Теплоизоляция для компонентов летательного аппарата и способ ее сборки и использования

Группа изобретений относится к теплоизоляционной системе для летательного аппарата и способу теплоизоляции высокотемпературного компонента летательного аппарата от термочувствительного компонента летательного аппарата во время эксплуатации летательного аппарата, способу сборки теплоизоляционной системы для летательного аппарата. Система содержит высокотемпературный компонент, термочувствительный компонент, несущую конструкцию, емкость, два множества магнитов. Для теплоизоляции высокотемпературного компонента создают магнитные поля от первого и второго множеств магнитов, направленных противоположно в целях образования промежутка между внутренней поверхностью несущей конструкции и внешней поверхностью емкости. Для сборки теплоизоляционной системы соединяют первое множество магнитов с внутренней поверхностью несущей конструкции, устанавливают термическую связь высокотемпературного компонента с внешней поверхностью несущей конструкции, соединяют второе множество магнитов с внешней поверхностью емкости, устанавливают термическую связь термочувствительного компонента с внутренней поверхностью емкости, размещают емкость во внутреннем пространстве несущей конструкции. Обеспечивается ослабление влияния тепла на бортовое электронное оборудование. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 16 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

[001] Настоящее изобретение относится к области летательных аппаратов, и в частности, к ослаблению влияния тепла, воздействующего в полете на бортовое электронное оборудование летательного аппарата.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

[002] Гиперзвуковой полет часто характеризуют как полет через атмосферу со скоростями выше 5 М. На этих скоростях аэродинамический нагрев передних поверхностей летательного аппарата становится проблемой. Аэродинамический нагрев - это нагрев тела, вызываемый потоком текучей среды (например, воздуха) поверх тела.

[003] При гиперзвуковом полете скорость молекул воздуха, ударяющихся о летательный аппарат, быстро падает до нуля вблизи передних кромок летательного аппарата. Нагрев передних поверхностей происходит, когда кинетическая энергия молекул воздуха преобразуется в тепловую энергию. Тепловая энергия нагревает передние поверхности, которые могут передавать тепло другим частям летательного аппарата (например, бортовому электронному оборудованию летательного аппарата). При гиперзвуковых скоростях температура передних поверхностей может превышать 1000 градусов Цельсия. В последние несколько десятилетий были предприняты значительные усилия для решения проблем, связанных с аэродинамическим нагревом гиперзвуковых транспортных средств.

РАСКРЫТИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[004] Один из аспектов включает в себя теплоизоляционную систему для летательного аппарата, который включает в себя по меньшей мере один высокотемпературный компонент и по меньшей мере один термочувствительный компонент. Теплоизоляционная система содержит несущую конструкцию, имеющую внутреннюю поверхность, которая включает в себя первое множество магнитов, которые создают первое магнитное поле, и внешнюю поверхность, которая имеет термическую связь с указанным по меньшей мере одним высокотемпературным компонентом. Теплоизоляционная система также содержит емкость, окруженную внутренней поверхностью несущей конструкции, которая имеет внешнюю поверхность, включающую в себя второе множество магнитов, которые создают второе магнитное поле, ориентированное противоположно первому магнитному полю, и внутреннюю поверхность, которая имеет термическую связь с указанным по меньшей мере одним термочувствительным компонентом. Первое магнитное поле и второе магнитное поле создают промежуток между внутренней поверхностью несущей конструкции и внешней поверхностью емкости для уменьшения теплопередачи от указанного по меньшей мере одного высокотемпературного компонента к указанному по меньшей мере одному термочувствительному компоненту.

[005] Другой аспект включает способ теплоизоляции высокотемпературного компонента летательного аппарата от термочувствительного компонента летательного аппарата во время эксплуатации летательного аппарата. Способ включает создание первого магнитного поля с использованием первого множества магнитов, расположенных вблизи внутренней поверхности несущей конструкции на борту летательного аппарата, при этом несущая конструкция включает в себя внешнюю поверхность, которая имеет термическую связь с высокотемпературным компонентом. Способ также включает создание второго магнитного поля, ориентированного противоположно первому магнитному полю, с использованием второго множества магнитов, расположенных вблизи внешней поверхности емкости, которая окружена внутренней поверхностью несущей конструкции, при этом емкость может иметь внутреннюю поверхность, которая имеет термическую связь с термочувствительным компонентом. Способ также включает создание промежутка между внутренней поверхностью несущей конструкции и внешней поверхностью емкости с использованием первого магнитного поля и второго магнитного поля для уменьшения теплопередачи от высокотемпературного компонента к термочувствительному компоненту во время эксплуатации летательного аппарата.

[006] Еще один аспект включает способ сборки теплоизоляционной системы для летательного аппарата, который включает в себя высокотемпературный компонент и термочувствительный компонент. Способ включает соединение первого множества магнитов с внутренней поверхностью несущей конструкции, при этом первое множество магнитов создает первое магнитное поле. Способ также включает установление термической связи высокотемпературного компонента с внешней поверхностью несущей конструкции. Способ также включает соединение второго множества магнитов с внешней поверхностью емкости, при этом второе множество магнитов создает второе магнитное поле, ориентированное противоположно первому магнитному полю. Способ также включает установление термической связи термочувствительного компонента с внутренней поверхностью емкости. Способ также включает размещение емкости во внутреннем пространстве несущей конструкции, при этом внутреннее пространство образовано внутренней поверхностью несущей конструкции.

[007] Вышеприведенное раскрытие сущности изобретения дает базовое понимание некоторых аспектов описания изобретения. Это раскрытие сущности изобретения не является исчерпывающим обзором описания изобретения. Оно не предназначено ни для определения ключевых или критических элементов описания изобретения, ни для определения какой-либо области охвата конкретных вариантов реализации изобретения или какого-либо объема формулы изобретения. Его единственная цель - представить некоторые концепции описания изобретения в упрощенной форме в качестве вводной части к более подробному описанию, которое будет представлено позже.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

[008] Некоторые аспекты теперь описаны только в качестве примера и со ссылкой на прилагаемые чертежи. Один и тот же ссылочный номер представляет один и тот же элемент или один и тот же тип элемента на всех чертежах.

[009] На ФИГ. 1 показан летательный аппарат согласно примерному варианту реализации изобретения.

[0010] На ФИГ. 2 показана теплоизоляционная система согласно примерному варианту реализации изобретения.

[0011] На ФИГ. 3 показан еще один вид теплоизоляционной системы по ФИГ. 2 согласно примерному варианту реализации изобретения.

[0012] На ФИГ. 4 показан еще один вид теплоизоляционной системы по ФИГ. 2 согласно примерному варианту реализации изобретения.

[0013] На ФИГ. 5 показан еще один вид теплоизоляционной системы по ФИГ. 2 согласно примерному варианту реализации изобретения.

[0014] На ФИГ. 6 показан еще один летательный аппарат согласно примерному варианту реализации изобретения.

[0015] На ФИГ. 7 показана цилиндрическая секция летательного аппарата по ФИГ. 6 согласно примерному варианту реализации изобретения.

[0016] На ФИГ. 8 показана часть кольца и часть цилиндрической секции по ФИГ. 7 согласно примерному варианту реализации изобретения.

[0017] На ФИГ. 9 показана блок-схема способа теплоизоляции высокотемпературного компонента летательного аппарата от термочувствительного компонента летательного аппарата во время эксплуатации летательного аппарата согласно примерному варианту реализации изобретения.

[0018] На ФИГ. 10 показана блок-схема способа сборки теплоизоляционной системы для летательного аппарата, который включает в себя высокотемпературный компонент и термочувствительный компонент, согласно примерному варианту реализации изобретения.

[0019] На ФИГ. 11 показана несущая конструкция с магнитами, соединенными с внутренней поверхностью, согласно примерному варианту реализации изобретения.

[0020] На ФИГ. 12 показана внешняя поверхность несущей конструкции, которая имеет термическую связь с высокотемпературным компонентом согласно примерному варианту реализации изобретения.

[0021] На ФИГ. 13 показана емкость с магнитами, соединенными с внешней поверхностью емкости, согласно примерному варианту реализации изобретения.

[0022] На ФИГ. 14 показана емкость, размещенная во внутреннем пространстве несущей конструкции, согласно примерному варианту реализации изобретения.

[0023] На ФИГ. 15. показана теплоизоляционная система, которая включает в себя амортизационные упоры, согласно примерному варианту реализации изобретения.

[0024] На ФИГ. 16 показана теплоизоляционная система, в которой использована консольная емкость, согласно примерному варианту реализации изобретения.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0025] Фигуры чертежей и последующее описание иллюстрируют конкретные приведенные в качестве примера варианты реализации раскрытия настоящего изобретения. Таким образом, следует понимать, что специалисты в данной области техники смогут разработать различные механизмы, которые, хотя явно и не описаны или не показаны в данном документе, воплощают принципы вариантов реализации изобретения и включены в объем изобретения. Кроме того, любые примеры, описанные в настоящем документе, предназначены для оказания помощи в понимании принципов вариантов реализации изобретения, и их не следует истолковывать как ограниченные такими конкретными показанными примерами и условиями. В результате, концепция (концепции) изобретения не ограничена конкретными вариантами реализации изобретения или примерами реализации, описанными ниже, а только формулой изобретения и ее эквивалентами.

[0026] Варианты реализации изобретения, описанные в настоящем документе, обеспечивают теплоизоляцию компонентов летательного аппарата с использованием магнитных полей для создания промежутка между высокотемпературными компонентами (например, передними поверхностями летательного аппарата) и термочувствительными компонентами (например, бортовым электронным оборудованием летательного аппарата) во время полета, например во время полета с гиперзвуковыми скоростями. Промежуток может уменьшать теплопередачу от высокотемпературных компонентов к термочувствительным компонентам.

[0027] На ФИГ. 1 показан летательный аппарат 100 согласно примерному варианту реализации изобретения. Летательный аппарат 100 может управляться пилотом или быть беспилотным, по необходимости. Летательный аппарат 100 представляет собой только одну конфигурацию летательного аппарата, способного выполнять полет с гиперзвуковой скоростью, а другие конфигурации, не показанные на чертеже, могут быть реализованы по мере необходимости. Например, летательный аппарат 100 при необходимости может иметь другие форму, размер, соотношение сторон и т.п. Таким образом, летательный аппарат 100 просто показан в конкретной конфигурации для целей раскрытия.

[0028] В этом варианте реализации изобретения летательный аппарат 100 включает в себя по меньшей мере один высокотемпературный компонент 106 (например, переднюю поверхность, компонент реактивного двигателя, ракетный компонент, компонент тепловой батареи и т.п.). Например, некоторые из передних поверхностей расположены на крыле 108 летательного аппарата 100, а некоторые из передних поверхностей расположены на хвосте 110 летательного аппарата 100. Во время эксплуатации летательного аппарата 100 при гиперзвуковом полете (например, летательный аппарат 100 перемещается с гиперзвуковыми скоростями, составляющими 5 М и выше), о передние поверхности ударяются молекулы воздуха, движущиеся с высокой скоростью, которые нагревают передние поверхности. Соответственно, нагретые передние поверхности при высоких скоростях можно рассматривать как высокотемпературные компоненты 106. Температура передних поверхностей может превышать 1000 градусов Цельсия, что может приводить к нагреву компонентов внутри летательного аппарата 100, которые могут быть чувствительны к высоким температурам. Например, при таких высоких температурах тепло может быстро переноситься с передних поверхностей внутрь летательного аппарата 100, отрицательно влияя на электронные системы внутри летательного аппарата 100 (например, полетное электронное оборудование, системы управления и т.п.).

[0029] На ФИГ. 2 показана теплоизоляционная система 200 для использования с летательным аппаратом 100 согласно примерному варианту реализации изобретения. Теплоизоляционная система 200 может быть использована для обеспечения теплоизоляции между по меньшей мере одним высокотемпературным компонентом 106 и по меньшей мере одним термочувствительным компонентом 206 (например, электронным оборудованием на летательном аппарате 100). Теплоизоляционная система 200 включает в себя несущую конструкцию 201, которая окружает емкость 204. Несущая конструкция 201 и/или емкость 204 могут быть выполнены из магнитопроницаемого материала или в некоторых вариантах реализации изобретения могут содержать сталь с магнитопроницаемой оболочкой. Одним из примеров магнитопроницаемого материала является никель-железный мягкий магнитный сплав, такой как MuMETAL®. Внешняя поверхность 222 несущей конструкции 201 имеет термическую связь с высокотемпературным компонентом 106. Несущая конструкция 201 имеет внутреннее пространство 214, которое образовано внутренней поверхностью 202 несущей конструкции 201. Емкость 204 включает в себя термочувствительный компонент 206 (например, электронное оборудование) летательного аппарата 100, который имеет термическую связь с внутренней поверхностью 220 емкости 204. Некоторые примеры термочувствительного компонента 206 летательного аппарата 100 включают в себя источники питания, процессоры, устройства памяти, акселерометры, радиочастотные передатчики, радиочастотные приемники, инерционные датчики и т.п.

[0030] Согласно примерному варианту реализации изобретения первое множество магнитов 208 встроены внутрь и/или расположены на поверхности внутренней поверхности 202. Магниты 208 создают первое магнитное поле 216, которое ориентировано в направлении к емкости 204, обозначенном стрелкой.

[0031] Кроме того, согласно примерному варианту реализации изобретения второе множество магнитов 209 встроены внутрь и/или расположены на поверхности внешней поверхности 210 емкости 204. Магниты 209 создают второе магнитное поле 218, которое ориентировано в направлении, обозначенном стрелкой, к внутренней поверхности 202 несущей конструкции 201.

[0032] Магнитные поля магнитов 208-209 выполнены так, чтобы быть направленными навстречу друг другу. Например, ориентация магнитного поля магнитов 208 является противоположной ориентации магнитного поля магнитов 209. Вследствие встречной ориентации магнитных полей емкость 204 отделена от внутренней поверхности 202 несущей конструкции 201 и может быть центрирована во внутреннем пространстве 214 несущей конструкции 201. Это разделение приводит к образованию промежутка 212 между внутренней поверхностью 202 несущей конструкции и внешней поверхностью 210 емкости 204. Магниты 208-209 могут включать в себя постоянные магниты или электромагниты или какую-либо комбинацию постоянных магнитов и электромагнитов, по необходимости. Некоторые примеры материалов, которые могут быть использованы для получения магнитов 208-209, включают в себя сплавы Гейслера, полученные из Со, Fe, Cu, Zr, спеченные сплавы из Со, Fe, Cu, Zr, NdFeB, SmCo, Alnico и т.п. При более высоких значениях напряженности поля магниты 208-209 могут включать в себя закругленные углы, чтобы избежать экстремальных увеличений поля В.

[0033] Материалы стенок, используемые для несущей конструкции 201 и/или емкости 204, могут быть выполнены из материалов с меньшей магнитной проницаемостью, таких как сталь. Стенки также могут быть образованы из материалов с большей магнитной проницаемостью, таких как железо, никель, кобальт и сплавы.

[0034] Во время полета, такого как гиперзвуковой полет, температуры высокотемпературного компонента 106 летательного аппарата 100 (см. ФИГ. 1) увеличиваются и могут переносить тепло в несущую конструкцию 201. Промежуток 212, образованный вследствие магнитного отталкивания между магнитами 208-209, предотвращает непосредственный контакт емкости 204 с несущей конструкцией 201. Соответственно, промежуток 212 уменьшает теплопередачу между несущей конструкцией 201 и емкостью 204, что, в свою очередь, уменьшает теплопередачу между несущей конструкцией 201 и термочувствительным компонентом 206. В некоторых вариантах реализации изобретения внешняя поверхность 210 емкости 204 может включать в себя покрытие, отражающее инфракрасное излучение, и/или краску с низкой излучательной способностью, которая выполнена с возможностью уменьшения теплопередачи от несущей конструкции 201 к емкости 204 вследствие радиационного теплообмена. В других вариантах реализации изобретения промежуток 212 может находиться в условиях разрежения для уменьшения теплопередачи между несущей конструкцией 201 и емкостью 204 вследствие конвективного теплообмена. Соответственно, вакуумная линия может быть соединена с внутренним пространством 214 несущей конструкции 201, и источник вакуума может быть соединен с вакуумной линией.

[0035] В некоторых вариантах реализации изобретения охлаждающее вещество может течь внутри промежутка 212 таким образом, что охлаждающее вещество удаляет тепло из емкости 204. Охлаждающее вещество может представлять собой газ или жидкость, по мере необходимости. Например, охлаждающее вещество может быть топливом для летательного аппарата 100, которое течет мимо емкости 204 через промежуток 212. Соответственно, линия охлаждающего вещества может быть соединена с внутренним пространством 214 несущей конструкции 201, и источник охлаждающего вещества может быть соединен с линией охлаждающего вещества. В некоторых вариантах реализации изобретения источник топлива для летательного аппарата 100 может быть соединен с линией охлаждающего вещества.

[0036] На ФИГ. 3 показан еще один вид теплоизоляционной системы 200 согласно примерному варианту реализации изобретения. В этом варианте реализации изобретения магниты 209 вдоль внешней поверхности 210 емкости 204 являются электромагнитами. Контроллер 302 внутри емкости 204 выполнен с возможностью создания тока 308 возбуждения, который используется для создания и/или изменения напряженности магнитного поля магнитов 209. Во время полета контроллер 302 может обеспечивать подачу тока 308 возбуждения на магниты 209 для создания промежутка 212 между внутренней поверхностью 202 несущей конструкции 201 и внешней поверхностью 210 емкости 204.

[0037] В некоторых вариантах реализации изобретения контроллер 302 может отслеживать промежуток 212 и регулировать ток 308 возбуждения для регулировки промежутка 212. Во время полета летательного аппарата 100 турбулентность может вызывать изменения величины промежутка 212 при введении движения между несущей конструкцией 201 и емкостью 204. Со временем эти движения или изменения промежутка 212 могут вызвать нагрев емкости 204 вследствие изменяющихся во времени магнитных полей, наводимых в емкости 204. Контроллер 302 выполнен с возможностью отслеживания изменений промежутка 212 и изменения тока 308 возбуждения для сглаживания или уменьшения изменений промежутка 212, что, в свою очередь, уменьшает нагрев, который может возникнуть в емкости 204 вследствие вихревых токов, вызываемых магнитным полем.

[0038] Хотя конкретная аппаратная реализация контроллера 302 определяется конструктивными соображениями, один конкретный вариант реализации изобретения включает в себя один или более процессоров 304, соединенных с формирователем 306 тока. Процессор 304 включает в себя любые электронные схемы и/или оптические схемы, которые могут реализовывать функции, описанные в настоящем документе. Например, процессор 304 может реализовывать любую функциональность, описанную в настоящем документе для контроллера 302. Процессор 304 может включать в себя одно или более из следующего: центральных процессоров, микропроцессоров, процессоров цифровой обработки сигналов (digital signal processor, DSP), специализированных интегральных схем (application specific integrated circuit, ASIC), программируемых логических устройств (programmable logic device, PLD), схем управления и т.п. Некоторые примеры процессоров включают в себя процессоры INTEL® CORE™, процессоры Advanced Reduced Instruction Set Computing (RISC) Machines (ARM®) и т.п.

[0039] Формирователь 306 тока включает в себя любые электронные схемы и/или оптические схемы, и/или силовые электронные схемы, которые выполнены с возможностью выработки и/или изменения тока 308 возбуждения. Например, формирователь 306 тока может включать в себя твердотельные силовые реле, реле с переключаемым контактом питания, транзисторы, транзисторы с полевым эффектом на основе оксида металлов (metal oxide field effect transistors, MOSFETS), полевые транзисторы и т.п., используемые для выработки и/или изменения тока 308 возбуждения.

[0040] На ФИГ. 4 показан еще один вид теплоизоляционной системы 200 согласно примерному варианту реализации изобретения. Как показано на ФИГ. 4, термочувствительный компонент 206 выполнен с возможностью связи с внешними системами 402 (например, с электронными системами вне емкости 204) с использованием одного или нескольких приемопередатчиков 404. Приемопередатчики 404 могут включать в себя пары радиопередатчиков/приемников, пары оптических передатчиков/приемников, оптоволоконные пучки, медные провода малого калибра, кварцевые волокна и т.п., которые обеспечивают бесконтактную или термически непроводящую связь между термочувствительным компонентом 206 и внешними системами 402. Целесообразно использовать бесконтактную или термически непроводящую связь для уменьшения теплопередачи от несущей конструкции 201 к емкости 204 и, в конечном счете, для уменьшения теплопередачи от несущей конструкции 201 к термочувствительному компоненту 206.

[0041] На ФИГ. 5 показан еще один вид теплоизоляционной системы 200 согласно примерному варианту реализации изобретения. Как показано на ФИГ. 5, магниты 208 вдоль внутренней поверхности 202 несущей конструкции 201 являются электромагнитами. Контроллер 502 выполнен с возможностью создания тока 508 возбуждения, который используется для создания и/или изменения напряженности магнитного поля магнитов 208. Во время полета контроллер 502 может обеспечивать подачу тока 508 возбуждения на магниты 208 для создания промежутка 212 между внутренней поверхностью 202 несущей конструкции 201 и внешней поверхностью 210 емкости 204.

[0042] В некоторых вариантах реализации изобретения контроллер 502 может отслеживать промежуток 212 и регулировать ток 508 возбуждения для регулировки промежутка 212 способом, описанным выше для контроллера 302. В вариантах реализации изобретения, в которых как контроллер 302, так и контроллер 502 содержатся в теплоизоляционной системе 200, между контроллером 302 и контроллером 502 может происходить согласование для инициирования возникновения промежутка 212 и/или изменения промежутка 212 во время полета. Это согласование может быть возможно с использованием приемопередатчиков 404, проиллюстрированных и раскрытых ранее со ссылкой на ФИГ. 4. В вариантах реализации изобретения, в которых имеется только контроллер 302, магниты 208 могут содержать постоянные магниты, а магниты 209 могут содержать электромагниты. В вариантах реализации изобретения, в которых имеется только контроллер 502, магниты 209 могут содержать постоянные магниты, а магниты 208 могут содержать электромагниты.

[0043] Хотя конкретная аппаратная реализация контроллера 502 определяется конструктивными соображениями, один конкретный вариант реализации изобретения включает в себя один или более процессоров 504, соединенных с формирователем 506 тока. Процессор 504 может включать в себя аппаратные варианты реализации изобретения, описанные ранее для процессора 304, и формирователь 506 тока может включать в себя аппаратные варианты реализации изобретения, описанные ранее для формирователя 306 тока.

[0044] На ФИГ. 6 показан еще один летательный аппарат 600 согласно примерному варианту реализации изобретения. В некоторых вариантах реализации изобретения летательный аппарат 600 может быть выполнен с возможностью гиперзвукового полета (например, летательный аппарат 600 может быть выполнен с возможностью выполнять полет с гиперзвуковыми скоростями 5 М и выше). Летательный аппарат 600 представляет собой только одну конфигурацию летательного аппарата, способного выполнять полет с гиперзвуковой скоростью, а другие конфигурации, не показанные на чертеже, могут быть реализованы по мере необходимости. Например, летательный аппарат 600 при необходимости может иметь другие форму, размер, соотношение сторон и т.п. Таким образом, летательный аппарат 600 просто показан в конкретной конфигурации для целей раскрытия. В этом варианте реализации изобретения летательный аппарат 600 включает в себя высокотемпературный компонент 602 (например, передние поверхности), который расположен вдоль наружной поверхности 603 кольца 604.

[0045] На ФИГ. 7 показана часть летательного аппарата 600, включающая в себя цилиндрическую секцию 702. На этом виде магниты 209 расположены на наружной поверхности 704 цилиндрической секции 702. На ФИГ. 7 также показаны конусы 706-707, которые соединены с цилиндрической секцией 702. Конус 706 соединен с концом 708 цилиндрической секции 702, а конус 707 соединен с концом 709 цилиндрической секции 702. Там, где конусы 706-707 и концы 708-709 встречаются, образованы элементы, предотвращающие поступательное перемещение кольца 604 в осевом направлении между концами 708-709 цилиндрической секции 702 вдоль длинной оси 710 цилиндрической секции 702. В этом варианте реализации изобретения кольцо 604 может свободно поворачиваться относительно цилиндрической секции 702.

[0046] В этом варианте реализации изобретения кольцо 604 окружает цилиндрическую секцию 702 летательного аппарата 600. В некоторых вариантах реализации изобретения наружная поверхность 704 цилиндрической секции 702 может включать в себя покрытие, отражающее инфракрасное излучение, выполненное с возможностью уменьшения теплопередачи от кольца 604 к цилиндрической секции 702 вследствие радиационного теплообмена.

[0047] На ФИГ. 8 показана часть кольца 604 и часть цилиндрической секции 702 летательного аппарата 600. На этом виде кольцо 604 окружает цилиндрическую секцию 702. В частности, внутренняя поверхность 802 кольца 604 обращена к наружной поверхности 704 цилиндрической секции 702. Кольцо 604 включает в себя множество и/или совокупность магнитов 208. Цилиндрическая секция 702 также включает в себя множество и/или совокупность магнитов 209. Магниты 208-209 имеют противоположные магнитные поля, которые создают промежуток 804 между кольцом 604 и цилиндрической секцией 702.

[0048] Во время полета температуры высокотемпературных компонентов 602 (например, передних поверхностей) летательного аппарата 600 (см. ФИГ. 6) повышаются, и высокотемпературные компоненты могут передавать тепло кольцу 604. Если бы кольцо 604 находилось в тепловом контакте с цилиндрической секцией 702, могла бы произойти теплопередача от высокотемпературных компонентов 602 к цилиндрической секции 702 через кольцо 604. Однако промежуток 804, образованный вследствие магнитного отталкивания между магнитами 208-209, предотвращает контакт кольца 604 с цилиндрической секцией 702 летательного аппарата 600. Соответственно, промежуток 804 уменьшает теплопередачу между кольцом 604 и цилиндрической секцией 702, что, в свою очередь, уменьшает теплопередачу между кольцом 604 и термочувствительным компонентом 206, которые содержатся в цилиндрической секции 702. В некоторых вариантах реализации изобретения контроллер 302 и/или контроллер 502 могут отслеживать промежуток 804, как описано выше для ФИГ. 3 и ФИГ. 5. Например, посредством изменения контроллером 302 тока 508 возбуждения, подаваемого на магниты 209, и/или посредством изменения контроллером 502 тока 508 возбуждения, подаваемого на магниты 208. Благодаря этому, любой из ранее описанных технических режимов контроллера 302 и/или контроллера 502 может применяться для управления промежутком 804 в летательном аппарате 600.

[0049] С использованием промежутка, создаваемого магнитными средствами между высокотемпературными компонентами и термочувствительными компонентами на борту летательного аппарата, аэродинамический нагрев может быть уменьшен или исключен, особенно во время гиперзвукового полета летательного аппарата.

[0050] На ФИГ. 9 показана блок-схема способа 900 теплоизоляции высокотемпературного компонента летательного аппарата от термочувствительного компонента летательного аппарата во время эксплуатации летательного аппарата согласно примерному варианту реализации изобретения. Способ 900 будет описан в отношении теплоизоляционной системы 200, хотя способ 900 может быть выполнен посредством других систем, не показано. Этапы способов, описанные в настоящем документе, могут включать в себя другие этапы, которые не показаны. Также, этапы могут быть выполнены в альтернативном порядке.

[0051] Со ссылкой на ФИГ. 2, магниты 208, расположенные вблизи внутренней поверхности 202 несущей конструкции 201, создают магнитное поле 216 (см. этап 902). Магниты 209 на емкости 204 также создают магнитное поле 218. Магнитное поле 218 ориентировано противоположно магнитному полю 216 (см. этап 904). Магниты 208-209 могут содержать постоянные магниты, электромагниты или комбинацию постоянных магнитов и электромагнитов. Поскольку магнитное поле 216 и магнитное поле 218 противоположны друг другу, между несущей конструкцией 201 и емкостью 204 создается сила отталкивания, образующая промежуток 212 (см. этап 906). Промежуток 212 отделяет емкость 204 от несущей конструкции 201 и обеспечивает тепловой барьер между емкостью 204 и несущей конструкцией 201. Поскольку высокотемпературный компонент 106 имеет термическую связь с внешней поверхностью 222 несущей конструкции 201, и термочувствительный компонент 206 имеет термическую связь с внутренней поверхностью 220 емкости 204, теплопередачу от высокотемпературного компонента 106 к термочувствительному компоненту 206 уменьшают с использованием промежутка 212.

[0052] На ФИГ. 10 показана блок-схема способа 1000 сборки теплоизоляционной системы для летательного аппарата, который включает в себя высокотемпературный компонент и термочувствительный компонент согласно примерному варианту реализации изобретения. Способ 1000 будет описан в отношении теплоизоляционной системы 200, хотя способ 1000 может применяться к другим теплоизоляционным системам, не показано.

[0053] Во время процесса сборки теплоизоляционной системы 200, магниты 208 соединены с внутренней поверхностью 202 несущей конструкции 201 (см. этап 1002). Магниты 208 соединены таким образом, что они имеют одинаковую ориентацию магнитного поля (например, магнитное поле 216, северный полюс которого направлен во внутреннее пространство 214 несущей конструкции 201). Магниты 208 могут быть связаны с внутренней поверхностью 202 (например, с использованием адгезива), прикреплены с использованием крепежного изделия и/или выполнены частично или полностью в пределах внутренней поверхности 202 несущей конструкции 201. На ФИГ. 11 показана несущая конструкция 201 с магнитами 208, соединенными с внутренней поверхностью 202 согласно примерному варианту реализации изобретения.

[0054] Внешняя поверхность 222 несущей конструкции 201 имеет термическую связь с высокотемпературным компонентом 106 (см. этап 1004). Например, внешняя поверхность 222 может иметь термическую связь с передними кромками планера 102, корпусами двигателей или другими высокотемпературными элементами на летательном аппарате 100 с использованием любого количества теплопроводящих материалов, по мере необходимости. На ФИГ. 12 показана внешняя поверхность 222 несущей конструкции 201, имеющая термическую связь с высокотемпературным компонентом 106, согласно примерному варианту реализации изобретения.

[0055] Магниты 209 соединены с внешней поверхностью 210 емкости 204 (см. этап 1006). Магниты 209 соединены таким образом, что они имеют одинаковую ориентацию магнитного поля (например, магнитного поля 218). Магниты 209 могут быть связаны с внешней поверхностью 210 (например, с использованием адгезива), прикреплены с использованием крепежного изделия и/или выполнены частично или полностью в пределах внешней поверхности 210 емкости 204. На ФИГ. 13 показана емкость 204 с магнитами 209, соединенными с внешней поверхностью 210 емкости 204, согласно примерному варианту реализации изобретения.

[0056] Внутренняя поверхность 220 емкости 204 имеет термическую связь с термочувствительным компонентом 206 (см. этап 1008). Например, внутренняя поверхность 220 емкости 204 может иметь термическую связь с электронным оборудованием, датчиками, источниками питания или другими термочувствительными элементами на летательном аппарате 100 с использованием любого количества теплопроводящих материалов, по мере необходимости. На ФИГ. 13 показана внутренняя поверхность 220 емкости 204, имеющая термическую связь с термочувствительным компонентом 206, согласно примерному варианту реализации изобретения.

[0057] Емкость 204 размещена во внутреннем пространстве 214 несущей конструкции 201, при этом внутреннее пространство 214 образовано внутренней поверхностью 202 несущей конструкции 201 (см. этап 1010). На ФИГ. 14 показана емкость 204, размещенная во внутреннем пространстве 214 несущей конструкции 201, согласно примерному варианту реализации изобретения.

[0058] На ФИГ. 15 показана теплоизоляционная система 200, включающая в себя амортизационные упоры 1502 согласно примерному варианту реализации изобретения. Хотя амортизационные упоры 1502 были показаны размещенными на внутренней поверхности 202 несущей конструкции 201, амортизационные упоры 1502 могут альтернативно или дополнительно быть размещены на внешней поверхности 210 емкости 204. В этом варианте реализации изобретения амортизационные упоры 1502 используют для предотвращения контакта несущей конструкции 201 с емкостью 204 в тех случаях, в которых сила отталкивания, созданная магнитами 208-209, временно преодолена (например, вследствие событий, связанных с большими ускорениями). Амортизационные упоры 1502 могут быть использованы для предотвращения повреждения, которое может произойти в теплоизоляционной системе 200 при этих экстремальных обстоятельствах. Амортизационные упоры 1502 могут быть выполнены из высокотемпературных амортизационных материалов. Некоторые примеры из высокотемпературных амортизационных материалов включают в себя силикон, фторсиликон, фторуглерод, полиэтилен высокой плотности, перфторэластомерные соединения и т.п. В некоторых вариантах реализации изобретения внутренняя поверхность 202 несущей конструкции 201 и/или внешняя поверхность 210 емкости 204 могут быть выполнены с возможностью преобразования относительного перемещения несущей конструкции 201 и емкости 204 в электрический ток (например, с использованием катушек из проводящих проволок, встроенных внутрь несущей конструкции 201 и/или емкости 204). Электрический ток, полученный в результате относительного перемещения, может быть использован для питания небольших датчиков или электронных компонентов (например, нагрузок термочувствительного компонента 206 небольшой мощности). В дополнение к вырабатыванию тока, катушки могут обеспечивать вибродемпфирование.

[0059] Несущая конструкция 201 и/или емкость 204 могут включать в себя термоэлектрические охладители в некоторых вариантах реализации изобретения. Например, внешняя поверхность 210 емкости 204 может включать в себя горячую сторону термоэлектрического охладителя, с холодной стороной, размещенной вдоль внутренней поверхности 220 емкости 204. Электрический ток (например, полученный электрический ток) может быть использован термоэлектрическим охладителем для охлаждения внутренней емкости 204 с излучением тепла во внутреннее пространство 214 несущей конструкции 201.

[0060] На ФИГ. 16 показана теплоизоляционная система 200, в которой использована консольная емкость 204, согласно примерному варианту реализации изобретения. В некоторых случаях может быть необходимо охлаждение емкости 204 посредством обеспечения возможности непосредственного контакта емкости 204 с топливом, с обеспечением при этом возможности прохождения силовых соединений большой мощности от несущей конструкции 201 в емкость 204. Например, несущая конструкция 201 может содержать топливный бак летательного аппарата 100, а термочувствительный компонент 206 может содержать СВЧ-усилитель большой мощности для радиолокационной системы. Консольное выполнение емкости 204 с прохождением в топливный бак обеспечивает возможность окружения емкости 204 топливом, которое охлаждает емкость 204. При этом движением емкости 204 можно управлять с использованием магнитного поля 216 и магнитного поля 218, как описано ранее. В некоторых вариантах реализации изобретения емкость 204 может содержать теплообменник. Если теплообменник размещен в топливном баке для использования топлива в качестве охлаждающего вещества, теплообменник обычно размещают на дне топливного бака. Если емкость 204 содержит теплообменник, возможны дополнительные варианты размещения теплообменника в топливном баке (например, по бокам или вверху топливного бака).

[0061] Любые из различных элементов, показанных на чертежах или описанных в настоящем документе, могут быть реализованы в виде аппаратных средств, программного обеспечения, прошивки или какой-либо комбинации указанных средств. Например, элемент может быть реализован в виде специальных аппаратных средств. Элементы специальных аппаратных средств могут называться "процессорами", "контроллерами" или какими-либо аналогичными терминами. Функции при обеспечении их реализации процессором могут быть реализованы одним специальным процессором, одним общим процессором или множеством отдельных процессоров, некоторые из которых могут использоваться совместно. Кроме того, явное использование термина "процессор" или "контроллер" не следует истолковывать как ссылку исключительно на аппаратные средства, способные на выполнение программного обеспечения, и указанный термин может неявно включать, без ограничения, процессор цифровой обработки сигналов (digital signal processor, (DSP), аппаратные средства, сетевой процессор, специализированную интегральную схему (application specific integrated circuit, ASIC) или другие схемы, программируемую пользователем вентильную матрицу (field programmable gate array, FPGA), постоянное запоминающее устройство (read only memory, ROM) для хранения программного обеспечения, оперативную память (random access memory, RAM), энергонезависимое запоминающее устройство, логический или какой-либо другой физический аппаратный компонент или модуль.

[0062] Также, элемент может быть реализован в виде инструкций, исполняемых процессором или компьютером для реализации функций элемента. Некоторые примеры инструкций представляют собой программное обеспечение, программный код и прошивку. Инструкции работают при их исполнении процессором для управления процессором, чтобы реализовать функции элемента. Инструкции могут быть сохранены на устройствах хранения данных, выполненных с возможностью считывания с помощью процессора. Некоторые примеры устройств хранения данных представляют собой цифровые или твердотельные запоминающие устройства, магнитные носители информации, такие как магнитные диски и магнитные ленты, жесткие диски или оптически считываемые цифровые носители.

Кроме того, раскрытие настоящего изобретения содержит варианты реализации согласно следующим пунктам:

Пункт 1. Теплоизоляционная система для летательного аппарата, который включает в себя по меньшей мере один высокотемпературный компонент и по меньшей мере один термочувствительный компонент, содержащая:

несущую конструкцию, имеющую внутреннюю поверхность, которая включает в себя первое множество магнитов, выполненное с возможностью создания первого магнитного поля, и внешнюю поверхность, имеющую термическую связь с указанным по меньшей мере одним высокотемпературным компонентом; и

емкость, окруженную внутренней поверхностью несущей конструкции и имеющую внешнюю поверхность, включающую в себя второе множество магнитов, выполненное с возможностью создания второго магнитного поля, ориентированного противоположно первому магнитному полю, и внутреннюю поверхность, имеющую термическую связь с указанным по меньшей мере одним термочувствительным компонентом,

причем первое магнитное поле и второе магнитное поле выполнены с возможностью создания промежутка между внутренней поверхностью несущей конструкции и внешней поверхностью емкости для уменьшения теплопередачи от указанного по меньшей мере одного высокотемпературного компонента к указанному по меньшей мере одному термочувствительному компоненту во время эксплуатации летательного аппарата.

Пункт 2. Теплоизоляционная система по пункту 1, в которой: первое множество магнитов содержит электромагниты; а теплоизоляционная система также включает в себя: контроллер, который выполнен с возможностью подачи тока возбуждения на первое множество магнитов для создания первого магнитного поля.

Пункт 3. Теплоизоляционная система по пункту 2, в которой: контроллер выполнен с возможностью отслеживания изменений промежутка между внешней поверхностью емкости и внутренней поверхностью несущей конструкции и изменения тока возбуждения, подаваемого на первое множество магнитов, для уменьшения изменений промежутка.

Пункт 4. Теплоизоляционная система по любому из пунктов 1-3, в которой: второе множество магнитов содержат электромагниты; а теплоизоляционная система также включает в себя: контроллер, который выполнен с возможностью подачи тока возбуждения на второе множество магнитов для создания второго магнитного поля.

Пункт 5. Теплоизоляционная система по пункту 4, в которой: контроллер выполнен с возможностью отслеживания изменений промежутка между внешней поверхностью емкости и внутренней поверхностью несущей конструкции и изменения тока возбуждения, подаваемого на второе множество магнитов, для уменьшения изменений промежутка.

Пункт 6. Способ теплоизоляции высокотемпературного компонента летательного аппарата от термочувствительного компонента летательного аппарата во время эксплуатации летательного аппарата, включающий:

создание первого магнитного поля с использованием первого множества магнитов, расположенных вблизи внутренней поверхности несущей конструкции на борту летательного аппарата, при этом несущая конструкция включает в себя внешнюю поверхность, которая имеет термическую связь с высокотемпературным компонентом;

создание второго магнитного поля, ориентированного противоположно первому магнитному полю с использованием второго множества магнитов, расположенных вблизи внешней поверхности емкости, которая окружена внутренней поверхностью несущей конструкции, при этом емкость включает в себя внутреннюю поверхность, которая имеет термическую связь с термочувствительным компонентом; и

создание промежутка между внутренней поверхностью несущей конструкции и внешней поверхностью емкости с использованием первого магнитного поля и второго магнитного поля для уменьшения теплопередачи от высокотемпературного компонента к термочувствительному компоненту во время эксплуатации летательного аппарата.

Пункт 7. Способ по пункту 6, согласно которому: первое множество магнитов содержит электромагниты; и создание первого магнитного поля также включает: подачу тока возбуждения на первое множество магнитов.

Пункт 8. Способ по пункту 7, также включающий: отслеживание изменений промежутка между внешней поверхностью емкости и внутренней поверхностью несущей конструкции и изменение тока возбуждения, подаваемого на первое множество магнитов, для уменьшения изменений промежутка.

Пункт 9. Способ по любому из пунктов 6-8, согласно которому: второе множество магнитов содержат электромагниты; и создание второго магнитного поля также включает: подачу тока возбуждения на второе множество магнитов.

Пункт 10. Способ по пункту 9, также включающий: отслеживание изменений промежутка между внешней поверхностью емкости и внутренней поверхностью несущей конструкции и изменение тока возбуждения, подаваемого на второе множество магнитов, для уменьшения изменений промежутка.

Пункт 11. Способ сборки теплоизоляционной системы для летательного аппарата, который включает в себя высокотемпературный компонент и термочувствительный компонент, включающий:

соединение первого множества магнитов с внутренней поверхностью несущей конструкции, при этом первое множество магнитов выполнено с возможностью создания первого магнитного поля;

установление термической связи высокотемпературного компонента с внешней поверхностью несущей конструкции;

соединение второго множества магнитов с внешней поверхностью емкости, при этом второе множество магнитов выполнено с возможностью создания второго магнитного поля, ориентированного противоположно первому магнитному полю;

установление термической связи термочувствительного компонента с внутренней поверхностью емкости; и

размещение емкости во внутреннем пространстве несущей конструкции, которое образовано внутренней поверхностью несущей конструкции.

Пункт 12. Способ по пункту 11, согласно которому соединение первого множества магнитов включает: соединение первого множества электромагнитов с внутренней поверхностью несущей конструкции; и электрическое соединение первого множества электромагнитов с источником тока, который выполнен с возможностью подачи тока возбуждения для создания первого магнитного поля.

Пункт 13. Способ по пункту 11 или 12, согласно которому соединение второго множества магнитов включает: соединение второго множества электромагнитов с внешней поверхностью емкости; и электрическое соединение второго множества электромагнитов с источником тока, который выполнен с возможностью подачи тока возбуждения для создания второго магнитного поля.

Пункт 14. Способ по любому из пунктов 11-13, также включающий: нанесение покрытия, отражающего инфракрасное излучение, на внешнюю поверхность емкости.

Пункт 15. Способ по любому из пунктов 11-14, также включающий: нанесение покрытия, отражающего инфракрасное излучение, на внутреннюю поверхность несущей конструкции.

Пункт 16. Способ по любому из пунктов 11-15, согласно которому установление термической связи высокотемпературного компонента с внешней поверхностью несущей конструкции также включает: установление термической связи передней поверхности летательного аппарата с внешней поверхностью несущей конструкции.

Пункт 17. Способ по любому из пунктов 11-16, согласно которому установление термической связи термочувствительного компонента с внутренней поверхностью емкости также включает: установление термической связи полетного электронного оборудования летательного аппарата с внутренней поверхностью емкости.

Пункт 18. Способ по любому из пунктов 11-17, также включающий: соединение вакуумной линии с внутренним пространством несущей конструкции; и соединение источника вакуума с вакуумной линией.

Пункт 19. Способ по любому из пунктов 11-18, также включающий: соединение линии охлаждающего вещества с внутренним пространством несущей конструкции; и соединение источника охлаждающего вещества с линией охлаждающего вещества.

Пункт 20. Способ по пункту 19, согласно которому соединение источника охлаждающего вещества также включает: соединение источника топлива для летательного аппарата с линией охлаждающего вещества.

Пункт 21. Теплоизоляционная система для летательного аппарата, который включает в себя передние поверхности, содержащая:

несущую конструкцию, имеющую внутреннюю поверхность, которая включает в себя первое множество магнитов, выполненное с возможностью создания первого магнитного поля, и внешнюю поверхность, имеющую термическую связь с передними поверхностями летательного аппарата; и

емкость, окруженную внутренней поверхностью несущей конструкции и имеющую внешнюю поверхность, включающую в себя второе множество магнитов, выполненное с возможностью создания второго магнитного поля, ориентированного противоположно первому магнитному полю, и внутреннюю часть, которая включает в себя электронное оборудование;

причем первое магнитное поле и второе магнитное поле выполнены с возможностью создания промежутка между внутренней поверхностью несущей конструкции и внешней поверхностью емкости для уменьшения теплопередачи от передних поверхностей в электронное оборудование во время эксплуатации летательного аппарата.

Пункт 22. Теплоизоляционная система по пункту 21, в которой: первое множество магнитов содержат электромагниты; а контроллер выполнен с возможностью подачи тока возбуждения на первое множество магнитов для создания первого магнитного поля.

Пункт 23. Теплоизоляционная система по пункту 22, в которой: контроллер выполнен с возможностью отслеживания изменений промежутка между внешней поверхностью емкости и внутренней поверхностью несущей конструкции и изменения тока возбуждения, подаваемого на первое множество магнитов, для уменьшения изменений промежутка.

Пункт 24. Теплоизоляционная система по любому из пунктов 21-23, в которой: второе множество магнитов содержат электромагниты; а контроллер выполнен с возможностью подачи тока возбуждения на второе множество магнитов для создания второго магнитного поля.

Пункт 25. Теплоизоляционная система по пункту 24, в которой: контроллер выполнен с возможностью отслеживания изменений промежутка между внешней поверхностью емкости и внутренней поверхностью несущей конструкции и изменения тока возбуждения, подаваемого на второе множество магнитов, для уменьшения изменений промежутка.

Пункт 26. Теплоизоляционная система по любому из пунктов 21-25, в которой: электронное оборудование содержит полетное электронное оборудование летательного аппарата.

Пункт 27. Теплоизоляционная система по пункту 26, в которой: эксплуатация летательного аппарата включает гиперзвуковой полет.

Пункт 28. Теплоизоляционная система по любому из пунктов 21-27, в которой: внешняя поверхность емкости включает в себя покрытие, отражающее инфракрасное излучение.

Пункт 29. Теплоизоляционная система по любому из пунктов 21-28, в которой: промежуток между внешней поверхностью емкости и внутренней поверхностью основного корпуса находится в условиях вакуума.

Пункт 30. Теплоизоляционная система по любому из пунктов 21-29, в которой: промежуток между внешней поверхностью емкости и внутренней поверхностью основного корпуса включает в себя охлаждающее вещество, передающее тепло от емкости в охлаждающее вещество.

Пункт 31. Теплоизоляционная система по пункту 30, в которой: охлаждающее вещество является топливом для летательного аппарата.

Пункт 32. Летательный аппарат, содержащий:

планер, который включает в себя передние поверхности;

несущую конструкцию, имеющую внутреннюю поверхность, которая включает в себя первое множество магнитов, выполненное с возможностью создания первого магнитного поля, и внешнюю поверхность, имеющую термическую связь с передними поверхностями планера; и

емкость, окруженную внутренней поверхностью несущей конструкции и имеющую внешнюю поверхность, включающую в себя второе множество магнитов, выполненное с возможностью создания второго магнитного поля, ориентированного противоположно первому магнитному полю, и внутреннюю часть, которая включает в себя электронное оборудование;

причем первое магнитное поле и второе магнитное поле выполнены с возможностью создания промежутка между внутренней поверхностью несущей конструкции и внешней поверхностью емкости для уменьшения теплопередачи от передних поверхностей планера в электронное оборудование во время эксплуатации летательного аппарата.

Пункт 33. Летательный аппарат по пункту 32, в котором: передние поверхности расположены на крыле планера.

Пункт 34. Летательный аппарат по пункту 32 или 33, в котором: эксплуатация летательного аппарата включает гиперзвуковой полет.

Пункт 35. Летательный аппарат по любому из пунктов 32-34, в котором: эксплуатация летательного аппарата включает пилотируемый полет.

Пункт 36. Транспортное средство, содержащее:

цилиндрическую секцию, имеющую наружную поверхность, которая включает в себя первое множество магнитов, выполненное с возможностью создания первого магнитного поля, и внутреннюю поверхность, которая окружает электронное оборудование транспортного средства; и

кольцо, окружающее цилиндрическую секцию, имеющую внутреннюю поверхность, которая включает в себя второе множество магнитов, выполненное с возможностью создания второго магнитного поля, ориентированного противоположно первому магнитному полю, и наружную поверхность, которая включает в себя передние поверхности;

причем первое магнитное поле и второе магнитное поле выполнены с возможностью создания промежутка между наружной поверхностью цилиндрической секции и внутренней поверхностью кольца для уменьшения теплопередачи от передних поверхностей в электронное оборудование во время эксплуатации транспортного средства.

Пункт 37. Транспортное средство по пункту 36, причем: транспортное средство выполнено с возможностью перемещения с гиперзвуковыми скоростями.

Пункт 38. Транспортное средство по пункту 36 или 37, в котором: электронное оборудование летательного аппарата содержит полетное электронное оборудование.

Пункт 39. Транспортное средство по любому из пунктов 36-38, в котором: наружная поверхность кольца соединена с крылом, которое включает в себя по меньшей мере одну из передних поверхностей.

Пункт 40. Транспортное средство по любому из пунктов 36-39, в котором: наружная поверхность цилиндрической секции включает в себя покрытие, отражающее инфракрасное излучение.

Хотя в настоящем документе описаны варианты реализации изобретения, объем раскрытия настоящего изобретения не ограничен этими конкретными вариантами реализации изобретения. Напротив, объем раскрытия настоящего изобретения определен следующей формулой изобретения и ее эквивалентами.

1. Теплоизоляционная система для летательного аппарата, который включает в себя по меньшей мере один высокотемпературный компонент и по меньшей мере один термочувствительный компонент, содержащая:

несущую конструкцию, имеющую внутреннюю поверхность, которая включает в себя первое множество магнитов, выполненное с возможностью создания первого магнитного поля, и внешнюю поверхность, имеющую термическую связь с указанным по меньшей мере одним высокотемпературным компонентом; и

емкость, окруженную внутренней поверхностью несущей конструкции и имеющую внешнюю поверхность, включающую в себя второе множество магнитов, выполненное с возможностью создания второго магнитного поля, ориентированного противоположно первому магнитному полю, и внутреннюю поверхность, имеющую термическую связь с указанным по меньшей мере одним термочувствительным компонентом,

причем первое магнитное поле и второе магнитное поле выполнены с возможностью создания промежутка между внутренней поверхностью несущей конструкции и внешней поверхностью емкости для уменьшения теплопередачи от указанного по меньшей мере одного высокотемпературного компонента к указанному по меньшей мере одному термочувствительному компоненту во время эксплуатации летательного аппарата.

2. Теплоизоляционная система по п. 1, в которой:

первое множество магнитов содержит электромагниты; при этом теплоизоляционная система также включает в себя:

контроллер, который выполнен с возможностью подачи тока возбуждения на первое множество магнитов для создания первого магнитного поля.

3. Теплоизоляционная система по п. 2, в которой:

контроллер выполнен с возможностью отслеживания изменений промежутка между внешней поверхностью емкости и внутренней поверхностью несущей конструкции и изменения тока возбуждения, подаваемого на первое множество магнитов, для уменьшения изменений промежутка.

4. Теплоизоляционная система по п. 1, в которой:

второе множество магнитов содержат электромагниты; при этом теплоизоляционная система также включает в себя:

контроллер, который выполнен с возможностью подачи тока возбуждения на второе множество магнитов для создания второго магнитного поля.

5. Теплоизоляционная система по п. 4, в которой:

контроллер выполнен с возможностью отслеживания изменений промежутка между внешней поверхностью емкости и внутренней поверхностью несущей конструкции и изменения тока возбуждения, подаваемого на второе множество магнитов, для уменьшения изменений промежутка.

6. Способ теплоизоляции высокотемпературного компонента летательного аппарата от термочувствительного компонента летательного аппарата во время эксплуатации летательного аппарата, включающий:

- создание первого магнитного поля с использованием первого множества магнитов, расположенных вблизи внутренней поверхности несущей конструкции на борту летательного аппарата, при этом несущая конструкция включает в себя внешнюю поверхность, которая имеет термическую связь с высокотемпературным компонентом;

- создание второго магнитного поля, ориентированного противоположно первому магнитному полю с использованием второго множества магнитов, расположенных вблизи внешней поверхности емкости, которая окружена внутренней поверхностью несущей конструкции, при этом емкость включает в себя внутреннюю поверхность, которая имеет термическую связь с термочувствительным компонентом; и

- создание промежутка между внутренней поверхностью несущей конструкции и внешней поверхностью емкости с использованием первого магнитного поля и второго магнитного поля для уменьшения теплопередачи от высокотемпературного компонента к термочувствительному компоненту во время эксплуатации летательного аппарата.

7. Способ по п. 6, согласно которому:

первое множество магнитов содержит электромагниты; а создание первого магнитного поля также включает:

подачу тока возбуждения на первое множество магнитов.

8. Способ по п. 7, также включающий:

отслеживание изменений промежутка между внешней поверхностью емкости и внутренней поверхностью несущей конструкции и

изменение тока возбуждения, подаваемого на первое множество магнитов, для уменьшения изменений промежутка.

9. Способ по п. 6, согласно которому:

второе множество магнитов содержат электромагниты; а

создание второго магнитного поля также включает:

подачу тока возбуждения на второе множество магнитов.

10. Способ по п. 9, также включающий:

отслеживание изменений промежутка между внешней поверхностью емкости и внутренней поверхностью несущей конструкции и

изменение тока возбуждения, подаваемого на второе множество магнитов, для уменьшения изменений промежутка.

11. Способ сборки теплоизоляционной системы для летательного аппарата, который включает в себя высокотемпературный компонент и термочувствительный компонент, включающий:

соединение первого множества магнитов с внутренней поверхностью несущей конструкции, при этом первое множество магнитов выполнено с возможностью создания первого магнитного поля;

установление термической связи высокотемпературного компонента с внешней поверхностью несущей конструкции;

соединение второго множества магнитов с внешней поверхностью емкости, при этом второе множество магнитов выполнено с возможностью создания второго магнитного поля, ориентированного противоположно первому магнитному полю;

установление термической связи термочувствительного компонента с внутренней поверхностью емкости и

размещение емкости во внутреннем пространстве несущей конструкции, которое образовано внутренней поверхностью несущей конструкции.

12. Способ по п. 11, согласно которому соединение первого множества магнитов включает:

соединение первого множества электромагнитов с внутренней поверхностью несущей конструкции и

электрическое соединение первого множества электромагнитов с источником тока, который выполнен с возможностью подачи тока возбуждения для создания первого магнитного поля.

13. Способ по п. 11, согласно которому соединение второго множества магнитов включает:

соединение второго множества электромагнитов с внешней поверхностью емкости и

электрическое соединение второго множества электромагнитов с источником тока, который выполнен с возможностью подачи тока возбуждения для создания второго магнитного поля.

14. Способ по п. 11, также включающий:

нанесение покрытия, отражающего инфракрасное излучение, на внешнюю поверхность емкости.

15. Способ по п. 11, также включающий:

нанесение покрытия, отражающего инфракрасное излучение, на внутреннюю поверхность несущей конструкции.

16. Способ по п. 11, согласно которому установление термической связи высокотемпературного компонента с внешней поверхностью несущей конструкции также включает:

установление термической связи передней поверхности летательного аппарата с внешней поверхностью несущей конструкции.

17. Способ по п. 11, согласно которому установление термической связи термочувствительного компонента с внутренней поверхностью емкости также включает:

установление термической связи полетного электронного оборудования летательного аппарата с внутренней поверхностью емкости.

18. Способ по п. 11, также включающий:

соединение вакуумной линии с внутренним пространством несущей конструкции и соединение источника вакуума с вакуумной линией.

19. Способ по п. 11, также включающий:

соединение линии охлаждающего вещества с внутренним пространством несущей конструкции и

соединение источника охлаждающего вещества с линией охлаждающего вещества.

20. Способ по п. 19, согласно которому соединение источника охлаждающего вещества также включает:

соединение источника топлива для летательного аппарата с линией охлаждающего вещества.