Способ охлаждения головной части летательного аппарата

Изобретение относится к области тепловой защиты авиационной и космической техники. Для охлаждения головной части летательного аппарата охлаждающую жидкость подают на внешнюю поверхность пористой оболочки навстречу набегающему высокотемпературному газовому потоку. На головную часть налагают осевые вибрации интенсивностью 0,03 Вт/м²≤I≤1,2 Вт/м², а параметр вдува охлаждающей жидкости Re выбирают из диапазона 1·10³≤Re<1,2·10³. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Способ относится к авиационной и космической технике, а именно к способам охлаждения головных элементов конструкций летательных аппаратов.

Известен способ теплозащиты гиперзвукового летательного аппарата (ЛА), в котором отсасывают пограничный слой через сквозные отверстия в обшивке во внутреннюю вакуумированную полость и охлаждают эту обшивку за счет адиабатического расширения отсасываемого газа [1].

Указанный способ может оказаться не всегда эффективным, поскольку во внутреннюю полость отсасывают горячий газ, что в конечном итоге приводит к нагреву обшивки. Кроме того, вес конструкции ЛА при данном способе охлаждения возрастает, так как требуется вакуумный насос, система его крепления в аппарате. Соответственно усложняется и конструкция ЛА.

Наиболее близким по технической сущности является способ тепловой защиты летательного аппарата с помощью теплозащитного экрана. Способ заключается в том, что охлаждающую текучую среду подают в жидкой фазе в теплозащитный экран, испаряют ее на внутренней стороне наружной оболочки теплозащитного экрана с обеспечением выхода пара в окружающую атмосферу через поры в поверхности наружной пористой оболочки теплозащитного экрана [2]. Выбран за прототип.

Поскольку процесс нагрева и испарения аналогичен известным своей неустойчивостью процессам, таким как кипение жидкости в большом объеме или испарение потока жидкости в обогреваемых каналах [3], то недостаток известного способа связан с возникновением неустойчивых режимов охлаждения стенок оболочки [4]. На фиг.1.а приведена гидродинамическая картина охлаждения головной части летательного аппарата. Развитие неустойчивых режимов в системе охлаждения способа-прототипа можно проиллюстрировать с помощью графического материала (фиг.1.б). Режимы охлаждения осесимметричной оболочки с полусферическим проницаемым затуплением отражены в виде зависимости относительной функции теплообмена

(где q₊ - теплообмен с возмущениями и q_- - без них) от параметра вдува Re (Re=4G/πµd, где G - расход охладителя, d - диаметр отверстия для протекания жидкости, µ - коэффициент динамической вязкости жидкости).

Область течения 4 соответствует режиму охлаждения стенки за счет вынужденной конвекции жидкости. В этом режиме охлаждения внутренний объем оболочки полностью заполнен водой, которая вытекает под давлением через круглое отверстие и испаряется в высокотемпературном потоке плазмы на расстоянии (0,5-1,0)·10^-3 м от стенки.

Область течения 5 соответствует обращенному дисперсно-кольцевому режиму охлаждения стенки. Такой режим течения обусловлен развитым пузырьковым кипением жидкости. Через круглое отверстие навстречу высокотемпературному потоку подается парожидкостная струя. Расход струи неустойчив с течением времени и хаотически изменяется вследствие течения двухфазного потока через круглое отверстие относительно малого диаметра. Диаметр паровых пузырей становится сравним с диаметром выходного отверстия, что неизбежно приводит к резкому нагреву защищаемой поверхности.

Область течения 6 соответствует снарядному режиму охлаждения стенки. При таком режиме паровый пузырь движется не в спутном потоке жидкости, а навстречу потоку, что обусловлено интенсивными тепловыми нагрузками к охлаждаемой стенке. Снарядный режим может сопутствовать обращенному дисперсно-кольцевому и автоколебательному режимам охлаждения стенки.

Область 7 - переходная область.

Область течения 8 соответствует автоколебательному режиму охлаждения стенки. При относительно небольших расходах охлаждения жидкости на внутренней стороне стенки начинается процесс пузырькового кипения, при этом температура стенки резко возрастает. Возрастание температуры стенки интенсифицирует процесс испарения, возникает пленочное кипение. Интенсивное испарение жидкости приводит к повышению давления пара внутри объема и сильному вдуву через круглое отверстие. Происходит оттеснение набегающего высокотемпературного потока, температура стенки падает. Снижение температуры стенки замедляет скорость парообразования и приводит к вытеснению пара из внутреннего объема поступающей жидкостью. Этот процесс периодически повторяется.

Область течения 9 соответствует паровому режиму охлаждения стенки. Такой режим охлаждения возникает при низких значениях расхода жидкости и высоких значениях теплового потока в стенку. Через круглое отверстие навстречу набегающему высокотемпературному потоку вдувается пар, но расхода пара не хватает для оттеснения набегающего потока, поэтому температура стенки непрерывно возрастает.

Неустойчивые автоколебательный, дисперсно-кольцевой и снарядный режимы охлаждения стенки снижают эффективность и надежность активных методов тепловой защиты. Этот недостаток следует устранить.

Технической задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является повышение эффективности охлаждения головной части ЛА.

Поставленная задача решается тем, что, в дополнение к основным признакам способа-прототипа, устраняют возникающие неустойчивые режимы течения охлаждающей жидкости (режимы 3, 4, 5) за счет наложения линейных вибраций. При этом на головную часть ЛА налагают осевые вибрации интенсивностью

а значение параметра вдува охлаждающей жидкости Re выбирают из диапазона 1·10³≤Re≤1,2·10³.

Такое решение повышает эффективность тепловой защиты наиболее теплонапряженной части элементов конструкций аэрокосмической техники. При I<0,03 Вт/м² влияние вибрации стенки не наблюдается, а при I>1,2 Вт/м² возникает дополнительная турбулизация течения газа. За счет гидродинамического сопротивления подача жидкости охладителя снижается, и, как следствие этого, величина теплового потока в стенку возрастает. Оптимальный режим тепломассообмена охлаждающей жидкости в области защищаемой поверхности осуществляется при изменении гидродинамического параметра вдува Re в диапазоне 1≤Re_d≤1,2. При Re_d>1,2 расход охлаждающей жидкости возрастает, и возникают дополнительно неустойчивые режимы 7, 8. Тепловая защита поверхности ухудшается. В указанном диапазоне изменения параметра Re_d имеют место режимы 4, 5, 6, 9 (см. фиг.1.б). При этом значение функции теплообмена Ψ≤1. Однако тепловая защита недостаточно эффективна, поскольку имеют место неустойчивые режимы 5, 6. Для устранения неустойчивых режимов 5 (обращенного дисперсно-кольцевого) и 6 (снарядного) на защищаемую поверхность налагаются параллельно набегающему высокотемпературному газовому потоку продольные синусоидальные во времени линейные вибрации. Линейные вибрации поверхности повышают эффективность тепловой защиты за счет устранения неустойчивых режимов.

Сущность способа поясняется чертежами фиг.1 - фиг.3, где 1 - оболочка, 2 - отверстие, 3 - струя охладителя, 4-9 - режимы течений жидкого охладителя, 10 - модель оболочки, 11 - вибростенд, 12 - набор шестерен, 13 - штуцер, 14 - плазмотрон, 15 - струя плазмы, 16 - охлаждающая жидкость (вода).

На фиг.1 приведена гидродинамическая картина охлаждения головной части ЛА и режимы течений охладителя в области защищаемой поверхности без линейных вибраций.

На фиг.2 показана схема осуществления предложенного способа тепловой защиты.

На фиг.3 показаны режимы течения охладителя в области защищаемой поверхности при наличии линейных вибраций.

Пример конкретного исполнения. Предложенный способ реализован в лабораторных условиях на модели (фиг.2.).

Амплитуда А, частота вибраций f задавались заменой шестерен 12 и скоростью вращения вала ω электродвигателя, при этом амплитуда А менялась в интервале (0,5-0,7)·10^-3 при частоте f=(1÷25) Гц. Угловая скорость вала электродвигателя вибростенда ω имела значение ω=(1÷157). Внутренний объем модели равен V=5,3014·10^-6 м³, диаметр центрального отверстия 2d=1·10^-3 м. Для моделирования газовой струи 15 применялся плазмотрон ЭДП104А/50 со среднемассовой температурой плазмы до 5000 К при скорости течения порядка 60 м/с. Охлаждающая вода подавалась на полусферическую часть оболочки под давлением Р=4·10⁵ Па. Результаты испытаний в указанном диапазоне интенсивности вибраций приведены на фиг.3 в координатах Ψ и Re_d. Видно, что при наложении линейных вибраций меняется структура режимов течения охлаждающей жидкости. Остаются устойчивые режимы: 4 - режим охлаждения стенки за счет вынужденной конвекции жидкости; 9 - паровой режим; дисперсно-кольцевая область 5 значительно трансформируется.

Таким образом, наличие вибраций, в данном случае линейных, позволяет на практике реализовать достаточно эффективное охлаждение, что говорит о соответствии изобретения критерию промышленная применимость. Повышение эффективности охлаждения при сочетании заявленных признаков не очевидно, что говорит о соответствии технического решения критерию изобретательский уровень.

Источники информации

1. Патент РФ №2060207, 1992 г.

2. Патент РФ №2225330. Способ тепловой защиты летательного аппарата и устройство для его осуществления.

3. Аналитическое исследование устойчивости равновесной системы двухфазного пористого охлаждения. Васильев Л.Л., Майоров В.А. / Проблема тепло- и массопереноса. Минск: «Наука и техника», 1976, с 219-231.

4. Голованов А.Н. Малые энергетические возмущения в задачах механики реагирующих сред/сопряженные задачи механики и экологии: Избранные доклады международной конференции. - Томск; изд-во Том. ун-та, 2000 г. - С.48-71.

1. Способ охлаждения головной части летательного аппарата, при котором на ее внешнюю поверхность навстречу набегающему высокотемпературному потоку подают под давлением охлаждающую жидкость, отличающийся тем, что на головную часть налагают осевые вибрации интенсивностью , а значение параметра вдува охлаждающей жидкости Re выбирают из диапазона 1·10³<Re<1,2·10³.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве охлаждающей жидкости используют воду.