RU2719529C1 - Thermal protective coating of high-speed aircraft body - Google Patents
Thermal protective coating of high-speed aircraft body Download PDFInfo
- Publication number
- RU2719529C1 RU2719529C1 RU2019125016A RU2019125016A RU2719529C1 RU 2719529 C1 RU2719529 C1 RU 2719529C1 RU 2019125016 A RU2019125016 A RU 2019125016A RU 2019125016 A RU2019125016 A RU 2019125016A RU 2719529 C1 RU2719529 C1 RU 2719529C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- heat
- gas
- mats
- insulating
- pressure
- 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)
- Fluid Mechanics (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Thermal Sciences (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Critical Care (AREA)
- Emergency Medicine (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной и космической техники.The invention relates to the field of rocket and space technology.
Особенностью современных высокоскоростных летательных аппаратов (ВЛА) является траектория, содержащая участок выведения на ускорителе или ракете, участок снижения в атмосфере, и конечный участок полета, когда за короткий временной промежуток происходит значительное снижение высоты.A feature of modern high-speed aircraft (VLA) is the trajectory containing the launch site on the accelerator or rocket, the area of decline in the atmosphere, and the final portion of the flight, when a significant decrease in altitude occurs over a short time period.
При осуществлении такого полета возникают перепады давлений на теплозащитном слое за счет того, что на наружной поверхности корпуса ВЛА устанавливается высокое давление, которое воспринимается теплозащитным слоем теплозащитного покрытия (ТЗП), а в слое теплоизоляции устанавливается пониженное давление, близкое к давлению в задонной части корпуса.When such a flight is carried out, pressure differences occur on the heat-insulating layer due to the fact that a high pressure is established on the outer surface of the VLA hull, which is perceived by the heat-shielding layer of the heat-shielding coating (TZP), and a reduced pressure is established in the thermal insulation layer, close to the pressure in the back part of the hull.
Данные перепады давлений могут превышать допустимые конструкцией аппарата значения, что не позволяет обеспечить работоспособность корпуса ВЛА. Это особенно критично на конечном участке полета, где возникновение опасных значений по перепаду наиболее вероятно.These pressure differences can exceed the values allowed by the design of the apparatus, which does not allow ensuring the operability of the VLA hull. This is especially critical in the final section of the flight, where the occurrence of dangerous differential values is most likely.
Известна система теплозащиты космического аппарата, содержащая экранно-вакуумную тепловую изоляцию (ЭВТИ) с устройством обеспечения ее прочностных и теплофизических характеристик в виде сквозных дренажных отверстий, равномерно расположенных по поверхности изоляции, сообщающих межслойные объемы изоляции и объем газовой среды под изоляцией между собой и с наружной средой. Над дренажными отверстиями с зазорами относительно ЭВТИ установлены теплоотражательные экраны (патент RU 2360849 С2).A known system of thermal protection of a spacecraft containing screen-vacuum thermal insulation (EVTI) with a device for ensuring its strength and thermophysical characteristics in the form of through drainage holes uniformly located on the surface of the insulation, reporting interlayer volumes of insulation and the volume of the gas medium under the insulation between themselves and with the outside Wednesday. Above the drainage holes with gaps relative to the EVTI, heat-reflecting screens are installed (patent RU 2360849 C2).
Такая система не может быть применена для ВЛА, поскольку она предназначена для космических аппаратов, выводимых ракетой-носителем в космическое пространство. К задачам данной системы теплозащиты не относится обеспечение прочностных характеристик аппарата при воздействии высоких рабочих давлений от воздушного потока.Such a system cannot be used for VLA, since it is intended for spacecraft launched by a launch vehicle into outer space. The tasks of this thermal protection system do not include ensuring the strength characteristics of the apparatus when exposed to high working pressures from the air stream.
Известен способ регулирования аэродинамических нагрузок, действующих на корпус летательного аппарата, включающий изменение давления газовой среды внутри замкнутого объема корпуса по отношению к давлению на его поверхности путем истечения газовой среды в атмосферу при воздействии аэродинамического потока (патенты RU 2145563 C1, RU 2145564 С1).A known method of regulating aerodynamic loads acting on an aircraft’s hull, including changing the pressure of the gaseous medium inside a closed volume of the hull with respect to the pressure on its surface by the outflow of the gaseous medium into the atmosphere when exposed to the aerodynamic flow (patents RU 2145563 C1, RU 2145564 C1).
Данное изобретение направлено на выравнивание давления между отсеком аппарата и внешней средой, что не обеспечивает герметичности внутреннего пространства и не подразумевает обеспечения теплозащиты ВЛА.This invention is directed to equalizing the pressure between the compartment of the apparatus and the external environment, which does not ensure the tightness of the internal space and does not imply providing thermal protection of the VLA.
Технической задачей предлагаемого изобретения является обеспечение тепловых и прочностных режимов корпуса ВЛА.The technical task of the invention is the provision of thermal and strength modes of the hull of the VLA.
Решением поставленной задачи является ТЗП корпуса ВЛА, выполненное из теплоизоляционных и теплозащитного материалов, с устройством обеспечения прочностных характеристик корпуса в виде дренажных отверстий, отличающееся тем, что теплоизоляционные слои выполнены в виде матов с газопроницаемыми оболочками, перекрывающих дренажные отверстия, выполненные с объемным расходом газа через них, обеспечивающим заданный темп изменения перепада давления в ТЗП, и разделительных матов с газонепроницаемыми оболочками для устранения перетока горячего газа внутри слоя теплоизоляции.The solution to this problem is the TZP of the VLA hull, made of heat-insulating and heat-shielding materials, with a device for ensuring the strength characteristics of the hull in the form of drainage holes, characterized in that the heat-insulating layers are made in the form of mats with gas-permeable shells that overlap the drainage holes made with a gas volume flow through them, providing a given rate of change in pressure drop in the heat-transfer zone, and separation mats with gas-tight shells to eliminate the flow of hot its gas inside the insulation layer.
Для пояснения изобретения на фиг. 1 представлен схематический вид пакета ТЗП, где 1 - внутренняя (силовая) оболочка корпуса, 2 - маты теплоизоляции с газопроницаемой оболочкой, 3 - теплозащитный слой, 4 - дренажные отверстия, 5 - маты теплоизоляции с газонепроницаемой оболочкой.To illustrate the invention in FIG. 1 is a schematic view of the TZP package, where 1 is the inner (power) shell of the case, 2 is the insulation mats with a gas permeable shell, 3 is the heat-insulating layer, 4 is the drainage holes, 5 is the insulation mats with a gas-tight shell.
ТЗП ВЛА является одним из его критичных элементов. Выполнение требований к летно-техническим характеристикам требует синтеза различных подходов к проектированию пакетов тепловой защиты, обеспечивающие восприятие необходимых уровней теплового воздействия и высоких рабочие давлений с сохранением работоспособности конструкции.TZP VLA is one of its critical elements. Fulfillment of the requirements for flight performance requires the synthesis of various approaches to the design of thermal protection packages, ensuring the perception of the necessary levels of heat and high working pressures while maintaining the design.
В качестве теплозащитного слоя (поз. 3) используют теплостойкий конструкционный материал.As a heat-protective layer (item 3) use heat-resistant structural material.
Совокупность характеристик теплозащитного материала и исполнение ТЗП в виде сложнопрофильной единой конструкции, позволяют воспринимать высокие рабочие давления набегающего потока, сохранять геометрические параметры без изменения, обеспечить работоспособность и стойкость элементов теплозащитного корпуса к внешним воздействующим факторам.The totality of the characteristics of the heat-shielding material and the design of the thermal current protection in the form of a complex single structure allow us to perceive the high working pressures of the incoming flow, keep the geometric parameters unchanged, and ensure the performance and resistance of the elements of the heat-shielding housing to external factors.
Полет ВЛА характеризуется режимами, при которых наблюдается значительное изменение внешнего давления за короткие промежутки времени Давление в теплоизоляции, выполненной в виде единого слоя, близко к давлению в задонной части корпуса и не претерпевает значительных изменений. Поскольку материал теплозащитного слоя (поз. 3), в том числе с нанесенным антиокислительным покрытием, обладает низкой газопроницаемостью, на нем возникают перепады давления, превышающие допустимые значения. Для устранения данного эффекта, в теплозащитное слое выполняют дренажные отверстия малого диаметра (поз. 4) Предполагается, что при этом давление в слое теплоизоляции будет находиться в диапазоне от статического (атмосферного) до давления не поверхности.VLA flight is characterized by modes in which there is a significant change in external pressure over short periods of time. The pressure in the thermal insulation made in the form of a single layer is close to the pressure in the back part of the hull and does not undergo significant changes. Since the material of the heat-protective layer (item 3), including those with an antioxidant coating, has low gas permeability, pressure drops exceeding the permissible values appear on it. To eliminate this effect, small-diameter drainage holes are made in the heat-insulating layer (item 4). It is assumed that the pressure in the insulation layer will be in the range from static (atmospheric) to non-surface pressure.
Размер и количество отверстий подбирается расчетным образом, исходя из темпа роста давления на участке с наибольшим градиентом давления. Критерием выбора является время, за которое разница давлений достигает требуемого уровня. Все указанные параметры связаны между собой соотношениями:The size and number of holes is selected in a calculated manner, based on the rate of pressure growth in the area with the largest pressure gradient. The selection criterion is the time during which the pressure difference reaches the required level. All these parameters are interconnected by the ratios:
Q=CNWSотв, 
Q [м3/с] - объемный расход газа через отверстие;Q [m 3 / s] is the volumetric flow rate of gas through the hole;
С - коэффициент истечения;C is the expiration coefficient;
N - количество отверстий;N is the number of holes;
W [м/с] - скорость истечения газа через отверстие;W [m / s] is the velocity of gas outflow through the hole;
Sотв [м2] _ площадь поперечного сечения отверстия;S otv [m 2] _ cross-sectional area of the hole;
ρ [кг/м3] - плотность газа в источнике;ρ [kg / m3] is the density of the gas in the source;
Р1 [Па] - абсолютное давление источника;P 1 [Pa] is the absolute pressure of the source;
Р2 [Па] - абсолютное давление приемника;P 2 [Pa] is the absolute pressure of the receiver;
V1 [м3] - суммарный объем газа проходящего через отверстие;V 1 [m 3 ] is the total volume of gas passing through the hole;
V2 [м3] - объем, занятый газом поступившим через отверстие;V 2 [m 3 ] - the volume occupied by the gas entering through the hole;
k - показатель адиабаты;k is the adiabatic exponent;
Численное решение системы представленных уравнений определяет зависимость между размерами и количеством отверстий в теплозащитном слое и временем, за которое разница давлений достигает требуемого уровня.The numerical solution of the system of equations presented determines the relationship between the size and number of holes in the heat-shielding layer and the time for which the pressure difference reaches the required level.
Для устранения перепада давлений между слоем теплоизоляции и задонной областью корпуса ВЛА вследствие выполнения дренажных отверстий, теплоизоляцию выполняют в виде поочередно расположенных матов с газопроницаемыми и газонепроницаемыми оболочками. Маты с газопроницаемыми оболочками перекрывают дренажные отверстия и в них происходит выравнивание перепада давлений между наружным и внутренним слоями ТЗП до допустимых значений. Маты теплоизоляции с газонепроницаемыми теплостойкими оболочками (например, фольга, плотная ткань и другие) устанавливают также с целью устранения перетока горячего газа в задонную область аппарата.To eliminate the pressure differential between the thermal insulation layer and the bottom region of the VLA body due to drainage holes, the thermal insulation is performed in the form of alternately arranged mats with gas-permeable and gas-tight shells. Mats with gas-permeable shells overlap the drainage holes and in them there is a balancing of the pressure drop between the outer and inner layers of the charge zone to acceptable values. Thermal insulation mats with gas-tight heat-resistant shells (for example, foil, dense fabric and others) are also installed in order to eliminate the flow of hot gas into the backside of the apparatus.
В случае, если маты теплоизоляции с газопроницаемыми оболочками включают экраны из фольги или другие газонепроницаемые конструкционные элементы, дренажные отверстия выполняют сквозными через теплозащитный слой и теплоизоляционный слой.In the event that thermal insulation mats with gas-permeable shells include foil screens or other gas-tight structural elements, drainage holes are made through through the heat-insulating layer and the heat-insulating layer.
Использование жесткой конструкции теплозащитного слоя, за счет чего исчезает необходимость восприятия теплоизоляцией нагрузок, приходящих с теплозащитного слоя, и устранение перетока горячего газа внутри слоя теплоизоляции за счет установки матов с газонепроницаемыми оболочками, позволяет уменьшить плотность теплоизоляционного слоя. Как следствие, уменьшается вес ТЗП и ВЛА в целом.The use of a rigid construction of the heat-insulating layer, which eliminates the need for thermal insulation to absorb the loads coming from the heat-insulating layer, and eliminating the flow of hot gas inside the heat-insulating layer by installing mats with gas-tight shells, reduces the density of the heat-insulating layer. As a result, the weight of TZP and VLA as a whole decreases.
Предложенный способ обеспечения заданных перепадов давлений позволяет облегчить теплозащитный слой (не нужно увеличивать его толщину), что также приводит к уменьшению веса ТЗП.The proposed method for providing predetermined pressure drops makes it possible to lighten the heat-shielding layer (it is not necessary to increase its thickness), which also leads to a decrease in the weight of the heat-transfer layer.
Предлагаемое ТЗП корпуса высокоскоростного летательного аппарата или возвращаемого космического аппарата позволяет обеспечить заданные тепловые режимы и прочностные характеристики ВЛА, увеличить надежность и обеспечить работоспособность корпуса ВЛА без увеличения толщины пакета ТЗП и без введения дополнительных сложных систем для обеспечения заданных перепадов давлений. Это позволяет значительно расширить возможности ВЛА по выдерживанию траекторий со значительным перепадом давлений и улучшить его летно-технические характеристики.The proposed TZP of the hull of a high-speed aircraft or a returning spacecraft allows to provide the specified thermal regimes and strength characteristics of the VLA, to increase the reliability and ensure the operability of the VLA body without increasing the thickness of the TZP package and without introducing additional complex systems to ensure the given pressure drops. This allows you to significantly expand the capabilities of VLA to withstand trajectories with a significant pressure drop and improve its flight performance.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019125016A RU2719529C1 (en) | 2019-08-07 | 2019-08-07 | Thermal protective coating of high-speed aircraft body |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019125016A RU2719529C1 (en) | 2019-08-07 | 2019-08-07 | Thermal protective coating of high-speed aircraft body |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2719529C1 true RU2719529C1 (en) | 2020-04-21 |
Family
ID=70415374
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2019125016A RU2719529C1 (en) | 2019-08-07 | 2019-08-07 | Thermal protective coating of high-speed aircraft body |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2719529C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111731517A (en) * | 2020-07-02 | 2020-10-02 | 北京卫星环境工程研究所 | Inside gassing bleeder of thermal-insulated subassembly of multilayer |
| RU2749171C1 (en) * | 2020-08-28 | 2021-06-07 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Aircraft heat-shielding coating |
| RU2763917C1 (en) * | 2021-07-13 | 2022-01-11 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Apparatus for heat protection of an aircraft |
Citations (7)
| 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 |
| RU2060207C1 (en) * | 1992-01-22 | 1996-05-20 | Воронежское конструкторское бюро авиационного научно-технического комплекса им.А.Н.Туполева | Method of heat protection of hypersonic flying vehicle |
| US7281688B1 (en) * | 2006-04-27 | 2007-10-16 | The Boeing Company | Materials for self-transpiring hot skins for hypersonic vehicles or reusable space vehicles |
| RU2360849C2 (en) * | 2007-08-09 | 2009-07-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | System of 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 |
| CN104553215A (en) * | 2013-10-16 | 2015-04-29 | 北京化工大学 | Transparent, flame-retardant, thermal-insulation and anti-ultraviolet polymer composite film as well as preparation method and application thereof |
| RU2671064C1 (en) * | 2015-02-13 | 2018-10-29 | Нинбо Инститьют Оф Мэтириэлз Текнолоджи Энд Энжиниэринг Чайниз Экэдэми Оф Сайэнсэз | System for thermal protection and reduction of flow resistance of the super-high-speed aircraft |
-
2019
- 2019-08-07 RU RU2019125016A patent/RU2719529C1/en active
Patent Citations (7)
| 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 |
| RU2060207C1 (en) * | 1992-01-22 | 1996-05-20 | Воронежское конструкторское бюро авиационного научно-технического комплекса им.А.Н.Туполева | Method of heat protection of hypersonic flying vehicle |
| US7281688B1 (en) * | 2006-04-27 | 2007-10-16 | The Boeing Company | Materials for self-transpiring hot skins for hypersonic vehicles or reusable space vehicles |
| RU2360849C2 (en) * | 2007-08-09 | 2009-07-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | System of 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 |
| CN104553215A (en) * | 2013-10-16 | 2015-04-29 | 北京化工大学 | Transparent, flame-retardant, thermal-insulation and anti-ultraviolet polymer composite film as well as preparation method and application thereof |
| RU2671064C1 (en) * | 2015-02-13 | 2018-10-29 | Нинбо Инститьют Оф Мэтириэлз Текнолоджи Энд Энжиниэринг Чайниз Экэдэми Оф Сайэнсэз | System for thermal protection and reduction of flow resistance of the super-high-speed aircraft |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111731517A (en) * | 2020-07-02 | 2020-10-02 | 北京卫星环境工程研究所 | Inside gassing bleeder of thermal-insulated subassembly of multilayer |
| CN111731517B (en) * | 2020-07-02 | 2021-10-08 | 北京卫星环境工程研究所 | Inside gassing bleeder of thermal-insulated subassembly of multilayer |
| RU2749171C1 (en) * | 2020-08-28 | 2021-06-07 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Aircraft heat-shielding coating |
| RU2763917C1 (en) * | 2021-07-13 | 2022-01-11 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Apparatus for heat protection of an aircraft |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2719529C1 (en) | Thermal protective coating of high-speed aircraft body | |
| US6739359B2 (en) | On-board inert gas generating system optimization by pressure scheduling | |
| RU2615090C2 (en) | Noise-absorbing structure and manufacturing method, jet engine (versions) and method for ensuring its thermal insulation and noise reduction (versions) | |
| US20170233054A1 (en) | High altitude balloon systems and methods | |
| EP2964903B1 (en) | Blade outer air seal assembly | |
| US4991797A (en) | Infrared signature reduction of aerodynamic surfaces | |
| CN103818559B (en) | Fuel storage, aircraft and control method | |
| US20090308975A1 (en) | Apparatus for providing variable thermal insulation for an aircraft | |
| WO2018169599A2 (en) | Acoustic liner having multiple layers | |
| US8571726B2 (en) | Method for reducing outside air inflow required for aircraft cabin air quality | |
| US9403600B2 (en) | Integrated thermal protection and leakage reduction in a supersonic air intake system | |
| EP1818258B1 (en) | Aircraft evacuation slide with thermally actuated gas relief valve | |
| US20160368616A1 (en) | Pylon with noise attenuating fairing | |
| Fernandez Villace et al. | The thermal paradox of hypersonic cruisers | |
| US9272790B2 (en) | Nitrogen enriched air supply system and aircraft | |
| US4886225A (en) | Inflatable fuel tank buffer | |
| CA2774029A1 (en) | Regulating system for the cabin pressure of an airplane and a method for regulating the cabin pressure of an airplane | |
| US9453595B2 (en) | Drain mast seal having segregated chambers | |
| O'Farrell et al. | Development of models for disk-gap-band parachutes deployed supersonically in the wake of a slender body | |
| US20200324154A1 (en) | Fire-fighting system for an aircraft, having a double-chamber reservoir | |
| CN105318135B (en) | The system and method for pipe protection for the vehicles | |
| WO2019073226A1 (en) | Compartmental barrier with burst-out discs | |
| US20190170005A1 (en) | Passive Gas-Leak Management System | |
| CA2051194A1 (en) | Device for physiological protection of aircraft pilots | |
| US20150159810A1 (en) | Suspended pressure relief rupture disc |