FIELD: motors and pumps; aviation.SUBSTANCE: system for thermal protection of an ultrahigh-speed aircraft comprises cold-gas source (200) disposed within a sealed cavity, and drive (100) of the cold-gas source for converting cold-gas source (200) into a high-pressure gas. Portion of wall surface (310) of the cavity of the ultra-high-speed aircraft has a layered structure that includes a transition layer, through which the cold-source gas passes, and an outer surface layer located at the surface of the transition layer and provided with a plurality of micropores for communicating between the transition layer and the space outside the cavity. Drive of cold gas source (200) comprises reservoir (210) of cold gas source (200), air pump (110) and buffer tank (150). Air pump communicates with cold-gas source (210). Buffer tank (150) comprises an inlet and an outlet. Inlet channel of buffer tank (150) communicates with cold source reservoir (210), the outlet channel of the buffer tank communicates with the transitional layer of the wall surface of the cavity. In the area where the outlet channel of buffer tank (150) communicates with the transition layer, an isolating valve is provided. During operation, air pump (110) supplies compressed air to cold-gas source (210) which enters buffer tank (150) and evaporates under air pressure, the resulting gas is ejected into the transitional layer of the wall surface of the cavity from the outlet channel of buffer tank (150), when the isolating valve is opened, and then ejected from the cavity through micropores (300) of the outer surface layer to form a gas film.EFFECT: invention is aimed at improving the safety of an ultra-high-speed aircraft and extending its service life.13 cl, 5 dwg

    Система для тепловой защиты сверхвысокоскоростного летательного аппарата содержит источник (200) газа-холода, расположенный внутри герметичной полости, и приводное устройство (100) источника газа-холода для преобразования источника (200) газа-холода в газ высокого давления. Часть поверхности стенки (310) полости сверхвысокоскоростного летательного аппарата имеет слоистую структуру, которая включает переходный слой, через который проходит газ источника холода, и наружный поверхностный слой, расположенный у поверхности переходного слоя и снабженный множеством микропор для сообщения между переходным слоем и пространством снаружи от полости. Приводное устройство источника (200) газа-холода содержит резервуар (210) источника (200) газа-холода, воздушный насос (110) и буфер (150). Воздушный насос сообщается с резервуаром (210) источника газа-холода. Буфер (150) содержит впускной и выпускной каналы. Впускной канал буфера (150) сообщается с резервуаром (210) источника холода, выпускной канал буфера сообщается с переходным слоем поверхности стенки полости. На участке, где выпускной канал буфера (150) сообщается с переходным слоем, предусмотрен изолирующий клапан. В рабочем режиме воздушный насос (110) подает сжатый воздух в резервуар (210) источника газа-холода, который поступает в буфер (150) и испаряется под давлением воздуха, образующийся газ извергается в переходный слой поверхности стенки полости из выпускного канала буфера(150), когда изолирующий клапан открыт, а затем извергается из полости через микропоры (300) наружного поверхностного слоя с образованием пленки газа. Изобретение направлено на повышение безопасности сверхвысокоскоростного летательного аппарата и срока его службы. 12 з.п. ф-лы, 5 ил.


    Zugriff

    Download


    Exportieren, teilen und zitieren



    Titel :

    SYSTEM FOR THERMAL PROTECTION AND REDUCTION OF FLOW RESISTANCE OF THE SUPER-HIGH-SPEED AIRCRAFT


    Weitere Titelangaben:

    СИСТЕМА ДЛЯ ТЕПЛОВОЙ ЗАЩИТЫ И УМЕНЬШЕНИЯ ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ СВЕРХВЫСОКОСКОРОСТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА


    Beteiligte:
    ZHANG WENWU (Autor:in) / XIANG SHUHONG (Autor:in) / GUO CHUNHAI (Autor:in) / TONG JINGYU (Autor:in) / ZHANG TIANRUN (Autor:in) / YANG YANG (Autor:in) / SONG TAO (Autor:in)

    Erscheinungsdatum :

    2018-10-29


    Medientyp :

    Patent


    Format :

    Elektronische Ressource


    Sprache :

    Russisch


    Klassifikation :

    IPC:    B64C AEROPLANES , Flugzeuge / B64G Raumfahrt , COSMONAUTICS



    THERMAL PROTECTION AND DRAG REDUCTION SYSTEM FOR ULTRA HIGH-SPEED AIRCRAFT

    ZHANG WENWU / XIANG SHUHONG / GUO CHUNHAI et al. | Europäisches Patentamt | 2019

    Freier Zugriff

    Ultra-high speed aircraft thermal protection and drag reduction method and system

    ZHANG WENWU / XIANG SHUHONG / GUO CHUNHAI et al. | Europäisches Patentamt | 2015

    Freier Zugriff

    THERMAL PROTECTION AND DRAG REDUCTION METHOD AND SYSTEM FOR ULTRA HIGH-SPEED AIRCRAFT

    ZHANG WENWU / XIANG SHUHONG / GUO CHUNHAI et al. | Europäisches Patentamt | 2022

    Freier Zugriff

    Thermal protection and drag reduction method and system for ultra high-speed aircraft

    ZHANG WENWU / XIANG SHUHONG / GUO CHUNHAI et al. | Europäisches Patentamt | 2018

    Freier Zugriff

    Thermal protection structure of high-speed aircraft

    WANG CHAO / XU RUINA / JIANG PEIXUE | Europäisches Patentamt | 2020

    Freier Zugriff