способ временного упрочнения конструкции летательного аппарата и летательный аппарат, изготовленный этим способом

Формула изобретения

1. Способ временного упрочнения конструкции летательного аппарата путем включения в конструкцию силовых элементов, удаляемых в полете после прохождения летательным аппаратом участка повышенных нагрузок, отличающийся тем, что удаляемый силовой элемент образуют за счет осуществляемого при предполетной подготовке и/или в полете местного намораживания жидкого вещества на конструктивный элемент при помощи теплообменного устройства с охлаждаемыми поверхностями, формирующими намораживаемый силовой элемент, путем обеспечения надлежащего теплового режима поддерживают в течение заданного времени целостность намороженного силового элемента, а затем расплавляют его нагреванием теплообменных поверхностей, и образующуюся текучую среду отводят за борт или в бортовую магистраль летательного аппарата.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что на конструктивный элемент намораживают рабочее вещество летательного аппарата.

3. Способ по пп. 1 и 2, отличающийся тем, что для охлаждения теплообменных поверхностей используют криогенное рабочее вещество летательного аппарата.

4. Способ по пп.1 3, отличающийся тем, что для нагревания теплообменных поверхностей используют теплоту газовой подушки наддува рабочей емкости летательного аппарата.

5. Способ по пп.1-3, отличающийся тем, что для нагревания теплообменных поверхностей используют теплоту аэродинамического нагрева летательного аппарата.

6. Летательный аппарат, включающий корпус, двигательную установку, отсек полезного груза, средства управления полетом и встроенные в конструкцию временные силовые элементы, рассчитанные на удаление в полете, отличающийся тем, что временный силовой элемент представляет собой твердый блок из замороженного вещества, размещенного в замкнутой или незамкнутой теплообменной полости, которая образована поверхностями упрочняемого конструктивного элемента и прикрепленных к нему элементов для отвода, подвода тепла и удержания замороженного вещества.

7. Летательный аппарат по п.6, отличающийся тем, что твердый блок образован замороженным рабочим веществом летательного аппарата, размещенным в емкости этого или другого рабочего вещества летательного аппарата.

8. Летательный аппарат по пп. 6 и 7, отличающийся тем, что твердый блок из замороженного вещества армирован металлическими и/или неметаллическими элементами.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА), а конкретно к упрочнению конструкции ЛА.

Известны способ временного упрочнения конструкции ЛА (конкретно, ракеты-носителя) путем включения в конструкцию силовых элементов, удаляемых в полете после прохождения ЛА участка повышенных нагрузок, а также ЛА (ракета-носитель), включающий корпус, двигательную установку, отсек полезного груза, средства управления полетом и встроенные в конструкцию временные силовые элементы, рассчитанные на удаление в полете (Основы конструирования ракет-носителей космических аппаратов. / Под ред. В. П. Мишина и В. К. Карраска. М. Машиностроение, 1991, с. 285-289).

Недостатком известных способа и ЛА является снижение массы полезного груза, размещаемого на борту ЛА из-за необходимости во временных силовых элементах, которые представляют собой выполненные из обычных конструкционных материалов устройства механического типа (в приведенном выше источнике силовой обтекатель с пиротехническими крепежными узлами, толкающими и направляющими механизмами). Применительно к разрабатываемым в настоящее время воздушно-космическим самолетам (ВКС) известные технические решения имеют и тот существенный недостаток, что не обеспечивают надежного функционирования ЛА: существует вероятность повреждения достаточно развитых аэродинамических поверхностей ВКС и входного двигательного устройства (воздухозаборника) удаляемыми (отбрасываемыми) в полете элементами конструкции.

Предлагаемое изобретение направлено на повышение массы полезного груза и надежности функционирования ЛА.

Это достигается тем, что в способе временного упрочнения конструкции ЛА путем включения в нее силовых элементов, удаляемых в полете после прохождения ЛА участка повышенных нагрузок, удаляемый силовой элемент образуют за счет осуществляемого при предполетной подготовке и/или в полете местного намораживания жидкого вещества на конструктивный элемент при помощи теплообменного устройства с охлаждаемыми поверхностями, формирующими намораживаемый силовой элемент, путем обеспечения надлежащего теплового режима поддерживают в течение заданного времени целостность намороженного силового элемента, а затем расплавляют его нагреванием теплообменных поверхностей и образующуюся текучую среду отводят за борт или в бортовую магистраль ЛА. Кроме того, на конструктивный элемент может намораживаться рабочее вещество ЛА, для охлаждения теплообменных поверхностей может использоваться криогенное рабочее вещество ЛА, для нагревания теплообменных поверхностей может использоваться теплота газовой подушки наддува рабочей емкости ЛА, а также теплота аэродинамического нагрева конструкции ЛА.

Технический результат изобретения достигается также тем, что в ЛА, включающем корпус, двигательную установку, отсек полезного груза, средства управления полетом и встроенные в конструкцию временные силовые элементы, рассчитанные на удаление в полете, временный силовой элемент представляет собой твердый блок из замороженного вещества, размещенного в замкнутой или незамкнутой теплообменной полости, которая образована поверхностями упрочняемого конструктивного элемента и прикрепленных к нему элементов для отвода, подвода тепла и удержания замороженного вещества. Кроме того, в предлагаемом ЛА твердый блок может быть образован замороженным рабочим веществом ЛА, размещенным в емкости этого или другого рабочего вещества ЛА, твердый блок из замороженного вещества может армироваться металлическими и/или неметаллическими элементами.

На фиг. 1 представлен ВКС; на фиг. 2 топливный бак ВКС с временными силовыми элементами, продольный разрез, вариант выполнения; на фиг. 3 разрез А-А на фиг. 2; на фиг. 4 то же, вариант выполнения; на фиг. 5 топливный бак, продольный разрез, вариант выполнения; на фиг. 6 узел I на фиг. 5; на фиг. 7 узел II на фиг. 5.

ВКС (фиг. 1) включает корпус 1, топливный бак 2 с отсеками окислителя и горючего для питания жидкостного ракетного двигателя 3, отсек 4 полезного груза, аэродинамические поверхности 5. В конструкцию топливного бака встроены временные силовые элементы, различные варианты которых представлены на фиг. 2-7.

На фиг. 2 изображен топливный бак 2 несущей конструкции с передним расположением отсека 6 горючего, который заправлен жидким водородом. Расположенный сзади отсек 7 окислителя заправлен жидким кислородом и отделен от отсека горючего внутрибаковой перегородкой (днищем) 8. Отсек горючего рассчитан на временное упрочнение при помощи продольных силовых элементов 9, два варианта устройства которых представлены на фиг. 3 и 4. В этих вариантах временные силовые элементы прикреплены к внутренней поверхности теплоизолированной стенки 10 отсека горючего и представляют собой блоки твердого кислорода, размещенные в полостях 11, которые образованы пластинчатыми теплообменными элементами 12, скрепленными со стенкой 10.

Предлагаемый способ поясняется конкретным примером осуществления применительно к временному силовому элементу, представленному на фиг. 3.

За 5,5 ч до старта ВКС начинают продувку отсека 6 горючего охлажденным газообразным гелием (Т 60К) и одновременно продувают полости 6а, 11 будущего временного силового элемента 9. Спустя 1 ч начинают продувку охлажденным газообразным азотом отсека 7 окислителя, которую осуществляют в течение 0,5 ч, после чего в течение 0,5 ч осуществляют его заправку жидким кислородом (Т 90К). Одновременно с последней операцией организуют проток жидкого кислорода в полости 11 временного силового элемента. За 3 ч до старта ВКС осуществляют в течение 0,5 ч заправку жидким водородом (Т 20К) отсека 6 горючего, одновременно заполняя полости 6а временного силового элемента. С началом этой операции снижают подачу жидкого кислорода в полость 11, что вместе с понижением температуры в отсеке горючего приводит к отверждению кислорода (Т_плавл.= 54К) в полости 11. После завершения формирования временного силового элемента 9 подачу жидкого кислорода в полость 11 полностью прекращают. Спустя 2,5 ч после окончания заправки топливного бака горючим осуществляют старт ВКС.

При старте возникают динамические нагрузки на конструкцию ВКС, которые резко возрастают в околозвуковой области полета и удерживаются на высоком уровне в течение 1 мин, после чего интенсивно снижаются. Временные силовые элементы 9 должны работать в течение 2 мин, что достаточно для прохождения ВКС участка пиковых нагрузок. Когда надобность в силовых элементах отпадает, в полость 6а подают нагретый водород (Т 300К) из тракта охлаждения ракетного двигателя ВКС, что вызывает плавление кислородного блока. Этому способствует и то, что по мере выработки горючего из топливного бака поверхности силового элемента 9, ранее омываемые жидким водородом с температурой 20К, вступают в контакт с более теплой газовой подушкой наддува (Т 60К). Жидкий кислород, образующийся при плавлении временных силовых элементов, сливают через бортовую магистраль в отсек 7 окислителя, чтобы использовать затем для питания ракетного двигателя 3.

Временный силовой элемент (фиг. 4) рассчитан на разрушение (плавление) за счет теплового потока, поступающего от аэродинамического нагрева ЛА. Чтобы повысить эффективность этого процесса и исключить нежелательный нагрев массы горючего в баке, поверхности указанного силового элемента покрывают теплоизоляционным слоем 12а.

На фиг. 5 представлен топливный бак 2 с передним отсеком 7 жидкого кислорода и задним отсеком 6 жидкого водорода, через который проходит кислородная тоннельная труба 13. К ней и внутрибаковому днищу 8 прикреплены временные силовые элементы 9а из намороженной массы кислорода, как это показано на фиг. 6. Намораживание силовых элементов осуществляют в данном случае после заправки топливного бака жидким кислородом путем создания регулируемого потока охлажденного газообразного гелия через межстенную теплоизоляцию внутрибаковой перегородки 8 и тоннельной трубы 13. При этом на поверхностях, контактирующих с жидким кислородом, образуется слой твердого вещества, толщина которого определяется изменяемыми во времени температурными параметрами теплообменного процесса. Для формирования стабильного по физическим и геометрическим характеристикам силового элемента с его последующим упорядоченным удалением намораживающие поверхности могут снабжаться радиальными и кольцевыми ребрами (не показаны) и перфорированной (пористой), проницаемой для жидкого кислорода стенкой 14. С началом полета ЛА приходит в движение масса жидких топливных компонентов в баке, изменяется их уровень и вследствие этого изменяется тепловой режим силовых элементов 9а. Их стабильность обеспечивают соответствующим режимом потока гелия в перегородке 8. Удаление силовых элементов осуществляют прекращением расхода гелия и вакуумированием перегородки, что приводит к плавлению и уносу твердой массы потоком жидкого кислорода. Стенка 14 предотвращает случайные скалывания твердой массы и попаданием части в насос ракетного двигателя, что могло бы привести к его повреждению.

На фиг. 7 представлен вариант временного упрочнения стенки топливного бака при помощи силовых элементов 9б и 9в в виде колец, образуемый внутри и снаружи бака соответственно. С этой целью участок межстенной теплоизоляции 15 бака ограждают перегородками 16 и через образованную полость пропускают через хладагент при заполненном баке, что приводит к нарастанию кольцевого твердого блока (силового элемента) 9б из жидкой топливной массы. Надлежащее формование этого внутреннего силового элемента обеспечивают с помощью прикрепленного к баку пористого, проницаемого для топливного компонента кольца 17, которое выполняют, например, из теплопроводной металлической проволочной путанки, вспененного неметаллического материала и т. д.

Внешний силовой элемент 9в образуют путем регулируемой подачи рабочего вещества, например воды, через прикрепленный к баку коробчатый пояс-коллектор 18 при заполненной хладагентом полости. Удаление временных силовых элементов 9б и 9в достигается прекращением подачи хладагента и вакуумированием полости, после чего внутренний элемент 9б плавится от теплоты газовой подушки бака, а внешний элемент 9в от теплоты аэродинамического нагрева ЛА. Этот элемент может обращаться в жидкость, газожидкостную смесь или газ, которые через выполненные в коллекторе 18 отверстия могут поступать на поверхность ЛА в целях охлаждения.

Приведенное выше описание не исчерпывает всего многообразия возможных вариантов конкретного осуществления предлагаемого изобретения. Оно применимо к временному упрочнению любой части конструкции ЛА, а не только топливного бака. Например, в отсеке водородного горючего удобно устроить теплообменную полость для размещения замороженного кислородного окислителя, и в данном случае эта полость является одновременно дополнительной рабочей емкостью ЛА. Подобная емкость может быть устроена и в отсеке одноименного топливного компонента. Временные силовые элементы могут намораживаться на элементы силового набора (шпангоуты, стрингеры) внутри корпуса ЛА, а также сами образовывать временный силовой набор. То же относится и к таким функциональным и конструктивным элементам ЛА, как успокоители (демпферы) плескания топливной массы. Временные силовые элементы можно образовать, например, внутри корпуса ЛА его местным охлаждением снаружи, а расплавить электронагревом, и полученную жидкость подать непосредственно в питающую магистраль работающего бортового двигателя и т. д. Бортовые возможности ВКС и условия теплообмена с внешней средней в полете позволяют рассчитывать на создание временных силовых элементов по предлагаемому способу непосредственно в полете. Для контроля за процессами формирования и разрушения временного силового элемента можно использовать электрические и электронные датчики и схемы из современных систем борьбы с обледенением ЛА.