Глава XVIII. Тепловая защита летательных аппаратов и их энергетических у (1013646), страница 2
Текст из файла (страница 2)
Поэтому в зависимости от конкретных условий необходимо установить вдоль поверхности последовательно несколько щелей. Заградительное охлаждение находит широкое распространение для тепловой защиты камер сгорания и сопел реактивных двигателей, лопаток высокотемпературных газовых турбин. На рис. 18.5 приведена схема охлаждения цилиндрической камеры сгорания воздушно-реактивного дви!ателя, Для тепловой защиты стенки камеры сгорания на наружной ее поверхности организуется конвективное охлаждение, а на внутренней (со стороны горячего потока газа) реализуется заградительное охлаждение посредством подачи холодного воздуха через цилнндрическу!о щель.
Заградительное охлаждение лопаток газовых турбин организуется, как правило, посредством подачи охлаждающего воздуха через систему отверстий !рис. 18.6). Аналогичным образом реализуется подача охладителя при заградительном охлаждении сопел ракетных двигателей. В этом случае в качестве охладителя используется жидкость — горючее, которое через систему отверстий в области критического сечения сопла подается на наружную поверхность стенки, образуя защитную пленку жидкости. Использование в качестве охладителя жидкости повышает эффективность тепловой защиты, так как в этом случае подводимое тепло к охладителю расходуется не только на его подогрев, но и на его испарение.
Заградительное охлаждение, реализуемое посредством выдува жидкости на защищаемую поверхность, иногда называют пленочным охлаждением. У 6) г) Рис. !8.4, Схемы подачи охладителя при заградительном охлаждении поверхности: о — плоская щель: б — система щелей; в — система отверстий; е — пористая вставке; т — высонотемпервтурный газовый поток; У вЂ” оллвднтель; 3 — область перемещнввния: Š— звщищвемвн поверхность; б — порнствя вставка 43! Рис.
1з.б. Схема комбинированного охлаждения стенки жаровой трубы камеры сгорания: 1 — высакстеипсратуриый гавааый патпк: 2 — пхладитель; 2 — ксиаектнвиое охлаждеиие1 а — стенка жаРовой трусы канары сгараии»; б — ваградительиае охлаждение Рнс. 18.6. Схема конвективно-плснопного охлаждения лопатки газовой турбины: 1 — отверстие дл» выдуаа пклвдитела; 2 — ивружива оболочка лопатка; а — дефлекторы Пористое охлагкдение предполагает использование пористых (проницаемых) материалов.
Пористые материалы содержат поры, т. е. пустотелые промежутки, образующие капиллярные каналы. Охлаждение пористых материалов достигается посредством прокачки жидкости или газа через его капилляры. В этом случае достигается высокая эффективность процесса теплообмена вследствие существенного увеличения поверхности контакта пористого скелета с охладителем, пористый материал по существу пропитан охладителем. Поэтому применение пористых материалов в тепловой защите позволяет существенно повысить ее эффективность.
Заполнение охлаждающего канала (рис. 18.7) пористым материалом позволяет существенно интенсифицировать процесс теплообмена от защишаемой поверхности к охладнтелю. Например, эффективность охлаждения лопатки газовой турбины можно существенно увеличить, если на теплонапряженных ее участках каналы охлаждения заполнить пористыми вставками из материала с большим коэффициентом теплопроводности (см.
рис. 18.7, б). Пористые материалы могут быть использованы для организации подачи охладителя на внешнюю защищаемую поверхность (18.7, в). Вдув охладителя в пограничный слой через пористую (проницаемую) поверхность влияет на его структуру таким образом, что коэффициент теплоотдачи, а, следовательно, и тепловой поток от горячего потока газа к пооистой поверхности уменьшается. Таким образом, при адуве охладителя через пористую поверхность повышение эффективности тепловой защиты обусловлено двумя факторами: во-первых интенсификацией процесса теплообмепа между пористым материалом и охладителем; во-вторых, уменьшением теплового потока от горячего газа к внешней поверхности в результате воздействия вдува охладителя на струк- 432 г) Рнс. 1Р 7, Схемы порист «го охлаждс.«ия зап«к««аемых понсрхнссг«н о — канал с пористмм наив ннтелем; б — охлаждаем:я лопатка гааовой турбины с по.
рнстыми встввнами, в — вдув охлвдител ~ в погр няакый слой терев порпстун«с~анку| е — порвстс«схлвжденв«лопатки гаво «.й туран.,ы с аыдувом охладит ~я иа внешнюю ве поверхность, 1 — вы«ок«тем««ературвмй ~а юный поток; 2 — охлалтнелтк 2 . пористые вставки, и -- погранияный слой; Б — порнюси ст нн": а — силовой терн ен« йгух -— 433 туру пограничного слоя.
Пористое охлаждение с выдувом охладител«в пограничный слой используется для тепловой защиты камер сторг~гия и сопел 12«зкетггьгх двигателей в наиб~лее теплоггап)уяжшь ных его участках, а также может быгь пс«ользовано как эффективный способ тепло«ой защиты поп~ток газовых турбин. В этом случае охлаждшощий воздух подводгпся во внутреннюю полость лопатки и подастся через по(.истую сте«ку (см. рис. 18.7, г).
В авиационной н ракетно-космической технике для организации тепловой защиты широко используются теплозашит«ые покрытия, которые наносятся на внешнюю поверх«ость (рнс. 18.8). Тепло. защитные покрытия условно «ядразделупотсгг па два класса: неразрушаемые (многоразового использования) и разрушаемые (одноразового использования). В первом случае температура на внешней поверхности теплозашпт«ого покрытия до ~ж«а бь.гь меньше допустимой температуры, при которой наступает его разрушение (температуры плавления). Такке поКРЫтИЯ ИСПОЛЬЗУЮТСЯ ДЛЯ тЕПЛгпаой зашиты поверхностей летательных аппаратов, камер сгорания реактивных двигателей, лопаток газовых турбин.
Теплозашитные покрытия многооазового действия изготавливаются из матепиалов тугоплзвких Рпс. ~П.3. Ох«ми топо за«п г- о и«аким значением коэффициента ного покрытия передней пасти теплопповодности и не подвезгаю- л. атедьягго аппарата: ЩИХСЯ ХИМНЧССКОЫМ ВОЗДС.'ЙСТВРЮ ГО- Г - выс осн постной поток га 2 - уд.рива «олив; а — тепло а ° Рнчего Погона Газа. К таким мате- п«итиохе покрытие риалам относятся карбиды и окислы тугоплавких металлов, например ХгО„МоС, ЮС, ХгС и т.
д. Вследствие малого значения коэффициента теплоироводности топкий слой тугоилавкого покрытия может существенно понизить температуру поверхности металлической конструкции, подвер кеииую высокотех<пературному потоку газа. При высоких скоростях полета, к<года температура поверхности доем<гает 10 000...15 000 К, теплозищигяые покрьгги«разрушаются и уносятся с новерхиости летательного аш<арата, Г!рн возвращении летательного аппарата в атмос<реру Зем.<и со скоростью, бо.<ьшей второй космической, поверхность его подвергаегся не только интенсивному коивективному тепловому потоку, ио и лучистому. Источником интенсивною лучистого теи.<ового потока является сжатый и разогретый до высоков темиерат) ры с.юи газа в ударной волне, которая устанавливается впереди летательного,<ипарата при гиперзвуковых скоростях полета.
Следовательно, в этих условиях теплозащитиое покрытие должно обеспечить защиту летагельиого апиараза ие только от коивекгивиого теплово«о возл<иствия, ио и от интенсивных лучисгых погоков. Для этои цели могут быть исиользоваиы разрушаемые !уносимые) тенлозащитиые покрытия Идея их приме<геиия заключается в использовании поглощения тепла в розу.<ьтате фазовых превращений — илавг<ение, испарение илп сублимация. '!юбое <разовое превращеиие вещества, как правило, сопровождается зиачительпым тепловым эффскгом (количество те<к<а, требуемое для перехода 1 кг массы вещества из одного состояиия в другое).
Величина теплового эйкректа свизаиа с температурой фазового превращения ЛЯФ вЂ”вЂ” << <Ф. Для оо.шшинсгиа таких металлов при плавлении /г = 10 кДж/(моль К). Г1ри плав.<ении происходит частичпое ослабление межатомных связей, поэтому ио своей тепловой э<)хфективиости поглощение тепла при плаалеиии намного 1в 10 — 20 раз) уступает испарению, при котором рвугся все молекулярные и атомные связи вещества 1для испарения й = 80... 90 кДж)!к<ель К)!. Значение теплоты испарения ЛЯ„„„колеблется от 5000 кДж)кг у иизкотемперагуриых металлов до 10 000 кДж!кг у тугоплавких окислов и 20 000 кДж)кг у графита.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
