способ теплозащиты гиперзвукового летательного аппарата

Формула изобретения

Способ теплозащиты гиперзвукового летательного аппарата, заключающийся в изменении параметров потока газа, обтекающего летательный аппарат, путем отсоса пограничного слоя через сквозные отверстия в обшивке во внутреннюю полость и охлаждении обшивки за счет адиабатического расширения отсасываемого газа, отличающийся тем, что внутреннюю полость вакуумируют.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике и может найти применение в системах теплозащиты гиперзвуковых самолетов, ракет, космических аппаратов, входящих в атмосферу.

Известен способ теплозащиты поверхностей с применением пористого охлаждения, заключающийся в изменении параметров потока газа, обтекающего летательный аппарат, и охлаждении обшивки с помощью жидкого или газообразного хладагента, подводимого к внутренней поверхности обшивки и выдуваемого через сквозные отверстия (щели) в обшивке в пограничный слой [1] Время работы системы теплозащиты, реализующей данный способ, ограничено из-за необходимости постоянного подвода хладагента.

Наиболее близким к изобретению является способ теплозащиты, реализованный в подавителе перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный для возвращаемого космического аппарата [2] Этот способ заключается в изменении параметров потока газа, обтекающего летательный аппарат, путем отсоса пограничного слоя через сквозные отверстия (щели) в обшивке во внутреннюю полость, и охлаждении обшивки за счет адиабатического расширения отсасываемого газа в результате разрежения за счет разности давлений между носовой и донной частями летательного аппарата.

Недостатком этого способа является низкая степень охлаждения обшивки из-за малой скорости отсоса газа.

Технической задачей изобретения является повышение степени охлаждения обшивки.

Задача решается путем вакуумирования внутренней полости летательного аппарата.

На фиг.1 представлена структурная схема системы теплозащиты, реализующая способ; на фиг.2 фрагмент конструкции внешней оболочки гиперзвукового летательного аппарата.

Элемент конструкции 1 соединен магистралью 2 с вакуумным насосом 3, который соединен через блок управления 4 с датчиком температуры 5, который измеряет температуру наружной обшивки 6, соединенной посредством стрингеров 7 с внутренней обшивкой 8.

Вакуумный насос 3 производит откачку газа через магистраль 2 из вакуумной области, образованной наружной 6 и внутренней 8 обшивками и стрингерами 7. Режим работы насоса регулируется с помощью блока управления 4 в зависимости от температуры наружной обшивки 6. Газ под действием перепада давлений между наружной и внутренней поверхностями наружной обшивки 6 перетекает через сквозные отверстия (щели) в область высокого вакуума, адиабатически расширяясь и охлаждая наружную обшивку 6, при этом происходит ламинаризация пограничного слоя, что приводит к уменьшению аэротермодинамического потока тепла.