Термоэмиссионное охлаждение элементов летательных аппаратов. Обзор современных исследований Текст научной статьи по специальности «Физика»

УДК 629.78

ТЕРМОЭМИССИОННОЕ ОХЛАЖДЕНИЕ ЭЛЕМЕНТОВ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ. ОБЗОР СОВРЕМЕННЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ

П. А. Архипов, А. В. Колычев

Балтийский государственный технический университет «ВОЕНМЕХ» им. Д. Ф. Устинова, Санкт-Петербург, Россия

Аннотация. Целью статьи является обзор текущего состояния исследований в области термоэмиссионного охлаждения, освещение его потенциального применения в астронавтике и ракетостроении, особенно для космических аппаратов многоразового использования и высокоскоростных самолетов. Обобщены результаты работы нескольких исследовательских групп из университетов России, США и Китая. Рассматриваются теоретические модели и экспериментальные разработки технологии термоэмиссионного охлаждения без углубления в подробные методологии. Основные исследования в этой области проводятся командами из университетов Мичигана, Колорадо, Вермонта и Техаса в США при активной поддержке корпорации Lockheed Martin. Полученные результаты хорошо коррелируют с результатами теоретической проработки, что указывает на перспективность исследований. Эффект термоэлектронной эмиссии позволяет снизить температуру передних кромок аппаратов, что особенно актуально для космических аппаратов многоразового использования и беспилотных миссий, где поддержание оптимальной температуры компонентов становится ключевым фактором срока службы и надежности системы.

Ключевые слова: термоэмиссионное охлаждение, термоэлектронная эмиссия, тепловые нагрузки, многоразовые космические аппараты

Для цитирования: Архипов П. А., Колычев А. В. Термоэмиссионное охлаждение элементов летательных аппаратов. Обзор современных исследований // Аэрокосмическая техника и технологии. 2023. Т. 1, № 4. С. 13-29. EDN HOLTFI

THERMAL EMISSION COOLING OF AIRCRAFT ELEMENTS. REVIEW OF MODERN STUDIES

P. A. Arkhipov, A. V. Kolychev

Baltic State Technical University "VOENMEH", Saint Petersburg, Russia

Abstract. The purpose of this article is to review the current state of research in the field of thermal emission cooling and to highlight their potential applications in astronautics and rocket science, especially for reusable space vehicles and high-speed aircraft. The article summarizes the results of the work of several research groups from several universities in Russia, the USA and China. It discusses theoretical models and experimental developments of thermal emission cooling technology, without going into detailed methodologies. The main research in this area is carried out by teams from the universities of Michigan, Colorado, Vermont and Texas in the USA with the active support of Lockheed Martin Corporation. Experimental studies of this technology are already being actively carried out at these universities. Moreover, the current findings correlate well with the results of theoretical study, from which we can conclude about the prospects of research. The effect of thermoelectronic emission makes it possible to reduce the temperature of the leading edges of the spacecraft, which is especially important for reusable spacecraft and unmanned missions, where main-

© Архипов П. А., Колычев А. В., 2024

taining the optimal temperature of components becomes a key factor in the service life and reliability of the system.

Keywords: thermal emission cooling, thermoelectronic emission, thermal loads, reusable spacecraft

For citation: Arkhipov P. A., Kolychev A. V. Thermal emission cooling of aircraft elements. Review of modern studies. Aerospace Engineering and Technology. 2023. Vol. 1, no. 4, pp. 13-29. EDN HOLTFI

Введение

Явление термоэлектронной эмиссии - испускание электронов нагретым металлом (материалом) [1]. Оно сопровождается эффектом термоэмиссионного охлаждения (ТЭО), которое заключается в том, что термоэлектроны при выходе забирают с собой энергию, равную работе выхода электрона с кинетической энергией теплового его движения.

В области термоэмиссионных преобразователей ТЭО является самым большим источником отвода тепловой энергии от эмиттера, которая может дости-

2 2 гать порядка 1 МВт/м при плотностях тока 30-40 А/см [2]. Обычно плотность

теплового потока ТЭО рассчитывается по следующей зависимости:

4teo = Jteo (ф + 5800) ' Jteo = ATfaxp (-11600 ,

где jteo - плотность тока эмиссии, проходящего в плазму набегающего потока; ф - работа выхода; Tw - температура катода; А - термоэмиссионная постоянная. Для плотности тока термоэмиссии в 30-40 А/см при температуре стенки 2000 К и работе выхода электронов 2,7 эВ (характерной для вольфрама в парах цезия), qteo = 2,7 МВт/м , что уже сопоставимо с тепловыми потоками на передней кромке, например, орбитального самолета

Space Shuttle (1 МВт/м2) [3]. Таким образом, существует отвод тепла путем термоэмиссии, который сопоставим с уровнем нагрева передних кромок высокоскоростных летательных аппаратов.

БГТУ «ВОЕНМЕХ» (Россия)

Применять ТЭО для летательных аппаратов впервые было предложено в БГТУ «ВОЕНМЕХ» им. Д. Ф. Устинова в 2009 г. [4]. Предлагалось организовать ТЭО в плазму цезия, которая формировалась в небольшом зазоре между внешней оболочкой передней кромки и внутренней - анодом («закрытая» схема).

В 2011 г. БГТУ «ВОЕНМЕХ» им. Д. Ф. Устинова была предложена «открытая» схема ТЭО с переносом электронов через обтекающий летательный аппарат поток высокотемпературного воздуха [5]. Подобная схема обсуждалась в зарубежных публикациях в связи с генерацией электроэнергии, но не с охлаждением термонагруженных структур (рис. 1).

Рис. 1. «Открытая» схема ТЭО

На данный момент активно проводится теоретическая проработка «открытой» схемы. В частности, исследовано влияние применения ТЭО в газотурбинной технике [6], где оценивалось воздействие ТЭО на производительность газотурбинных энергетических систем, оптимизируя температурные параметры турбинных лопаток и улучшая общий КПД. Расчеты проводились для разных температур газа перед турбиной: 1800 К (современный уровень), 2200 и 2700 К (максимальная температура сгорания углеводородов) (рис. 2).

- 1 -без ТэО - 2-1.0 еУ, а 4-1.8 еУ, а ----6-1.8 сУ, б

- 3-1.5 еУ а ---- 5-1.0 еУ, б ----7-1.0 еУ, б

Рис. 2. График зависимости температуры лопатки турбины от температуры

в камере сгорания

Исследование показало, что ТЭО способно поддерживать температуры лопаток турбины на уровне 1000 К при работе выхода электронов на уровне 1,0 эВ и температуре газа перед турбиной в 2700 К.

Выполнен расчет эффективности ТЭО для сферических затуплений на гиперзвуковых скоростях [7]. Определено, что снижение температуры становится за-

метным на скоростях свыше М = 13, что демонстрирует потенциал технологии для создания многоразовых космических аппаратов, поскольку любая многоразовая система сталкивается с проблемой сильного аэродинамического нагрева. Полученная зависимость температуры от числа Маха представлена на рис. 3.

Рис. 3. Температура критической точки сферы при наличии ТЭО, ограниченного пространственным зарядом

Исследование также впервые предложило и обосновало возможность проведения диагностики нагрева при числах Маха полета ниже М = 13 с использованием термоэмиссии электронов. Данная технология может быть применена как для анализа при эксплуатации и разработке ракетных двигателей, так и для многоразовых космических аппаратов.

Проводится подготовка и к ряду экспериментальных исследований. Так, в среде продуктов сгорания авиационного и ракетного двигателя будут проводиться исследования различных экспериментальных образцов термоэмиссионных покрытий (рис. 4).

Рис. 4. Испытательный стенд (1 - катод, 2 - анод)

ТГУ (Россия)

По исследованиям «закрытой» схемы много публикаций у Томского государственного университета [6-13]. Представлена и исследована модель многослойной термоэмиссионной тепловой защиты закрытого типа.

На рис. 5 показаны зависимости внешней температуры поверхности тела и эмиттера вдоль оболочки, полученные в результате расчетов.

Рис. 5. Зависимость внешней температуры поверхности тела от продольной координаты при наличии электрогенерирующих элементов (сплошные кривые) и в его отсутствие (штриховые кривые) t = 20 (1), 25 (2), 30 (3), 40 c (4), t = tz (5)

Видно, что наличие ТЭО снижает максимальную температуру поверхности оболочки на 170 K при t = 30 с, а температура поверхности эмиттера уменьшается на некоторых участках траектории на 166-223 K.

Университет Мичигана (США)

Начиная с 2014 г., «открытая» схема становится предметом исследования зарубежных специалистов [15]. Данной тематикой заинтересовался концерн Lockheed Martin, который с этого времени стабильно выделяет гранты на исследования ТЭО в США.

В дальнейших публикациях университета Мичигана до 2017 г. анализируется так называемая температурно-ограниченная термоэлектронная эмиссия, рассчитанная по формуле Ричардсона - Дешмана [16-22] с применением кода LeMans, который доказал адекватность получаемых результатов. С 2017 г. код LeMans был дополнен моделью Такамуры [23-25], учитывающей ограничения ТЭО пространственным зарядом.

Одним из основных результатов коллектива университетов Мичигана и Аризоны является доказательство возможности уменьшения температуры передней кромки с 3200 до 1600 К при скорости 8 км/с (рис. 6). Данное снижение температуры позволяет обеспечить полет в атмосфере с орбитальными скоростями и сконструировать новые летательные аппараты с уникальными летно-техни-ческими характеристиками.

Рис. 6. Снижение температуры передней кромки ЛА на 1600 К Университет Техаса (США)

Вторым по количеству публикаций в США по ТЭО - ETC является университет Техаса, тоже поддерживаемый корпорацией Lockheed Martin.

В данной теоретической проработке эмиссионного охлаждения [26] представлен анализ ТЭО передней поверхности гиперзвукового летательного аппарата, рассматривается испарение жидкого цезия через пористый вольфрамовый материал. Часть выделившегося цезия адсорбируется на поверхности, что снижает работу выхода, в то время как остальная часть испаряется из-за высоких температур поверхности. Оба эффекта обеспечивают существенное охлаждение. Испаренный цезий ионизируется в окружающем воздухе, что изменяет проводимость плазмы и уменьшает эффект пространственного заряда.

Экспериментально [24] получено снижение температуры (ETC) для лазерно-нагретого образца вблизи аргоновой плазмы, иницируемой около поверхности термоэмиссии (рис. 7).

Рис. 7. Фотография схемы эксперимента [27]

В ходе эксперимента [24] обнаружен тепловой эффект уменьшения температуры. По заявлению авторов, они впервые наблюдали эффект ETC (рис. 8).

Рис. 8. Резкое падение температуры во время эксперимента [24]

На рис. 8 видно резкое снижение температуры при достижении значения 1400 К. Быстрое падение температуры сопровождается кратковременным скачком тока, указывающим на то, что плазма устраняет ограничения пространственного заряда, позволяя электронам свободно покидать нагретую поверхность, забирая энергию. Наблюдаемое поведение ETC качественно воспроизводится с помощью упрощенной квазиодномерной тепловой модели излучателя.

Коллективом университета проведен еще один эксперимент, чтобы понять, насколько эффективен ETC в высокоскоростных потоках [27]. В нем представлены результаты первого экспериментального исследования эффекта охлаждения транспирацией электронов, проведенного в установке X2 Expansion Tunnel (рис. 9) в Университете Квинсленда.

Рис. 9. X2 Expansion Tunnel

Исследование выявило, что повышение напряжения между кромкой и коллектором усиливает ток, независимо от температуры кромки, если не учитывать термоэлектронную эмиссию. Испытания с лантанизированным вольфрамом показали, что при высоких напряжениях ток уменьшается, что может быть связа-

но с рекомбинацией электронов и ионов, не давая точной оценки теплового потока от электронного переноса из-за ограничений измерений.

Университет Вермонта (США)

В университете Вермонта проводится теоретическая и экспериментальная проработка различных моделей ТЭО. В частности, анализируются различные аналитические модели для моделирования плазменной оболочки, особенно обращается внимание на роль граничных условий по краям оболочки [27]. На рис. 10 показана структура плазменной оболочки для различных уровней термоэлектронной эмиссии, которая использовалась при расчетах.

Рис. 10.

Чтобы определить режим эмиссии, в ходе работы был введен параметр, называемый коэффициентом эмиссии (emission ratio):

R =

Jteo

. I

Ji

jteo = AT^exp (-11600

Ji =4 ещ

M

8kB (Te + Ti)

пт,-

За пределами критического значения коэффициента эмиссии плазменная оболочка ограничивается пространственным зарядом. В результате получено срав-

20 —3

нение различных моделей с параметрами плазмы: п0 = 1 • 10 м , Т5 = 1800 К, То = 5000 К, = 2еУ (рис. 11).

Расчеты показали, что при малых коэффициентах эмиссии усиленная электронная эмиссия, обусловленная эффектом Шоттки, соответствует аналитическим моделям плазмы. Модель Такамуры предоставила точные прогнозы для

низких поверхностных потенциалов, подтверждая ее пригодность при высоких коэффициентах эмиссии с ограничениями пространственного заряда.

Рис. 11. Сравнение результатов полной модели плазменной оболочки с аналитическими моделями

Одновременно с теоретическими работами идет подготовка к экспериментальным исследованиям в условиях, близких к реальным. В настоящий момент для экспериментов выбран индукционный плазматрон университета Вермонта мощностью 30 кВт (рис. 12) [27]. На первом этапе планируется проведение

Рис. 12. Вид образца для опытов с ETC и общий вид плазмотрона

экспериментов с графитом в аргоновой плазме. В дальнейшем в качестве катода будут выступать электриды, разрабатываемые университетом Колорадо. Пример образца и общий вид плазмотрона представлены на рис. 12. Газодинамические расчеты проводят сотрудники университетов Мичигана и Аризоны.

На этой же установке университета Вермонта проведено исследование влияния скорости потока на конвекцию электронов от эмиттера вниз по потоку к коллектору [28]. В качестве материала с низкой работой выхода выбран гексаборид лантана LaB6. Первоначальные результаты показывают, что увеличение скорости потока действительно увеличивает измеренные уровни тока. Также замечено, что LaB6, даже с учетом роста тонких оксидных отложений на поверхности катода, обеспечивает значительно больший ток, чем у катода из графита.

Институт фон Кармана (Бельгия)

В ходе проведения эксперимента с использованием графита в Институте фон Карман были выявлены интересные результаты. Несмотря на отсутствие измерений эффекта ETC, наблюдались токи термоэмиссии, соответствующие теоретическим предсказаниям, основанным на зависимости Ричардсона - Дешмана. Замыкание контура ТЭО происходило не на аноде в форме медной спирали, что вызвало дополнительный интерес к данным результатам. Токи термоэмиссии, зафиксированные в эксперименте, соответствовали ожидаемым значениям и составили примерно 0,8-1,3 А при температурах в диапазоне 2000-2400 К.

Университет Колорадо (США)

Исследование электридов для ETC проводится в университете Колорадо. В настоящий момент создаются образцы материалов так называемой CaO-Al2O3 системы, которые имеют формулу Ca12Al14O33 и обозначение C12A7 [30]. В работе [31] также описаны опыты с электридами (рис. 13) в аргоновой плазме. Для увеличения проводимости данные материалы были легированы углеродом (d2A7:e--C) и титаном (C12A7:e--Ti).

По результатам опытов в плазме аргона работа выхода электронов для C12A7:e--Ti составила 1 эВ при отношении температуры плазмы к температуре образца до 2 и 2,1 эВ при отношении температур 3-3,5. Для C12A7:e--C при тех же отношениях температур получены значения 1,55 и 2,1 эВ. Такие результаты были зафиксированы без приложения к образцу внешнего электрического поля. Дальнейший анализ показал, что адсорбция ионов Ar была преобладающим механизмом, снижающим работу выхода.

V*

1 AC Suppiv

Û-300V

^ - 1500W

Representative picuues and luinoscmctute (SEM) of (a) (1>) C12A7:e~-C composite and (c> Cd) C12A7:e -Ti composite.

C12A7:e~-Ti

C12A7:e~-C

>

о

S

g

u с 1.9

u,

^ 1 Я

о

4> 1.7

(J

îr 1.6

ш

1.5

.(а) д __.

- 4 /Дд / Д

- / Л Д /

а/

- - Fitted Curve

л Measured Data W i.i.i.i.i.

2.5

1.5

Ça)

' Д Д Д

- д / д /

- д

-- Fitted Curve л Measured Data W

1.5

2.5

3.5

1.5

2.5 3 T /Т

4 4.5

Рис. 13. Вид материалов, экспериментальная установка и результаты измерения

работы выхода электронов

Государственный университет в Харбине (КНР)

В Харбинском политехническом университете также проводят исследования ТЭО. В частности, проведен эксперимент, в котором катод из '^Ьа2Оз в вакуумной камере был нагрет до 2300 °С при помощи лазера (рис. 14). При этом к аноду относительно катода был подведен положительный потенциал иа для создания электрического поля, которое было меньше порога излучения поля, чтобы гарантировать преобладание термоэмиссионного излучения. После проведены замеры падения температуры и тока эмиссии при иа > 0 относительно иа = 0.

Laser Heat Source Рис. 14. Схема экспериментальной установки

Позднее сравнивались экспериментальные значения с различными моделями эмиссии (рис. 15), такими как эмиссия Чайлда - Ленгмюра (CLE), эмиссия Лон-го (LE), модель Ричардсона (RS), модель ограничения эмиссии температурой (TLE) и модель высокотемпературной термоэлектронной эмиссии (HTTE).

Рис. 15. Зависимость сбрасываемой температуры и плотности тока от температуры катода

Как можно увидеть из рис. 15, простые модели RSE, TLE и CLE сильно расходятся с экспериментальными данными, в отличие от модели LE, которая учитывает комбинацию ограничения температурой, пространственным зарядом. Однако с повышением температуры модель начинает сильнее расходиться с экспериментальными данными. Дело в том, что в данной модели начальная скорость электронов устанавливается равной нулю, что сказывается на точности при повышенных температурах катода. Поэтому для повышения точности расчета используется модель HTTE, в которой учитывается начальная скорость электронов с помощью модели ограничения пространственным зарядом (SCLE). Данный эксперимент позволяет оценить точности современных моделей термоэмиссии и степень влияния ограничивающих эмиссию факторов в различных условиях.

Заключение

Технология ТЭО, демонстрирующая значительный потенциал в ракетно-космической технике, открывает перспективы для повышения эффективности и надежности как ракетных двигателей, так и многоразовых космических аппаратов. Экспериментальное подтверждение ее эффективности в снижении температур в ходе экспериментов указывает на возможности ее применения для создания нового поколения многоразовых космических аппаратов, устойчивых к экстремальным тепловым нагрузкам при разгоне и вхождении в плотные слои атмосферы. Рост интереса исследовательских коллективов по всему миру и значительное финансирование экспериментальной проработки технологии свидетельствуют об ее актуальности и перспективности.

Основным препятствием на пути эффективного применения ТЭО является недостаток материалов с низкой работой выхода электронов, способных эффективно функционировать в условиях среды продуктов сгорания. Для преодоления этого ограничения важно сосредоточить усилия на разработке новых материалов или модификации существующих с целью снижения работы выхода электронов. Это может включать в себя исследования в области нанотехноло-гий, создание сплавов или композитных материалов с улучшенными свойствами. Важно исследовать воздействие среды продуктов сгорания на эти материалы, чтобы гарантировать их долговечность и стабильность в реальных условиях эксплуатации.

Благодарность / Acknowledgement. Работа выполнена при финансовой поддержке Министерства науки и высшего образования Российской Федерации (проект № FZWF-2020-0015) / The work has been carried out with the support of the Ministry of Science and Higher Education of the Russian Federation (project no. FZWF-2020-0015).

Конфликт иетересов / Conflict of interests

Авторы заявляют об отсутствии конфликта интересов / The authors declare no conflict of interests.

Библиографический список

1. Фридрихов С. А., Мовнин С. М. Физические основы эмиссионной электроники // Физические основы электронной техники. М.: Высшая школа, 1982. С. 434-435.

2. Ушаков Б. А., Никитин В. Д., Емельянов И. Я. Основы термоэмиссионного преобразования энергии. М.: Атомиздат, 1974. 289 с.

3. Podkulski S. P., Wilson V. C. Operation of a thermionic converter with a/112/to/114/oriented tungsten emitter and a niobium collector with oxygen present. NASA, 1970. № GESP-9006.

4. Колычев А. В., Керножицкий В. А. Тепловая защита гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА) с использованием явления термоэлектронной эмиссии // Решетневские чтения. 2009. Т. 1, № 13. С. 29-30.

5. Безверхний Н. О., Бобашев С. В., Колычев А. В. и др. Исследование эффекта электронного охлаждения. Обзор современного состояния работ // Журнал технической физики. 2019. № 89 (3). С. 323-328.

6. Колычев А. В., Ренев М. Е., Савелов В. А., Архипов П. А. О влиянии термоэмиссионного охлаждения на КПД газотурбинной энергетической установки // Проблемы региональной энергетики. 2020. № 4 (48). С. 45-57.

7. Архипов П. А., Колычев А. В., Керножицкий В. А. Термоэмиссионное охлаждение элементов высокоскоростных летательных аппаратов с учетом ограничения пространственным зарядом // Аэрокосмическая техника и технологии. 2023. Т. 1, № 1. С. 105-116.

8. Ефимов К. Н., Колычев А. В., Керножицкий В. А. и др. Моделирование термоэлектронной тепловой защиты при обтекании сверхзвуковым потоком воздуха сферически затупленного конуса // Теплофизика высоких температур. 2021. Т. 59, № 3. С. 432-442.

9. Зимин В. П., Ефимов К. Н., Овчинников В. А., Якимов С. Математическое моделирование активной термоэмиссионной тепловой защиты при высокоэнтальпийном обтекании оболочки // Инженерно-физический журнал. 2020. Т. 93, № 3. С. 517-528.

10. Зимин В. П., Ефимов К. Н., Овчинников В. А., Якимов А. С. Численное моделирование активной термоэмиссионной тепловой защиты при высокоэнтальпийном обтекании многослойной оболочки // Теплофизика высоких температур. 2019. Т. 57, № 6. С. 898-906.

11. Ефимов К. Н., Овчинников В. А., Якимов А. С. Численное моделирование термоэлектронной тепловой защиты при высокоэнтальпийном обтекании многослойной оболочки // Инженерно-физический журнал. 2022. Т. 95, № 2. С. 335-349.

12. Зимин В. П., Колычев А. В., Керножицкий В. А. и др. Моделирование термоэмиссионной тепловой защиты при конвективном нагреве составной оболочки // Космическая техника и технологии. 2019. № 1 (24). С. 23-34.

13. Керножицкий В. А., Колычев А. В. Концепция развития методов и средств преодоления теплового барьера // Информация и космос. 2011. № 2. С. 50-53.

14. Alkandry H., Hanquist K., Boyd I. D. Conceptual analysis of electron transpiration cooling for the leading edges of hypersonic vehicles // 11th AIAA/ASME Joint Thermophysics and Heat Transfer Conference. 2014. P. 2674.

15. Hanquist K.M., Hara K., Boyd I. D. Detailed modeling of electron emission for transpiration cooling of hypersonic vehicles // Journal of Applied Physics. 2017. Vol. 121, № 5. P. 053302.

16. Hanquist K.M., Alkandry H., Boyd I. D. Evaluation of computational modeling of electron transpiration cooling at high enthalpies // Journal of Thermophysics and Heat Transfer. 2017. Vol. 31, № 2. Pp. 283-293.

17. Hanquist K. M., Boyd I. D. Computational analysis of electron transpiration cooling for hypersonic vehicles // 55th AIAA Aerospace Sciences Meeting. 2017. P. 0900.

18. Hanquist K. M., Hara K., Boyd I. D. Modeling of electron transpiration cooling for hypersonic vehicles // 46th AIAA Thermophysics Conference. 2016. P. 4433.

19. Hanquist K. M., Boyd I. D. Plasma Assisted Cooling of Hot Surfaces on Hypersonic Vehicles // Frontiers in Physics. 2019. Vol. 7. P. 9.

20. Hanquist K. M., Boyd I. D. Comparisons of computations with experiments for electron transpiration cooling at high enthalpies // 45th AIAA Thermophysics Conference. 2015. P. 2351.

21. Hanquist K. Modeling of electron transpiration cooling for leading edges of hypersonic vehicles: PhD Thesis. 2017.

22. Ye M. Y., Takamura S. Effect of space-charge limited emission on measurements of plasma potential using emissive probes // Phys. Plasmas. 2000. Vol. 7. Iss. 8. Pp. 3457-3463.

23. Takamura S., Ohno N., Ye M. Y., Kuwabara T. Space-charge limited current from plas-mafacing material surface // Contrib. Plasma Phys. 2004. № 44(1-3). Pp. 126-137.

24. Campbell N. S., Hanquist K., Morin A. et al. Evaluation of computational models for electron transpiration cooling // Aerospace. 2021. Vol. 8, № 9. P. 243.

25. Bak J., Rekhy A., Limbach C. et al. Experimental study of electron transpiration cooling with a 2-kW laser heating system // AIAA SCITECH 2022 Forum. 2022. P. 0983.

26. Paxton O. L., Porat H., Jahn I. H. Experimental Results of the Electron Transpiration Cooling Effect in the X2 Expansion Tunnel // AIAA AVIATION 2023 Forum. 2023. P. 3808.

27. Meyers J. M., Stunkel B., Ballou I. et al. Characterization of LaB6 Emitters in an Inductively Coupled Plasma Facility for Electron Transpiration Cooling Applications // AIAA AVIATION 2022 Forum. 2022. P. 3579.

28. Chazot O., Helber B. Plasma Wind Tunnel Testing of Electron Transpiration Cooling Concept. Belgium: Institut von Karman, 2017. 19 p.

29. Kuehster A. E. Processing of mayenite electride and its composites in spark plasma sintering: PhD Thesis. Colorado State University, 2019.

30. Tang X., Kuehster A. E., DeBoer B. et al. Enhanced thermionic emission of mayenite electride composites in an Ar glow discharge plasma // Ceramics International. 2021. Vol. 47, № 12. Pp. 16614-16631.

31. Liang W., Meng S., Zeng Q. et al. Intrinsic connections between thermionic emission cooling effect and emission characteristics of W-La2O3 cathodes at high temperatures // Materials Letters. 2022. Vol. 308. P. 131172.

Дата поступления: 03.10.2023 Решение о публикации: 20.10.2023

Контактная информация:

АРХИПОВ Павел Александрович - аспирант, младший научный сотрудник (Балтийский государственный технический университет «ВОЕНМЕХ» им. Д. Ф. Устинова, Россия, 190005, Санкт-Петербург, 1-я Красноармейская ул., д. 1), arkhipov.voenmeh@gmail.com

КОЛЫЧЕВ Алексей Васильевич - канд. техн. наук, доцент, старший научный сотрудник (Балтийский государственный технический университет «ВОЕНМЕХ» им. Д. Ф. Устинова, Россия, 190005, Санкт-Петербург, 1-я Красноармейская ул., д. 1), anturui@mail.ru

References

1. Friedrichov S. A., Movnin S. M. Physical Foundations of Emission Electronics. Physical Foundations of Electronic Technology. Moscow: Higher School, 1982, p. 434-435.

2. Ushakov B. A., Nikitin V. D., Emelyanov I. Ya. Fundamentals of Thermionic Energy Conversion. Moscow: Atomizdat, 1974, 289 p.

3. Podkulski S. P., Wilson V. C. Operation of a thermionic converter with a/112/to/114/oriented tungsten emitter and a niobium collector with oxygen present. NASA, 1970, no. GESP-9006.

4. Kolychev A. V., Kernozhitsky V. A. Thermal protection of hypersonic aircraft (LA) using the phenomenon of thermoelectronic emission. Reshetnev Readings. 2009. Vol. 1, no. 13, pp. 29-30.

5. Bezverkhnii N. O., Bobashev S. V., Kolychev A. V. et al. Study of the Effect of Electron Cooling: Overview of the Current State. Tech. Phys. 2019. No. 64, pp. 287-292. DOI: 10.1134/S106378421903006X

6. Kolychev A. V., Renev M. E., Savelov V. A., Arkhipov P. A. Effect of Vane Thermal Emission Cooling on the Efficiency of the Gas Turbine Power Plant. Problemele Energeticii Regionale. 2020. No. 4(48), pp. 45-56. DOI: 10.5281/zenodo.4316996

7. Arkhipov P. A., Kolychev A. V., Kernozhitsky V. A. Thermionic cooling of highspeed aircraft components considering space charge limitation. Aerospace Engineering and Technology. 2023. Vol. 1, no. 1, pp. 105-116. (in Russian)

8. Efimov K. N., Kolychev A. V., Kernozhitskii V. A. et al. Simulation of Thermionic Thermal Protection in a Supersonic Air Flow around a Spherically Blunted Cone. High Temperature. 2021. Vol. 59, no. 2, pp. 314-324.

9. Zimin V. P., Efimov K. N., Ovchinnikov V. A., Yakimov S. Mathematical Modeling of Active Thermionic Heat Protection in a High Enthalpy Flow past a Shell. Journal of Engineering Physics and Thermophysics. 2020. Vol. 93, no. 3, pp. 497-508.

10. Zimin V. P., Efimov K. N., Ovchinnikov V. A., Yakimov A. S. Numerical Simulation of Active Thermionic Heat Protection in High-Entalpy Flow around a Multilayered Shell. High Temperature. 2019. Vol. 57, no. 6, pp. 889-898.

11. Efimov K. N., Ovchinnikov V. A., Yakimov A. S. Numerical Simulation of Thermoelectronic Thermal Protection in the Case of High Enthalpy Flow Past a Multilayer Shell. Journal of Engineering Physics and Thermophysics. 2022. Vol. 95, no. 2, pp. 327-342.

12. Zimin V. P., Kolychev A. V., Kernozhickij V. A. et al. Modeling of thermal emission thermal protection during convective heating of a composite shell. Space Engineering and Technology. 2019, no. 1 (24), pp. 23-34.

13. Kernozhitsky V. A., Kolychev A. V. The concept of development of methods and means of overcoming the thermal barrier. Information and Space. 2011. No. 2, pp. 50-53. (in Russian)

14. Alkandry H., Hanquist K., Boyd I. D. Conceptual analysis of electron transpiration cooling for the leading edges of hypersonic vehicles. 11th AIAA/ASME Joint Thermophysics and Heat Transfer Conference. 2014, p. 2674.

15. Hanquist K. M., Hara K., Boyd I. D. Detailed modeling of electron emission for transpiration cooling of hypersonic vehicles. Journal of Applied Physics. 2017. Vol. 121, no. 5, p. 053302.

16. Hanquist K. M., Alkandry H., Boyd I. D. Evaluation of computational modeling of electron transpiration cooling at high enthalpies. Journal of Thermophysics and Heat Transfer. 2017. Vol. 31, no. 2, pp. 283-293.

17. Hanquist K. M., Boyd I. D. Computational analysis of electron transpiration cooling for hypersonic vehicles. 55th AIAA Aerospace Sciences Meeting. 2017, p. 0900.

18. Hanquist K. M., Hara K., Boyd I. D. Modeling of electron transpiration cooling for hypersonic vehicles. 46th AIAA Thermophysics Conference. 2016, p. 4433.

19. Hanquist K. M., Boyd I. D. Plasma Assisted Cooling of Hot Surfaces on Hypersonic Vehicles. Frontiers in Physics. 2019. Vol. 7, p. 9.

20. Hanquist K. M., Boyd I. D. Comparisons of computations with experiments for electron transpiration cooling at high enthalpies. 45th AIAA Thermophysics Conference. 2015, p. 2351.

21. Hanquist K. Modeling of electron transpiration cooling for leading edges of hypersonic vehicles: PhD Thesis. 2017.

22. Ye M. Y., Takamura S. Effect of space-charge limited emission on measurements of plasma potential using emissive probes. Phys. Plasmas. 2000. Vol. 7. Iss. 8, p. 3457-3463.

23. Takamura S., Ohno N., Ye M. Y., Kuwabara T. Space-charge limited current from plasma-facing material surface. Contrib. Plasma Phys. 2004. No. 44(1-3), pp. 126-137.

24. Campbell N. S., Hanquist K., Morin A. et al. Evaluation of computational models for electron transpiration cooling. Aerospace. 2021. Vol. 8, no. 9, p. 243.

25. Bak J., Rekhy A., Limbach C. et al. Experimental study of electron transpiration cooling with a 2-kW laser heating system. AIAA SCITECH 2022 Forum. 2022, p. 0983.

26. Paxton O.L., Porat H., Jahn I. H. Experimental Results of the Electron Transpiration Cooling Effect in the X2 Expansion Tunnel. AIAA AVIATION 2023 Forum. 2023, p. 3808.

27. Meyers J. M., Stunkel B., Ballou I. et al. Characterization of LaB6 Emitters in an Inductively Coupled Plasma Facility for Electron Transpiration Cooling Applications. AIAA AVIATION 2022 Forum. 2022, p. 3579.

28. Chazot O., Helber B. Plasma Wind Tunnel Testing of Electron Transpiration Cooling Concept. Belgium: Institut von Karman, 2017.

29. Kuehster A.E. Processing of Mayenite Electride and its Composites in Spark Plasma Sintering: PhD Thesis. Colorado State University, 2019.

30. Tang X., Kuehster A.E., DeBoer B. et al. Enhanced thermionic emission of mayenite electride composites in an Ar glow discharge plasma. Ceramics International. 2021. Vol. 47, no. 12, pp. 16614-16631.

31. Liang W., Meng S., Zeng Q. et al. Intrinsic connections between thermionic emission cooling effect and emission characteristics of W-La2O3 cathodes at high temperatures. Materials Letters. 2022. Vol. 308, p. 131172

Date of receipt: October 3, 2023 Publication decision: October 20, 2023

Contact information:

Pavel A. ARKHIPOV - Postgraduate Student, Junior Researcher (Baltic State Technical University "VOENMEH", Russia, 190005, Saint Petersburg, 1st Krasnoarmeyskaya ul., 1), arkhipov.voenmeh@gmail.com

Aleksey V. KOLYCHEV - Candidate of Engineering Sciences, Associate Professor, Senior Researcher (Baltic State Technical University "VOENMEH", Russia, 190005, Saint Petersburg, 1st Krasnoarmeyskaya ul., 1), anturui@mail.ru