Способ тепловых испытаний элементов летательных аппаратов Российский патент 2021 года по МПК G01N25/72 G01M9/00 G01M9/04 

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЭЛА), 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., Кутьянов В.Ф. Статические испытания на прочность сверхзвуковых самолетов. - М.: Машиностроение, 1974. 344 с.; Полежаев Ю.В. Материалы и покрытия в экстремальных условиях. Взгляд в будущее: В 3 т. Т. 3/ Ю.В. Полежаев, С.В. Резник, Э.Б. Василевский и др., Под ред. С.В. Резника и Ю.В. Полежаева. - М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2002. - 264 с.). 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. Стандартные стенды радиационного нагрева (на базе ламп инфракрасного излучения) имеют ряд ограничений. Практически во всех установках радиационного нагрева инфракрасные нагреватели расположены близко к нагреваемой поверхности. Кроме того, для увеличения КПД применяют теплоизолирующие отражательные экраны, что приводит к значительному перегреву испытуемого изделия. Кроме того, за счет высокой тепловой инерции таких установок затруднение вызывает реализация режимов, имеющих участки резкого охлаждения поверхности обтекателя (отрицательного темпа нагрева).

Известно изобретение «Инфракрасный нагреватель» (А.с. № 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 то, что в процессе обдува воздухом, в результате окислительных процессов, которые отсутствуют в реальных условиях эксплуатации, происходит возгорание легковоспламеняющихся составляющих элементов ЛА и продуктов их деструкции, что приводит к некорректной реализации режима испытаний.

Наиболее близким по технической сущности является решение по патенту № 2703491 «Способ тепловых испытаний элементов летательных аппаратов», МПК G01N 25/72, опубл. 17.10.2019 г., в котором для повышения точности задания температурного поля, в том числе, реализован обдув поверхности обтекателя ракеты газовой смесью в двух направлениях вдоль наружной поверхности элемента ЛА, например керамического обтекателя: от носка к торцу и от торца к носку. Это техническое решение повышает эффективность охлаждения наружной поверхности, однако оно не предотвращает возгорание легковоспламеняющихся составляющих керамического обтекателя, например стеклопластиковых колец, которые обычно применяются для теплозащиты наружной поверхности элементов металлического шпангоута. При аэродинамическом нагреве продукты деструкции таких составляющих уносятся и не влияют на процесс теплообмена конструкции. При наземных тепловых испытаниях в установках радиационного нагрева возгорание легковоспламеняющиеся составляющих могут оказывать влияние на точность воспроизведения температурного поля обтекателя.

Техническим результатом заявляемого изобретения является предотвращение возгорания легковоспламеняющихся составляющих элементов керамического обтекателя, например стеклопластиковых колец при проведении наземных тепловых испытаний в установках радиационного нагрева.

Указанный технический результат достигается тем, что предложен:

1. Способ тепловых испытаний элементов летательных аппаратов, включающий нагрев наружной поверхности элементов ЛА, измерение температуры и обдув нагреваемой поверхности газовым потоком вдоль наружной поверхности изделия в сторону носка и в сторону торца элементов летательных аппаратов, отличающийся тем, что в сечении, проходящей через верхний торец стеклопластикового кольца, монтируется экран из жаропрочного материала, обдув со стороны носка осуществляется воздухом, а со стороны торца инертным газом, который направлен на линию пересечения плоскости экрана с наружной поверхностью элементов летательных аппаратов.

2. Способ тепловых испытаний элементов летательных аппаратов по п.1, отличающийся тем, что в качестве инертного газа может быть применен газообразный азот, гелий и т.д.

3. Способ тепловых испытаний элементов летательных аппаратов по п.1, отличающийся тем, что экран из жаропрочного материала может быть смонтирован с зазором относительно наружной поверхности испытуемого элементов летательных аппаратов.

4. Способ тепловых испытаний элементов летательных аппаратов по п.3, отличающийся тем, что зазор между наружной поверхностью элементов летательных аппаратов и экраном может быть заполнен теплоизолирующим материалом.

5. Способ тепловых испытаний элементов летательных аппаратов по п.4, отличающийся тем, что в качестве теплоизолирующего материала может быть использована кремнеземная или стекольная вата.

На фигуре представлена схема, иллюстрирующая вариант реализации предложенного способа тепловых испытаний керамических обтекателей ракет со стеклопластиковым кольцом в торце. Обтекатель 1 монтируется на стенд, содержащий нагреватели 2, тумбу 3, на которой смонтировано устройство для подачи инертного газа 4 со стороны торца обтекателя 1. Устройство для подачи воздуха 5 со стороны носка смонтировано на опорах 6, а экран 7 для создания локальной среды инертного газа смонтирован на опорах 8 в верхней части стеклопластикового кольца 9 обтекателя. Экран 7 может быть смонтирован без зазора с наружной поверхностью в случае, если испытания предполагают только нагрев обтекателя без приложения нагрузки. Если испытания предусматривают комбинированное воздействие силового и теплового наружения, для предотвращения механических повреждений при соприкосновении с металлическим экраном 7, он может быть установлен с обеспечением зазора с наружной поверхностью обтекателя 1. Зазор может быть заполнен теплоизолирующим материалом (например материалом на основе кремнеземных или стекловолокон и т.д.).

Обдув осуществляется следующим образом: через отверстия в устройстве 4, которые расположены равномерно (по окружности) относительно наружной поверхности обтекателя 1, в направлении зазора между обтекателем и экраном 7 подаётся инертный газ (например азот, гелий и т.д.). Таким образом, в пространстве, ограниченного экраном 7 и наружной поверхностью стеклопластикового кольца 9, создаётся застойная зона инертного газа, которая препятствует возгоранию продуктов деструкции стеклопластика в процессе нагрева. Охлаждение остальной части наружной поверхности керамического обтекателя 1 осуществляется потоками воздуха через отверстия в устройстве 5. Следует отметить, что экран 7 при подаче воздуха со стороны носка препятствует его поступлению в застойной зоне.

Заявленное изобретение дает возможность исключить возгорание легковоспламеняющихся составляющих ЭЛА и продуктов деструкции применяемых материалов, которые могут искажать тепловые режимы объекта испытаний.

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЭЛА), а именно к средствам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на ЭЛА в наземных условиях. Предложен способ тепловых испытаний элементов летательных аппаратов, который включает нагрев наружной поверхности элементов ЛА, измерение температуры и обдув нагреваемой поверхности газовым потоком вдоль наружной поверхности изделия в сторону носка и в сторону торца элементов летательных аппаратов. При этом в сечении, проходящем через верхний торец стеклопластикового кольца, монтируется экран из жаропрочного материала. Обдув со стороны носка осуществляется воздухом, а со стороны торца - инертным газом, который направлен на линию пересечения плоскости экрана с наружной поверхностью элементов летательных аппаратов. Технический результат - предотвращение возгорания легковоспламеняющихся составляющих элементов керамического обтекателя, например стеклопластиковых колец, при проведении наземных тепловых испытаний в установках радиационного нагрева. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Способ тепловых испытаний элементов летательных аппаратов, включающий нагрев наружной поверхности элементов ЛА, измерение температуры и обдув нагреваемой поверхности газовым потоком вдоль наружной поверхности изделия в сторону носка и в сторону торца элементов летательных аппаратов, отличающийся тем, что в сечении, проходящем через верхний торец стеклопластикового кольца, монтируется экран из жаропрочного материала, обдув со стороны носка осуществляется воздухом, а со стороны торца - инертным газом, который направлен на линию пересечения плоскости экрана с наружной поверхностью элементов летательных аппаратов.

2. Способ тепловых испытаний элементов летательных аппаратов по п.1, отличающийся тем, что в качестве инертного газа может быть применен газообразный азот, гелий и т.д.

3. Способ тепловых испытаний элементов летательных аппаратов по п.1, отличающийся тем, что экран из жаропрочного материала может быть смонтирован с зазором относительно наружной поверхности испытуемых элементов летательных аппаратов.

4. Способ тепловых испытаний элементов летательных аппаратов по п.3, отличающийся тем, что зазор между наружной поверхностью элементов летательных аппаратов и экраном может быть заполнен теплоизолирующим материалом.

5. Способ тепловых испытаний элементов летательных аппаратов по п.4, отличающийся тем, что в качестве теплоизолирующего материала может быть использована кремнеземная или стекольная вата.