Способ тепловых испытаний элементов летательных аппаратов Российский патент 2019 года по МПК G01N25/72 G01M9/00 G01M9/04 

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно к средствам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на поверхности элементов летательных аппаратов, например головных обтекателей ракет в наземных условиях.

В настоящее время воспроизведение аэродинамического нагрева осуществляется в различных установках: аэродинамических трубах, баллистических установках, плазменных установках, стендах на основе сжигания топлива (прямоточных реактивных двигателях) [Баранов А.Н., Белозеров Л.Г., Ильин Ю.С., Кутьинов В.Ф. Статические испытания на прочность сверхзвуковых самолетов. - М.: Машиностроение. - 1974. - 344 с.; Материалы и покрытия в экстремальных условиях. Взгляд в будущее: В 3 т. - Т. 3. Экспериментальные исследования / Ю.В. Полежаев, С.В. Резник, А.Н. Баранов и др., Под ред. Ю.В. Полежаева и С.В. Резника. - М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2002. - 264 с.: ил.]. Испытание натурных конструкций в таких установках требует огромных материальных затрат, поэтому широкого распространения в практике наземных испытаний эти установки не получили.

Наиболее широкое распространение в практике наземных испытаний получили стенды радиационного нагрева, так как они просты в эксплуатации, позволяют достаточно легко изменять конфигурацию нагревателя в зависимости от геометрии конструкции обтекателя.

Однако, стандартные стенды радиационного нагрева (на базе ламп инфракрасного излучения) имеют ряд ограничений. Практически во всех установках радиационного нагрева инфракрасные нагреватели расположены близко к нагревательной поверхности. Кроме того, для увеличения КПД применяют теплоизолирующие отражательные экраны. По этой причине в таких установках наблюдается значительный перегрев испытуемого изделия, что недопустимо, так как может выйти из строя дорогое и уникальное электронное оборудование, размещенное в головном обтекателе ракеты.

Другой аспект тепловых испытаний в установках радиационного нагрева - воспроизведение теплового поля с учетом наветренной и подветренной сторон на поверхности обтекателя ракеты. В этом случае наблюдается сильное влияние наветренной стороны (с более высокой заданной температурой) на подветренную сторону. Происходит перегрев подветренной стороны.

Известно изобретение «Инфракрасный нагреватель» [А.с. СССР №1785411, МПК Н05В 3/44, опубл. 15.08.1994], в котором инфракрасные нагреватели (лампы инфракрасного излучения) и объект испытания в процессе воспроизведения участков режима с отрицательным темпом нагрева обдуваются воздухом. Недостатком изобретения является сложность его реализации.

Наиболее близким по технической сущности является способ тепловых испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов, в котором для повышения точности задания температурного поля реализован обдув поверхности обтекателя ракеты газовой смесью в двух направлениях: от вершины к торцу обтекателя и со стороны зон нагрева в направлении нормали к поверхности обтекателя в процессе проведения испытаний [патент РФ №2632031, МПК G01N 25/72, опубл. 02.10.2017]. Однако этого недостаточно для устранения перегрева испытуемого изделия.

Техническим результатом заявляемого изобретения является уменьшение влияния перегрева элементов ЛА при проведении наземных тепловых испытаний.

Указанный технический результат достигается тем, что предложен способ тепловых испытаний элементов летательных аппаратов, включающий нагрев наружной поверхности элементов ЛА, измерение температуры и обдув нагреваемой поверхности газовым потоком, отличающийся тем, что газовый поток разделен как минимум на две струи, которые подаются со скоростью, регулируемой автономно друг от друга, вдоль поверхности изделия в сторону носка и в сторону торца элемента ЛА.

На фигуре представлены схемы, иллюстрирующие вариант реализации предложенного способа тепловых испытаний элементов ЛА. Изделие 1 монтируется на стенд, содержащий нагреватели 2, тумбу 3, смонтированную на комплект оснастки 5. В тумбе 3 установлена внутренняя перегородка 4, разделяющая внутренний объем тумбы пополам и образующая два газовых коллектора. Для раздельного регулирования подачи газовой смеси в коллекторы предусмотрены блоки регулирования подачи 6. Основание тумбы 3, на которое монтируется изделие 1, имеет сквозные отверстия 7, через которые газовая смесь под давлением, например воздух, поступает из коллекторов на поверхность изделия 1. В коллекторы газ подается на участках режима с отрицательным темпом и в конце режима испытания. Для обдува носка изделия предусмотрен колпак 8 в который через блок регулирования подачи 6, подается газовый поток.

Заявленное изобретение дает возможность повысить точность воспроизведения режимов нагрева на участках с отрицательным темпом и снизить себестоимость проведения испытаний за счет сохранения испытуемого объекта и оборудования в нем.

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно к средствам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на поверхности элементов летательных аппаратов, например головных обтекателей ракет, в наземных условиях. Предложен способ тепловых испытаний элементов летательных аппаратов, включающий нагрев наружной поверхности элементов ЛА, измерение температуры и обдув нагреваемой поверхности газовым потоком. Причем газовый поток разделен как минимум на две струи, которые подаются со скоростью, регулируемой автономно друг от друга, вдоль поверхности изделия в сторону носка и в сторону торца элемента ЛА. Технический результат - уменьшение влияния перегрева элемента ЛА при проведении наземных тепловых испытаний. 1 ил.

Способ тепловых испытаний элементов летательных аппаратов, включающий нагрев наружной поверхности элементов ЛА, измерение температуры и обдув нагреваемой поверхности газовым потоком, отличающийся тем, что газовый поток разделен как минимум на две струи, которые подаются со скоростью, регулируемой автономно друг от друга, вдоль поверхности изделия в сторону носка и в сторону торца элемента ЛА.