Способ определения температурного поля подвесных авиационных средств поражения при аэродинамическом нагреве Российский патент 2025 года по МПК G01N25/72 G01N25/18 G01K13/00 G01M9/00 

Изобретение относится к способам наземных тепловых испытаний подвесных авиационных средств поражения (ПАСП) с целью определения температурного поля ПАСП при аэродинамическом нагреве.

Для экспериментального определения в наземных условиях температурного поля ПАСП в полете, необходимо к наружной поверхности ПАСП подвести тепловой поток, равный полетному. Воспроизведение в лабораторных условиях равенства тепловых потоков осуществляется в сверхзвуковых аэродинамических трубах, стендах радиационного нагрева, стендах, использующих поток воздуха, подогретый сжиганием углеводородного топлива (Баранов А.И. Статические испытания на прочность сверхзвуковых самолетов. Машиностроение, 1974 год.; Полежаев Ю.В. Материалы и покрытия в экстремальных условиях. МГТУ 2002 год.; Елисеев  В.Н. Теплообмен и тепловые испытания материалов и конструкций аэрокосмической техники при радиационном нагреве. Москва Логос 2014 год).

Моделирование аэродинамического нагрева в сверхзвуковых аэродинамических трубах требует огромных материальных затрат.

Кроме того, обычно подобные установки рассчитаны на постоянные параметры потока воздуха, что не позволяет достоверно определить температурное поле ПАСП при аэродинамическом нагреве.

Из уровня техники известны стенды радиационного нагрева (патенты RU 2625637, RU 2632031, RU 2703491), предназначенные для воспроизведения расчетной температуры ПАСП в целях проверки устойчивости функционирования аппаратуры и эффективности теплозащиты при повышенных температурах, в то время как для определения температуры при аэродинамическом нагреве элементов ПАСП при неизвестных теплофизических характеристиках материала стенды должны иметь сложную систему регулирования с обратной связью с измерителями лучистых тепловых потоков.

Кроме этого, при радиационном нагреве из-за конечной длины нагревателей более теплоемкие участки ПАСП не догреваются, а менее теплоемкие перегреваются.

Известен способ моделирования аэродинамического нагрева и устройство для его реализации, предложенный в монографии [Афанасьев В.А. и др. Экспериментальная отработка космических летательных аппаратов – Москва: издательство МАИ 1994, стр. 175 – 218].

Моделирование по данному способу осуществляется нагревом испытываемого летательного аппарата (ЛА) потоком подогретого воздуха с обеспечением равенства тепловых потоков, направляемых на ЛА на стенде и в полете. При этом ЛА или его элемент помещается в кожух или профилированный канал, к которому из подводящего патрубка подводится высокотемпературный воздух с следующими параметрами:

; (1)

(2)

где:

– коэффициент теплоотдачи на стенде и в полете;

– температура восстановления потока на стенде и в полете;

– температура поверхности ракеты на стенде и в полете;

– приведенная степень черноты поверхности ракеты на стенде и в полете;

s - постоянная Стефана-Больцмана.

Поток подогретого воздух двигается вдоль объекта испытаний. Равенство температур в сходственных точках ЛА на стенде и в полете достигается при испытаниях по данному способу при , , .

Известен способ воспроизведения аэродинамического нагрева элементов ЛА (патент RU 2773024) путем проведения теплового эксперимента на стенде с применением горячего кожуха, который включает в себя несколько циклов нагревания элементов ЛА подогретым воздушным потоком и лучистым тепловым потоком от горячего кожуха.

Для всех вышеприведенных способов моделирования аэродинамического нагрева характерен существенный недостаток - при их использовании не моделируется влияние интерференции между элементами ЛА и ПАСП на интенсивность аэродинамического нагрева, и, следовательно, на температуру поверхности ПАСП.

Между тем, одним из видов дополнительного воздействия на температурное состояние ПАСП при аэродинамическом нагреве является падение скачка уплотнения на пограничный слой в полете.

По данным, изложенным в статье [Федорова Н.Н. Расчет взаимодействия скачка уплотнения с турбулентным пограничным слоем на пластине. Прикладная механика и техническая физика, 2004, Т 45 №3], в области падения скачка уплотнения на пограничный слой при скорости полета М = 3-5 происходит резкое увеличение теплового потока к поверхности до 3-8 раз. Появление в связи с этим «теплового пятна» приводит к повышению температуры ПАСП по сравнению с температурой без воздействия скачков уплотнения.

Техническое решение по патенту RU 2773024 по технической сущности является наиболее близким к заявленному способу и может выступать в качестве прототипа.

Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является создание способа определения температурного поля подвесных авиационных средств поражения с учетом влияния скачков уплотнения на теплообмен в пограничном слое в полете путем вдува нагретой высокоскоростной воздушной струи в область наружной поверхности ПАСП, подверженной воздействию скачка уплотнения.

Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышение точности определения температурного поля ПАСП при аэродинамическом нагреве при снижении трудоемкости проведения эксперимента.

Заявленный технический результат достигается за счет реализации способа определения температурного поля ПАСП при аэродинамическом нагреве путем проведения теплового эксперимента на стенде, включающего в себя размещение ПАСП в кожухе стенда и нагревание наружной поверхности ПАСП подогретым воздушным потоком, температура и коэффициент теплоотдачи которого изменяются по времени также, как и в полете.

В процессе проведения эксперимента одновременно осуществляют дополнительный нагрев области наружной поверхности ПАСП, на которой происходит интерференция элементов летательного аппарата и ПАСП в полете струей подогретого воздуха с коэффициентом теплоотдачи, равным коэффициенту теплоотдачи в области падения скачка уплотнения на пограничный слой в полете и с температурой, равной температуре воздуха, нагревающего наружную поверхность ПАСП, при этом угол падения указанной воздушной струи на ПАСП равен углу падения скачка уплотнения на пограничный слой в полете.

Далее заявленное изобретение описано по ссылкам на чертежи:

Фиг. 1. Схема образования скачка уплотнения при сверхзвуковой скорости ЛА, где 1 – крыло ЛА, 2 – пилон для крепления ПАСП, 3 – ПАСП, 4 – скачок уплотнения, φ – угол падения скачка уплотнения, М – набегающий воздушный поток.

Фиг. 2. Схема установки для воспроизведения аэродинамического нагрева испытываемого образца ПАСП, где 5 – горячий кожух; 6 – пилон образца ПАСП, 7 – нагнетатель воздуха с подогревателем, 8 – образец ПАСП, 9 – раздаточный коллектор с сопловыми отверстиями, 10 – трубопровод, 11 – подогреватель воздуха, 12 – компрессор, 13 – основание, 14 – инфракрасные нагреватели, 15 – датчики температуры, 16 – расходомер потока, 17 – расходомер подводящей струи.

Определение температурного поля ПАСП при аэродинамическом нагреве по данному изобретению производится следующим образом (фиг. 1, фиг.2).

До проведения теплового эксперимента рассчитывают температуру восстановления в полете со сверхзвуковой скоростью и коэффициент теплоотдачи от пограничного слоя на поверхности ПАСП , коэффициент теплоотдачи в месте падения скачка уплотнения , а также определяют расход потока подогретого воздуха в кожухе установки для воспроизведения аэродинамического нагрева , при котором достигается равенство коэффициента теплоотдачи от пограничного слоя в полете и коэффициента теплоотдачи в кожухе .

Кроме того, рассчитывают расход подогретого воздуха , создающего струю воздуха с коэффициентом теплоотдачи равным коэффициенту теплоотдачи в месте падения скачка уплотнения на пограничный слой в полете , с температурой струи равной температуре потока подогретого воздуха в кожухе .

Температура восстановления на поверхности ПАСП в полете со сверхзвуковой скоростью определяется по формуле [В.С. Авдуевский, Б.М. Галицейский , Г.А. Глебов и др., «Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике», Москва, Машиностроение , 1992 год, стр. 135]:

(3)

где:

- температура атмосферы вблизи ЛА;

- коэффициент восстановления;

- показатель адиабаты;

- число Маха полета.

Коэффициент теплоотдачи от пограничного слоя в полете к поверхности ПАСП определяется из критериального уравнения [В.С. Авдуевский, Б.М. Галицейский, Г.А. Глебов и др., «Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике», Москва, Машиностроение, 1992 год, стр.166]:

(4)

где

, где - координата, - коэффициент теплопроводности;

, - плотность, - скорость, - вязкость воздуха;

- число Прандтля;

- температура поверхности ПАСП.

Коэффициент теплоотдачи в месте падения скачка уплотнения на пограничный слой в полете определяют из выражения [И.А. Кондратьев «Экспериментальное исследование теплоотдачи на плоской пластине при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем» Ученые записки ЦАГИ , 1971, том 11 № 2 ]:

(5)

где:

- давление в скачке уплотнения;

- давление атмосферы;

- показатель степени (0,2 - для турбулентного пограничного слоя, 0,5 - для ламинарного пограничного слоя).

Коэффициент теплоотдачи от потока подогретого воздуха в кожухе стенда определяется из критериального уравнения [В.С. Авдуевский, Б.М.  Галицейский, Г.А. Глебов и др., «Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике», Москва, Машиностроение, 1992 год, стр.165]:

(6)

где

;

;

- число Прандтля.

Использовав (2) и (4) и учитывая, что необходимо обеспечить , параметр находится из выражения:

(7)

и соответственно необходимый расход потока подогретого воздуха в кожухе из выражения:

(8)

где - площадь проходного сечения кожуха.

Коэффициент теплоотдачи в месте падения струи на пограничный слой определяется из выражения [А.И. Мазур, И.Г. Головнев, О.Н. Костелин и др. «Локальный теплообмен на продольно-обтекаемой поверхности при вдуве струй в сносящий поток» Промышленная теплотехника  1981 год, № 4, стр. 1-11 (46 )]:

(9)

где - коэффициент теплоотдачи без воздействия струи,

- плотность воздуха в струе;

  - скорость истечения струи;

 - плотность потока в кожух;

- скорость потока в кожухе;

- шаг отверстий для выхода струи;

- диаметр отверстий для выхода струи.

Используя (5) и (9), получено выражение для расчета параметра струи   в форме:

(10)

Соответственно расход воздуха для создания струи, обеспечивающий достижение находится из выражения:

(11)

где - площадь проходных отверстий для выхода струи.

Таким образом, определены параметры потока подогретого воздух в кожухе, параметры струи (, ,) и параметры струи (, ), обеспечивающие при , при , тем самым обеспечивается воспроизведение аэродинамического нагрева с учетом влияния скачка уплотнения на интенсивность нагрева.

Тепловой эксперимент проводят на установке для воспроизведения аэродинамического нагрева (фиг.1, фиг.2), содержащей в своем составе кожух (5) для размещения образца ПАСП (8) с пилоном (6), нагнетатель с подогревателем воздуха (7), формирующих высокотемпературную высокоскоростную воздушную струю, направленную вдоль ПАСП (8), инфракрасные нагреватели (14), выполненные, в предпочтительном варианте, в виде инфракрасных ламп, создающих лучистый тепловой поток и нагревающие кожух (5), расходомер потока (16), расходомер подводящей струи (17).

На основе данных, снимаемых с датчиков температуры (15) в контрольных точках, система регистрации параметров подает управляющее воздействие на систему управления нагревом.

В качестве нагнетателя воздуха (7) могут выступать турбореактивные двигатели, газоплазменные нагреватели, жидкостные реактивные двигатели, электродуговые нагреватели, прямоточные реактивные двигатели и др.

Дополнительно в зазоре между внутренней поверхностью кожуха (5) и наружной поверхностью ПАСП (8) под углом падения скачка уплотнения φ размещается раздаточный коллектор с сопловыми отверстиями (9), направленными в сторону наружной поверхности ПАСП (8), при этом коллектор (9) снабжен устройством поворота на угол, равный углу падения скачка уплотнения на пограничный слой в полете φ.

Раздаточный коллектор (9) соединен посредством трубопровода (10) с компрессором (12) и подогревателем воздуха (11), создающими высокоскоростную высокотемпературную струю воздуха, нагревающую область образования интерференции элементов летательного аппарата и ПАСП в полете, имитируя тем самым воздействие скачка уплотнения в процессе полета ЛА.

С целью проведения теплового эксперимента, в горячий кожух (5) помещают испытательный образец ПАСП (8), который подвергают нагреванию подогретым воздушным потоком при помощи нагнетателя воздуха с подогревателем (7) и лучистым тепловым потоком от горячего кожуха (5), температура которого изменяется за счет инфракрасных нагревателей (14).

На основе данных, снимаемых с датчиков температуры (15) в контрольных точках, система регистрации параметров подает управляющее воздействие на систему управления нагревом.

Одновременно осуществляют дополнительный нагрев области наружной поверхности испытательного образца ПАСП (8), на которой происходит интерференция элементов летательного аппарата с ПАСП в полете, струей воздуха с коэффициентом теплоотдачи, равным коэффициенту теплоотдачи в месте падения скачка уплотнения на пограничный слой в полете и с температурой, равной температуре воздуха, нагревающего наружную поверхность испытательного образца ПАСП (8), при этом угол падения струи воздуха на наружную поверхность испытательного образца ПАСП (8) равен углу падения скачка уплотнения на пограничный слой в полете.

Таким образом, реализация заявленного изобретения позволяет экспериментально определить температурное поле ПАСП, устанавливающееся при аэродинамическом нагреве в полете с учетом влияния скачков уплотнения на интенсивности теплообмена в области интерференции между элементами ЛА и ПАСП, что повышает точность определения температурного поля.

Изобретение относится к способам наземных тепловых испытаний подвесных авиационных средств поражения (ПАСП) с целью определения температурного поля ПАСП при аэродинамическом нагреве. Предложен способ определения температурного поля ПАСП при аэродинамическом нагреве путем проведения теплового эксперимента на стенде, который включает в себя этапы размещения ПАСП в кожухе стенда и нагревания наружной поверхности ПАСП подогретым воздушным потоком, температура и коэффициент теплоотдачи которого изменяются по времени также, как и в полете. В процессе проведения эксперимента одновременно осуществляют дополнительный нагрев области наружной поверхности ПАСП, на которой происходит интерференция элементов летательного аппарата и ПАСП в полете, струей подогретого воздуха с коэффициентом теплоотдачи, равным коэффициенту теплоотдачи в области падения скачка уплотнения на пограничный слой в полете, и с температурой, равной температуре воздуха, нагревающего наружную поверхность ПАСП, при этом угол падения указанной воздушной струи на ПАСП равен углу падения скачка уплотнения на пограничный слой в полете. Технический результат - повышение точности определения температурного поля ПАСП при аэродинамическом нагреве при снижении трудоемкости проведения эксперимента. 2 ил.

Способ определения температурного поля подвесных авиационных средств поражения (ПАСП) при аэродинамическом нагреве путем проведения теплового эксперимента на стенде, при котором ПАСП размещают в кожухе стенда, нагревают наружную поверхность ПАСП лучистым тепловым потоком посредством инфракрасных ламп, располагаемых на кожухе по всей его длине, а также подогретым воздушным потоком, отличающийся тем, что осуществляют дополнительный нагрев области наружной поверхности ПАСП, на которой происходит интерференция элементов летательного аппарата и ПАСП в полете, струей подогретого воздуха посредством нагнетателя воздуха с подогревателем с коэффициентом теплоотдачи, равным коэффициенту теплоотдачи в области падения скачка уплотнения на пограничный слой в полете, и с температурой, равной температуре воздуха, нагревающего наружную поверхность ПАСП, при этом угол падения указанной воздушной струи на ПАСП равен углу падения скачка уплотнения на пограничный слой в полете, нагрев области наружной поверхности ПАСП контролируют системой управления нагревом, подающей управляющее воздействие на нагнетатель воздуха с подогревателем и инфракрасные нагреватели на основе данных, снимаемых с датчиков температуры, установленных в контрольных точках ПАСП, по результатам регистрации температуры поверхности ПАСП в контрольных точках определяют температурное поле ПАСП.