительность работы ТЭМ значительно увеличивается, если осуществить от анода через теплоаккумулятор дополнительный теплоотвод, например, излучением на менее нагретые поверхности. Известно, что лобовая часть передней кромки - сферическое затупление воспринимает значительные (пиковые) тепловые нагрузки, а боковые поверхности воспринимают пониженные (в несколько раз) тепловые нагрузки (см., например, фиг. 2 описания изобретения по патенту РФ №2149808). Поэтому и температура боковых поверхностей кромки будет существенно ниже температуры лобовой части на несколько сот градусов. Используя этот эффект и покрывая тыльную часть термоэмиссионного модуля материалом с высокой излучательной способностью для теплообмена с внутренними слоями боковых поверхностей оболочки передней кромки, дополнительно охлаждается излучением теплоаккумулятор и, соответственно, анод. Следует отметить, что высокая излучательная способность характеризуется степенью черноты поверхности ε величиной 0,8-0,9 и выше.With cooling of the anode by means of a heat accumulator, the TEM functions for a period of time limited by the end of the phase transition of its material (complete melting). The duration of the TEM operation is significantly increased if an additional heat sink is carried out from the anode through the heat accumulator, for example, by radiation to less heated surfaces. It is known that the frontal part of the leading edge, spherical blunting, receives significant (peak) thermal loads, and the lateral surfaces receive lower (several times) thermal loads (see, for example, Fig. 2 of the description of the invention according to RF patent No. 2149808). Therefore, the temperature of the side surfaces of the edge will be significantly lower than the temperature of the frontal part by several hundred degrees. Using this effect and covering the back of the thermionic module with material with high emissivity for heat exchange with the inner layers of the side surfaces of the shell of the leading edge, the heat accumulator and, accordingly, the anode are additionally cooled by radiation. It should be noted that high emissivity is characterized by the degree of blackness of the surface ε of 0.8-0.9 and higher.

Предложенное техническое решение иллюстрируется чертежами, поясняющими предложенную конструкцию передней кромки ЛА:The proposed technical solution is illustrated by drawings explaining the proposed design of the leading edge of the aircraft:

на фиг. 1 схематически изображено поперечное сечение оболочки передней кромки с установленным термоэмиссионным модулем;in FIG. 1 is a schematic cross-sectional view of a leading edge shell with an installed thermal emission module;

на фиг. 2 схематически изображено поперечное сечение оболочки передней кромки с установленным термоэмиссионным модулем для варианта с дополнительным теплоотводом излучением от теплоаккумулятора на боковые поверхности оболочки передней кромки.in FIG. 2 schematically shows a cross-section of the leading edge shell with the installed thermal emission module for the variant with additional heat removal by radiation from the heat accumulator to the side surfaces of the leading edge shell.

На представленных чертежах введены следующие обозначения:The following notation is introduced in the drawings:

1 - сферическое затупление оболочки кромки;1 - spherical blunting of the edge shell;

2 - боковая поверхность оболочки кромки;2 - side surface of the edge shell;

3 - корпус термоэмиссионного модуля;3 - thermionic module housing;

4 - катод;4 - cathode;

5 - анод;5 - anode;

6 - химические элементы или соединения в таблетированной форме;6 - chemical elements or compounds in tablet form;

7 - дистанциаторы;7 - remote controllers;

8 - электроизоляция анода;8 - electrical insulation of the anode;

9 - токоввод катода;9 - current lead cathode;

10 - токовывод анода;10 - current output of the anode;

11 - бортовой потребитель электрической энергии;11 - an on-board consumer of electric energy;

12 - теплоаккумулятор;12 - heat accumulator;

13 - зазор величиной 8 между катодом и анодом;13 - a gap of 8 between the cathode and the anode;

14 - материал с высокой излучательной способностью.14 - material with high emissivity.

Заявленная передняя кромка функционирует следующим образом. При полете ЛА со сверх- и гиперзвуковыми скоростями происходит сильный нагрев сферического затупления оболочки кромки 1 и катода 4, расположенного в носовой части корпуса термоэмиссионного модуля 3. При достижении определенной температуры (не ниже 1500 К) эмиссионный слой катода 4 начинает излучать и эмиттировать электроны. Электроны забирают с собой и переносят на анод 5 через герметизированный и вакуумированный зазор 13 (размером 0,1…0,5 мм) значительную часть теплового потока аэродинамического нагрева оболочки, за счет чего происходит электронное охлаждение катода. Одновременно испаряющиеся химические элементы или соединения в таблетированной форме 6 (пары цезия, бария и т.п.) уменьшают работу выхода электронов из катода 4 и нейтрализуют образующийся в полости зазора 13 объемный заряд электронов, интенсифицируя тем самым процесс термоэмиссии.The claimed leading edge operates as follows. When flying aircraft with supersonic and hypersonic speeds, the spherical blunting of the edge 1 and cathode 4 shells located in the bow of the thermionic module 3 body is strongly heated. When a certain temperature (not lower than 1500 K) is reached, the emission layer of the cathode 4 begins to emit and emit electrons. Electrons are taken away and transferred to the anode 5 through a sealed and evacuated gap 13 (0.1 ... 0.5 mm in size) a significant part of the heat flux of aerodynamic heating of the shell, due to which the cathode is electronically cooled. At the same time, evaporating chemical elements or compounds in tablet form 6 (cesium vapor, barium vapor, etc.) reduce the work function of electrons from the cathode 4 and neutralize the space charge of electrons formed in the cavity of the gap 13, thereby intensifying the process of thermal emission.

Для поддержания заданного расстояния - зазора 13 между катодом и анодом установлены дистанциаторы 7, выполненные из электроизолирующего материала, например, керамики.To maintain a given distance - a gap 13 between the cathode and the anode, spacers 7 are made of electrically insulating material, for example, ceramics.

Анод 5 через электроизоляцию 8 охлаждается отводом теплового потока на теплоаккумулятор 12, материал которого претерпевает фазовое превращение (плавится) и, таким образом, поддерживает температуру анода на необходимом уровне.The anode 5 through the electrical insulation 8 is cooled by removal of the heat flux to the heat accumulator 12, the material of which undergoes a phase transformation (melts) and, thus, maintains the temperature of the anode at the required level.

При этом осаждающиеся на аноде 5 электроны через токовывод анода 10 и бортовой потребитель электрической энергии 11 возвращаются на нагретый катод 4 по токовводу 9. В электрической цепи, образованной катодом 4, анодом 5, токовыводом анода 10, бортовым потребителем 11, токовводом катода 9, начинает протекать ток, который обеспечивает охлаждение сферического затупления оболочки кромки 1, нагреваемой аэродинамическим потоком.In this case, the electrons deposited on the anode 5 through the current output of the anode 10 and the on-board consumer of electric energy 11 return to the heated cathode 4 via the current lead 9. In the electrical circuit formed by the cathode 4, the anode 5, the current lead of the anode 10, the on-board consumer 11, the current lead of the cathode 9, starts a current flows, which provides cooling of the spherical blunting of the shell of the edge 1, heated by the aerodynamic flow.

При длительном полете ЛА с высокими скоростями, выполнением оболочки кромки в месте ее боковой поверхности пустотелой, достигается длительное охлаждение анода 5 через теплоаккумулятор 12 посредством отвода тепла излучением с его тыльной стороны. Величина лучистого потока определяется двумя основными факторами - высокой излучательной способностью (степенью черноты) материала 14, которым покрыта тыльная поверхность термоэмиссионного модуля, и уровнем температур внутренними слоев боковых поверхностей оболочки кромки, который существенно ниже уровня температур сферического затупления оболочки.During a long flight of an aircraft with high speeds, the execution of the edge shell at the site of its hollow side surface, the anode 5 is cooled for a long time through the heat accumulator 12 by means of heat removal by radiation from its rear side. The magnitude of the radiant flux is determined by two main factors - the high emissivity (degree of blackness) of the material 14, which covers the back surface of the thermionic module, and the temperature level of the inner layers of the side surfaces of the edge shell, which is significantly lower than the temperature level of the spherical blunting of the shell.

Совокупность предложенных новых признаков технического решения - конструктивно выполненный в виде единого блока термоэмиссионный модуль с охлаждаемым теплоаккумулятором анодом и дополнительным отводом тепла от теплоаккумулятора излучением на боковые части кромки с пониженной температурой позволяет получить эффективный, обусловленный взаимосвязью признаков, технический результат - снижение температурно-напряженного состояния и упрощение конструкции передней кромки гиперзвукового ЛА с одновременным повышением надежности и обеспечением выработки на борту ЛА электрической энергии.The totality of the proposed new features of the technical solution — a thermionic module constructed in the form of a single unit with an anode cooled by the heat accumulator and additional heat removal from the heat accumulator by radiation to the side parts of the edge with a reduced temperature, allows to obtain an effective technical result, due to the interconnection of the signs, to reduce the temperature-stress state and simplification of the design of the leading edge of hypersonic aircraft with a simultaneous increase in reliability and by the production of electrical energy on board the aircraft.

Claims (2)

1. Передняя кромка летательного аппарата в условиях ее аэродинамического нагрева, выполненная в виде оболочки со сферическим затуплением, воспринимающим пиковые тепловые нагрузки, и боковыми поверхностями, воспринимающими пониженные тепловые нагрузки, содержащая размещенный на ее внутренней поверхности термоэмиссионный слой - катод, который через токоввод катода, бортовой потребитель электроэнергии и токовывод анода соединен с электропроводящим элементом - анодом, расположенным с определенным зазором от катода, при этом герметизированные и вакуумированные полости, образованные между катодом и анодом, содержат химические элементы или соединения, уменьшающие работу выхода электронов, отличающаяся тем, что кромка снабжена термоэмиссионным модулем, передняя внешняя поверхность которого сопряжена со сферическим затуплением кромки, в передней части модуля внутри его объема размещены элементы, обеспечивающие термоэмиссионное охлаждение, а в хвостовой части модуля установлен контактирующий через электроизоляционный элемент с внешней поверхностью анода теплоаккумулятор, выполненный из материала с температурой фазового перехода, не превышающей рабочую температуру анода.1. The front edge of the aircraft under conditions of its aerodynamic heating, made in the form of a shell with a spherical blunting, perceiving peak thermal loads, and side surfaces that accept reduced thermal loads, containing a thermionic layer placed on its inner surface - the cathode, which through the cathode current lead, the on-board consumer of electricity and the current output of the anode are connected to an electrically conductive element - an anode located with a certain clearance from the cathode, while These and evacuated cavities formed between the cathode and the anode contain chemical elements or compounds that reduce the electron work function, characterized in that the edge is equipped with a thermionic module, the front external surface of which is associated with a spherical blunting of the edge, and elements are placed in the front part of the module inside its volume providing thermal emission cooling, and in the rear part of the module a heat accumulator is in contact with the external surface of the anode through the insulating element a reactor made of material with a phase transition temperature not exceeding the working temperature of the anode. 2. Передняя кромка по п. 1, отличающаяся тем, что поверхность термоэмиссионного модуля, противоположная поверхности оболочки со сферическим затуплением, покрыта материалом с высокой излучательной способностью для теплообмена с внутренними слоями боковых поверхностей оболочки передней кромки.2. The leading edge according to claim 1, characterized in that the surface of the thermionic module, opposite the surface of the shell with spherical blunting, is coated with a material with high emissivity for heat exchange with the inner layers of the side surfaces of the shell of the leading edge.

Images