Способ неразрушающейся тепловой защиты передней кромки летательного аппарата от воздействия интенсивного теплового потока и передняя кромка летательного аппарата с неразрушающейся тепловой защитой

 

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике, в частности к тепловой защите передних кромок летательных аппаратов (ЛА), совершающих полет в атмосфере со сверх- и гиперзвуковыми скоростями. Согласно изобретению передняя кромка ЛА выполнена в виде оболочки с минимальным аэродинамическим сопротивлением, из материала с высокими теплопроводностью и излучательной способностью. Кромка имеет сферическое затупление и боковые поверхности, воспринимающие пониженные тепловые нагрузки. В полости оболочки установлен светопрозрачный стержень, примыкающий к ее внутренней поверхности. В полете ЛА тепловой поток от сферического затупления, одновременно с его излучением, кондуктивно отводят в зону с пониженными тепловыми нагрузками. Переизлучают этот поток с внешней поверхности данной зоны. Радиационный же поток с внутренней поверхности кромки транспортируют через светопрозрачный стержень в среду с более низкой температурой. Изобретение обеспечивает создание внутри кромки равномерного температурного распределения и увеличение площади ее излучающей поверхности при малых габаритах. Оно также дает снижение максимальных температур и повышение надежности работы передней кромки путем парирования кратковременных пиков тепловой нагрузки. 2 с. и 3 з.п.ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к авиационной и ракетной технике, в частности к тепловой защите передних кромок летательных аппаратов авиационно-космической техники, совершающих полет в атмосфере со скоростями, более чем в шесть раз превышающими скорость звука. Под передними кромками понимаются острые кромки крыльев, рулей и им подобные элементы летательных аппаратов, а также наконечники с полусферическим затуплением и другие элементы летательных аппаратов, которые работают в условиях существенно неравномерного теплового потока вдоль образующей поверхности. К таким аппаратам относятся гиперзвуковые самолеты, спускаемые аппараты и другие специальные изделия.

При движении летательного аппарата в атмосфере с гиперзвуковой скоростью переход кинетической энергии газового потока в тепловую приводит к тому, что суммарное количество тепла, подведенное к поверхности, и, в первую очередь, к передним кромкам, может полностью разрушить конструкцию, выполненную из металла или теплостойкого огнеупорного материала.

Известен способ неразрушающейся тепловой защиты передних кромок гиперзвуковых летательных аппаратов, заключающийся в отводе тепла от кромки летательного аппарата с помощью охладителя (патент США N4014485, кл. 244-117, "Система газового охлаждения для наконечника гиперзвукового аппарата"). Этот способ основан на конвективном массообменном охлаждении стенки, при котором тепло от горячей стенки передается охладителю.

Известна передняя кромка гиперзвукового летательного аппарата (патент США N5257757, кл. 244-117, "Наконечник гиперзвукового летательного аппарата"), включающая оболочку, выполненную из высокотеплопроводного материала, и систему подвода и отвода охладителя от нагретой стенки.

Указанные способ тепловой защиты и передняя кромка требуют использования хладоагента, емкостей его хранения, насосов и другого оборудования. При их реализации также возникает трудность поддержания стационарных или расчетных условий в открытых системах с потерей хладоагента, когда летательный аппарат меняет ориентацию, совершает маневр.

Известен способ тепловой неразрушающейся защиты стенки (Полежаев Ю.В., Юревич Ф. Б. , "Тепловая защита", М., "Энергия", 1976 г., стр. 18.), заключающийся в отводе тепла за счет излучения с внешней поверхности тепловой защиты и основанный на радиационном охлаждении, в котором используется способность нагретой поверхности излучать тепло.

Этот способ применен для неразрушающейся тепловой защиты передней кромки в аппарате "Буран" (СССР) и отсеке "Орбитер" многоразовой транспортной космической системы "Спейс Шаттл" (К. Гэтланд, "Космическая техника", Москва, Мир, 1986 г., стр. 199). Он основан на отводе тепла за счет излучения с внешней поверхности передней кромки, имеющей сферическое затупление, воспринимающее пиковые тепловые нагрузки, и боковых поверхностей, воспринимающих пониженные тепловые нагрузки. В основе способа лежит идея равенства подведенного конвективного теплового потока и излучаемого обратно с нагретой поверхности тела. Температура поверхности, при которой достигается это равенство, называется равновесной, а условием ее достижения является равенство нулю теплоотвода внутрь тепловой защиты. Возможность применения этого способа тепловой защиты на "Орбитер" реализована за счет снижения интенсивности конвективного теплообмена между газом и поверхностью летательного аппарата посредством применения плохообтекаемых поверхностей больших габаритов. Например, затупление передней кромки "Орбитер" выполнено радиусом в несколько десятков сантиметров. Увеличение габаритов передней кромки приводит к существенному увеличению аэродинамического сопротивления и уменьшению скорости полета: "Орбитер" планирует, уменьшая скорость с орбитальной до аэродромно-посадочной.

Известна передняя кромка крыла и носа орбитального летательного аппарата "Орбитер" с неразрушающейся тепловой защитой (К. Гэтланд, "Космическая техника", Москва, Мир, 1986 г., стр. 199), содержащая оболочку, выполненную из материала с высокой излучательной способностью со сферическим затуплением, воспринимающим пиковые тепловые нагрузки, и боковыми поверхностями, воспринимающими пониженные тепловые нагрузки. В качестве такого материала использован углерод-углеродный композиционный материал, который противостоит температурам до 1430^oC (прототип).

Однако использование таких материалов для гиперзвукового летательного аппарата ограничено достаточно низкими допустимыми тепловыми нагрузками, что не позволяет уменьшить габариты передних кромок и улучшить аэродинамические характеристики летательного аппарата. Таким образом, очевидно, что проблема тепловой защиты для аппаратов с минимальным аэродинамическим сопротивлением на гиперзвуковых скоростях полета до сих пор не решена до конца.

Основной задачей, на решение которой направлены заявляемые способ тепловой защиты и передняя кромка летательного аппарата, является создание неразрушающейся тепловой защиты передних кромок гиперзвукового летательного аппарата, выполненных с минимальным аэродинамическим сопротивлением для полета в плотных слоях атмосферы Земли, в условиях существенно неравномерного теплового потока вдоль образующей внешней поверхности кромки.

Единым техническим результатом, достигаемым при осуществлении предлагаемой группы изобретений, является повышение эффективности тепловой защиты передней кромки гиперзвукового летательного аппарата путем создания внутри нее равномерного температурного распределения и увеличения площади излучаемой поверхности при малых габаритах передней кромки, снижение максимальных значений температуры, а также повышение надежности работы передней кромки с тепловой защитой путем парирования кратковременных пиков тепловой нагрузки.

Сущность изобретения заключается в том, что в способе тепловой защиты передней кромки от воздействия интенсивного теплового потока, основанном на отводе тепла за счет излучения с внешней поверхности кромки, имеющей сферическое затупление, воспринимающее пиковые тепловые нагрузки, и боковые поверхности, воспринимающие пониженные тепловые нагрузки, одновременно с излучением с внешней поверхности сферического затупления тепловой поток кондуктивно отводят из зоны сферического затупления в зону кромки с пониженными тепловыми нагрузками, переизлучают его с внешней поверхности этой зоны, а радиационный тепловой поток с внутренней поверхности кромки пропускают через светопрозрачный стержень и транспортируют лучистую энергию из полости кромки, а затем переизлучают ее в среду с более низкой температурой.

Сущность изобретения заключается также в том, что передняя кромка летательного аппарата, выполненная из материала с высокой излучательной способностью со сферическим затуплением, воспринимающим пиковые тепловые нагрузки, и боковыми поверхностями, воспринимающими пониженные тепловые нагрузки, имеет форму оболочки с минимальным аэродинамическим сопротивлением и выполнена из материала, обладающего одновременно высокими излучательной способностью и коэффициентом теплопроводности, причем в полости оболочки соосно установлен светопрозрачный стержень, плотно примыкающий к внутренней поверхности оболочки и оптически связанный со стороны, противоположной затуплению, со средством для транспортировки лучистой энергии из полости кромки, при этом отношение площади поверхности оболочки, воспринимающей пиковые тепловые нагрузки, к площади поверхности оболочки, воспринимающей пониженные тепловые нагрузки, составляет не более 0,2, а толщина оболочки и радиус затупления оболочки связаны с теплофизическими свойствами материала оболочки условием N < 0,2, где где ε_w - степень черноты; T_wx - максимальная допустимая температура внутри оболочки передней кромки; R_n - радиус сферического затупления передней кромки; δ - толщина оболочки; K - коэффициент теплопроводности оболочки; σ - постоянная Стефана-Больцмана.

Кроме того, сущность изобретения заключается в том, что средство для транспортировки лучистой энергии выполнено в виде системы световодов.

Кроме того, сущность изобретения заключается в том, что светопрозрачный стержень может быть набран из световодов с отражательной оболочкой, приемные торцы для ввода излучения которых параллельны противоположным участкам внутренней поверхности оболочки.

Кроме того, сущность изобретения заключается в том, что светопрозрачный стержень выполнен из материала, температура плавления которого превышает максимальную температуру внутри полости передней кромки.

Такая реализация способа позволит за счет совмещения кондуктивного теплоотвода и радиационного сброса тепла эффективно снимать в полете пиковую тепловую нагрузку в области передней кромки с максимальной температурой и перераспределять ее на поверхность кромки с более низкой температурой за счет транзита кондуктивного теплового потока и переизлучения тепловой нагрузки как с внешней, так и с внутренней поверхностей передней кромки.

Под термином "минимальное аэродинамическое сопротивление" понимается величина сопротивления, соответствующая острой (или незатупленной) форме передней кромки (Краснов Н.Ф. "Аэродинамика ракет", М. "Высшая школа", 1986 г. ). Законы аэродинамики затупленных тел позволяют утверждать, что различие между затупленным и острым телом может быть сведено к минимуму в том случае, если отношение радиуса затупления R_n к радиусу миделевого сечения обтекаемого тела r_mid не превышает R_n/r_mid< 0,05 Практически весь диапазон реальных конструкций летательных аппаратов может соответствовать этому условию, если R_n≅0,03 м.

Выполнение соотношения площадей тепловоспринимающих и излучающих поверхностей не более 0,2 позволит эффективно снимать в полете летательного аппарата пиковую тепловую нагрузку в области затупления передней кромки с максимальной температурой и перераспределять ее на поверхность кромки с более низкой температурой за счет транзита кондуктивного теплового потока и переизлучения тепловой нагрузки как с внешней, так и с внутренней поверхности передней кромки.

При выполнении указанного соотношения меньше 0,2 происходит повышение температуры внутри оболочки, что не позволит обеспечить конструктивную прочность передней кромки.

Толщину оболочки и радиус затупления, связанные с теплофизическими свойствами материала оболочки, выбирают при N < 0,2. При этом допускают что (δ/R_n) = 0,5-0,7.

Удовлетворение перечисленных ограничений позволяет выполнить переднюю кромку с минимальным аэродинамическим сопротивлением.

Выполнение светопрозрачного стержня из материала, температура плавления которого больше максимальной температуры внутри полости передней кромки, позволит на всех режимах работы тепловой защиты сохранить высокую степень светопрозрачности стержня, исключить его помутнение, размягчение, растрескивание и прочее, чтобы весь световой поток от внутренней поверхности передней кромки пропустить через светопрозрачный стержень или световоды и сбросить его в среду с более низкой температурой.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг. 1 схематически изображено поперечное сечение оболочки передней кромки, на фиг. 2 изображено изменение относительной плотности теплового потока вдоль образующей поверхности передней кромки гиперзвукового летательного аппарата, где безразмерная координата = S/R_n, R_n - радиус затупления, на фиг. 3 изображены профили температуры поверхности кромок летательного аппарата в расчетах с различной длиной оболочки, на фиг. 4 изображена схема передней кромки с R_n=1 см и δ = 5 мм, на фиг. 5 изображена схема передней кромки с R_n = 3 см и δ = 8 мм, на фиг. 6 изображено поле температур в оболочке передней кромки для варианта R_n = 1 см и δ = 5 мм, на фиг. 7 изображен график относительной температуры в критической точке кромки в зависимости от радиационно-кондуктивного параметра N.

Способ неразрушающейся тепловой защиты передней кромки гиперзвукового летательного аппарата осуществляют следующим образом.

Отводят тепло излучением с внешней поверхности кромки, имеющей сферическое затупление, воспринимающее пиковые тепловые нагрузки, и с боковых поверхностей, воспринимающих пониженные тепловые нагрузки, за счет выполнения кромки из материала с высокой излучательной способностью. Одновременно с излучением с внешней поверхности кромки тепловой поток кондуктивно отводят из зоны сферического затупления в зону кромки с пониженными тепловыми нагрузками, т.е. на боковые поверхности кромки, за счет выполнения кромки из материала с высоким коэффициентом теплопроводности, переизлучают отведенный тепловой поток с внешней поверхности этой зоны, а радиационный тепловой поток с внутренней поверхности кромки пропускают через светопрозрачный стержень и транспортируют лучистую энергию из полости кромки, а затем переизлучают ее в среду с более низкой температурой.

Передняя кромка летательного аппарата (фиг. 1) с неразрушающейся тепловой защитой выполнена в виде оболочки 1 из материала, имеющего одновременно высокие излучательную способность и коэффициент теплопроводности, например, из молибдена или вольфрама, и покрыта как на внешней поверхности, так и на внутренней поверхности окисной пленкой с коэффициентом излучательной способности ε_w = 0,8. Оболочка 1 имеет сферическое затупление 2, воспринимающее пиковые тепловые нагрузки, и боковые поверхности 3, воспринимающие пониженные тепловые нагрузки, и выполнена с минимальным аэродинамическим сопротивлением. В полости оболочки 1 соосно установлен светопрозрачный стержень 4, плотно примыкающий к внутренней поверхности оболочки 1 и оптически связанный со стороны, противоположной затуплению 2 со средством для транспортировки лучистой энергии из полости кромки.

Отношение площади поверхности зоны 2 оболочки 1, воспринимающей пиковые тепловые нагрузки, к площади поверхности зоны 3 оболочки 1, воспринимающей пониженные тепловые нагрузки, составляют не более 0,2, а толщина оболочки 1 и радиус затупления 2 оболочки 1 связаны с теплофизическими свойствами материала оболочки 1 условием N < 0,2 где

где ε_w - степень черноты;
T_wx - максимальная допустимая температура внутри оболочки передней кромки;
R_n - радиус сферического затупления передней кромки;
δ - толщина оболочки;
K - коэффициент теплопроводности оболочки;
σ - постоянная Стефана-Больцмана.

Средство для транспортировки лучистой энергии может быть выполнено в виде системы световодов 5. Светопрозрачный стержень 4 может быть набран из световодов с отражательной оболочкой, приемные торцы для ввода излучения которых параллельны противоположным участкам внутренней поверхности оболочки 1, и выполнен из материала, температура плавления которого превышает максимальную температуру внутри полости кромки.

С целью полного переотражения радиационного потока от стенок световода 5 и прохождения по световоду 5 без потерь на световод 5 нанесена отражательная оболочка 6. В качестве соединительного элемента между светопрозрачным стержнем 4 и световодом 5 выступает апертура 7. Оболочка 1 с основной конструкцией гиперзвукового летательного аппарата 8 соединена через узел крепления оболочки 9.

Стержень 4 и световод 5 с отражательной оболочкой 6 могут быть выполнены на основе синтетических монокристаллов окиси циркония или гафния (т.н. фианиты), сапфира, кварца и др. высокотемпературных светопрозрачных материалов. Стержень 4 и световоды 5 могут быть также выполнены полыми. Оболочка 1 имеет постоянную толщину, что позволяет более точно оценить перетекания кондуктивного теплового потока из области 2 в область 3 и далее к узлу 9. Светопрозрачный стержень 4 своей внешней поверхностью геометрически подобен внутренней поверхности оболочки 1 и отчасти может выполнять функции теплоизоляции за счет более низкого коэффициента теплопроводности. Стержень 4 может содержать элементы с односторонним пропусканием света, например, от внутренней поверхности оболочки 1 по направлению к апертуре 7 световода 5. Эти элементы могут быть выполнены на основе стекла с добавлением тербия и церия. Стержень 4 может быть выполнен в виде набора небольших световодов, содержащих элементы одностороннего пропускания света.

При полете летательного аппарата на гиперзвуковых скоростях в передней кромке происходят следующие процессы. На оболочку 1 воздействует тепловой поток с относительной плотностью, которая изменяется вдоль образующей поверхности, как показано на фиг. 2. В зависимости от выбранной длины оболочки 1 профиль температуры поверхности имеет один из видов, которые представлены на фиг. 3. При R_n = 1 см и δ = 5 мм внутри оболочки 1 устанавливается стационарное поле температуры, как показано на фиг. 6, т.е. на затуплении 2 температура находится в диапазоне 1680-1600 K, на боковой поверхности 3 оболочки 1 и внутри ее 1600-1500 K. За счет выбора коэффициента излучательной способности ε_w = 0,8 тепловой поток излучается с внутренней и внешней поверхности оболочки, при этом одновременно за счет теплопроводности осуществляется транзит кондуктивного теплового потока из затупленной 2 части оболочки 1 на боковые поверхности 3 с более низкой температурой.

Радиационный тепловой поток с внешней поверхности оболочки 1 излучается в окружающую среду, а с внутренней поверхности излучается на светопрозрачный стержень 4, который через апертуру 7 соединен со световодом 5 с отражательной оболочкой 6. Стержень 4 обеспечивает ввод радиационного потока без переотражения с внутренней поверхности оболочки 1 в световод 5 для последующей транспортировки лучистой энергии в зону гиперзвукового летательного аппарата с низкой температурой.

Работоспособность предлагаемого способа тепловой защиты передней кромки и конструкции передней кромки гиперзвукового летательного аппарата подтверждается результатами расчета двумерного температурного распределения в оболочке передней кромки, выполненной из высокотеплопроводного металла с зачерненными поверхностями, имеющими излучательную способность больше 0,8. Оболочка имеет форму конуса со сферическим затуплением при вершине. Образующие конуса составляют угол Θ_o = 5^o с осью оболочки, радиус сферического скругления R_n варьируется от 1 см до 3 см, что позволяет выполнить оболочку с минимальным аэродинамическим сопротивлением. Функция, задающая поверхность передней кромки летательного аппарата, в безразмерных цилиндрических координатах = x/R_n, = r/R_n, имеет следующий вид:

Изменение плотности конвективного теплового потока вдоль образующей поверхности передней кромки гиперзвукового аппарата описывается формулой

где q₀ - плотность теплового потока в критической точке, ψ - угол между внешней нормалью и осью гиперзвукового летательного аппарата (ψ изменяется от нуля в критической точке до (π/2-Θ_o) на конической поверхности). Согласно (2), плотность теплового потока на конической поверхности
q_x= [0,55-0,45cos(2Θ_o)]q_o (3)
При Θ_o = 5^o формула (3) дает q_x≈0.107g₀. Изменение относительной плотности теплового потока вдоль образующей поверхности передней кромки гиперзвукового летательного аппарата показано на фиг. 2.

Величина q₀ рассчитывается по формуле

где

B расчетах принято ρ_o = 1 кг/м³, β = (7000 м)^-1, = 3000 м/с. H = 30 км. При этом по формуле (3) имеем

Для интегральной полусферической излучательной способности поверхности оболочки передней кромки, выполненной из металла, покрытого окисной пленкой, принято значение ε_w = 0.8.

Если не учитывать растекания тепла от окрестности критической точки вдоль оболочки передней кромки гиперзвукового летательного аппарата, стационарная температура оболочки определяется местным значением плотности теплового потока:

где σ - постоянная Стефана-Больцмана. Подстановка в формулу (7) значений q и q_x дает

При уменьшении радиуса скругления R_n от 3 см до 1 см величины T_w0 и T_wx увеличиваются всего на 15%, но фактическое значение температуры в критической точке может уменьшиться за счет увеличения роли растекания тепла вдоль оболочки.

При выборе материала для однородной (несоставной) оболочки передней кромки гиперзвукового летательного аппарата необходимо учитывать следующее условие:
T_m>T_w0^* (9)
Здесь T_m - температура плавления металла, T_w0^* - значение температуры в критической точке, получающееся с учетом растекания тепла. Очевидно, что
T_wx<T^*<T (10)
или

Для наибольшего снижения температуры в критической точке за счет растекания тепла по металлической оболочке передней кромки гиперзвукового летательного аппарата следует использовать металл с как можно более высоким коэффициентом теплопроводности. Естественно, прежде всего, оценить возможность использования меди, обладающей коэффициентом теплопроводности на уровне 400 Вт/(м· K). Температура плавления меди T_m ~ 1400 K. Поэтому медная оболочка не выдержит столь высокой плотности теплового потока и расплавится.

Дальнейшие расчеты выполнены для оболочки из тугоплавкого металла с коэффициентом теплопроводности 100 Вт/м·K. Выбранное постоянное значение коэффициента теплопроводности примерно соответствует свойствам молибдена и вольфрама (температура плавления молибдена ~2900 K, а вольфрама - ~3700 K).

Расчеты поля температуры в металлической оболочке передней кромки гиперзвукового летательного аппарата были проведены с использованием метода конечных элементов. Расчеты проводятся для оболочек конечной длины L вдоль образующей с адиабатическим граничным условием при s = L. Поэтому представляет интерес оценить влияние длины оболочки на температуру в окрестности критической точки. Профили температуры поверхности передней кромки гиперзвукового аппарата с радиусом скругления R = 1 см, рассчитанные для оболочек различной длины, но имеющих одинаковую толщину δ = 5 мм, показаны на фиг. 3.

Видно, что при L > 5 см расчетные данные отличаются незначительно. Разумеется, влияние длины металлической оболочки при большей толщине δ более существенно. В последующих расчетах фиксированным считается расстояние L_x вдоль оси от критической точки на поверхности передней кромки гиперзвукового аппарата до края оболочки. Типичные схемы расчетной области показаны на фиг. 4 и 5.

На фиг. 6 представлен фрагмент расчетного поля температуры для одного из вариантов (см. схему расчетной области на фиг. 4). Заметим, что в силу нелинейности задачи, связанной с тепловым излучением на поверхности передней кромки гиперзвукового летательного аппарата, получение стационарного решения требует итераций.

Данные по температуре в критической точке T_w0^*, полученные в серии расчетов с варьированием толщины оболочки δ и радиуса скругления R_n, обобщены на фиг 7.

Видно, что наименьшие значения T_w0^* получаются при малом радиусе скругления и относительно большой толщине оболочки. Такая форма, рассчитанная с применением радиационно-кондуктивного параметра N, позволяет в условиях существенно неравномерного теплового потока вдоль образующей внешней поверхности передней кромки, создать внутри оболочки 1 равномерное температурное распределение и снизить пиковые значения температуры в затуплении 2 кромки.

Таким образом, представленные материалы показывают, что предлагаемые способы тепловой защиты и конструкция передней кромки позволяют:
- создать более равномерное температурное распределение на всей оболочке, включающей сферическое затупление и боковую поверхность (фиг. 6);
- обеспечить допустимый температурный режим работы передней кромки при тепловых нагрузках до 1400 кВт/м² (что более, чем в три раза превышают тепловые потоки на аппарате "Орбитер");
- уменьшить радиус затупления передней кромки до 1-3 см (что в 30-100 раз меньше, чем на "Орбитер");
- выполнить переднюю кромку с минимальным аэродинамическим сопротивлением, не превышающим сопротивление острой кромки.

Формула изобретения

1. Способ неразрушающейся тепловой защиты передней кромки летательного аппарата от воздействия интенсивного теплового потока, основанный на отводе тепла за счет излучения с внешней поверхности кромки, имеющей сферическое затупление, воспринимающее пиковые нагрузки, и боковые поверхности, воспринимающие пониженные тепловые нагрузки, отличающийся тем, что одновременно с излучением с внешней поверхности тепловой поток кондуктивно отводят из зоны сферического затупления в зону кромки с пониженными тепловыми нагрузками, переизлучают его с внешней поверхности этой зоны, а радиационный тепловой поток с внутренней поверхности кромки пропускают через светопрозрачный стержень и транспортируют лучистую энергию из полости кромки, а затем переизлучают ее в среду с более низкой температурой.

2. Передняя кромка летательного аппарата с неразрушающейся тепловой защитой, выполненная из материала с высокой излучательной способностью, со сферическим затуплением, воспринимающим пиковые тепловые нагрузки, и боковыми поверхностями, воспринимающими пониженные тепловые нагрузки, отличающаяся тем, что она выполнена в виде оболочки с минимальным аэродинамическим сопротивлением из материала, имеющего одновременно высокие излучательную способность и коэффициент теплопроводности, причем в полости оболочки установлен светопрозрачный стержень, плотно примыкающий к внутренней поверхности оболочки и оптически связанный со стороны, противоположной затуплению, со средством для транспортировки лучистой энергии из полости кромки, при этом отношение площади поверхности оболочки, воспринимающей пиковые тепловые нагрузки, к площади поверхности оболочки, воспринимающей пониженные тепловые нагрузки, составляет не более 0,2, а толщина оболочки и радиус затупления оболочки связаны с теплофизическими свойствами материала оболочки условием N < 0,2, где

где ε_w - степень черноты;
T_wx - максимальная допустимая температура внутри оболочки передней кромки;
R_n - радиус сферического затупления передней кромки;
δ - толщина оболочки;
К - коэффициент теплопроводности оболочки;
σ - постоянная Стефана-Больцмана.

3. Передняя кромка по п.2, отличающаяся тем, что средство для транспортировки лучистой энергии выполнено в виде системы световодов.

4. Передняя кромка по п.2, отличающаяся тем, что светопрозрачный стержень набран из световодов с отражательной оболочкой, приемные торцы для ввода излучения которых параллельны участкам внутренней поверхности оболочки.

5. Передняя кромка по п.2, отличающаяся тем, что светопрозрачный стержень выполнен из материала, температура плавления которого превышает максимальную температуру внутри полости кромки.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7