RU2562277C1 - Блок-имитатор температурных полей - Google Patents
Блок-имитатор температурных полей Download PDFInfo
- Publication number
- RU2562277C1 RU2562277C1 RU2014119715/28A RU2014119715A RU2562277C1 RU 2562277 C1 RU2562277 C1 RU 2562277C1 RU 2014119715/28 A RU2014119715/28 A RU 2014119715/28A RU 2014119715 A RU2014119715 A RU 2014119715A RU 2562277 C1 RU2562277 C1 RU 2562277C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- temperature
- air
- reflectors
- plates
- tested object
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Resistance To Weather, Investigating Materials By Mechanical Methods (AREA)
Abstract
Изобретение относится к экспериментальной технике и может быть использовано для теплопрочностных статических испытаний конструкций летательных аппаратов, в частности к средствам, обеспечивающим воспроизведение нестационарных температурных полей в испытываемых конструкциях воздушно-космических самолетов (ВКС). Блок-имитатор температурных полей содержит инфракрасные ламповые излучатели и рефлектор. Корпус рефлектора изготовлен из установленных на стальной плите охлаждаемых водой стальных труб прямоугольного сечения. К облучаемой поверхности труб прикреплены отражатели в виде пластин, изготовленных из никеля и имеющих золотое покрытие. Причем пластины установлены так, что между ними образованы щели, через которые проходят струи воздуха, обдувающие кварцевые колбы излучателей и испытываемый объект. Технический результат - повышение достоверности воспроизведения в объекте испытаний нестационарных температурных полей, возникающих в нем при последовательном воздействии глубокого охлаждения и аэродинамического высокотемпературного нагревания. 3 ил.
Description
Изобретение относится к экспериментальной технике для теплопрочностных статических испытаний конструкций летательных аппаратов, в частности к средствам, обеспечивающим воспроизведение нестационарных температурных полей в испытываемых конструкциях воздушно-космических самолетов (ВКС).
Воспроизведение температурных полей в конструкциях ВКС одна из наиболее трудных задач, которые приходится решать экспериментатору при исследовании статической прочности летательных аппаратов. Ее сложность объясняется не только большой интенсивностью внешних воздействий, но и чередованием процессов быстрого высокотемпературного нагревания и глубокого охлаждения объекта испытаний. Установка, используемая для воспроизведения сложного распределения внешних воздействий по поверхности конструкции воздушно-космического летательного аппарата, должна быть многоканальной и состоять из значительного (до ста и более) числа одинаковых стандартных блоков с независимым управлением каждым из них.
Известна экспериментальная установка США, применявшаяся при воспроизведении температурных полей в секциях носка крыла ВКС «Space Shuttle». Вакуумная камера состоит из двух частей. В первой части расположен нагреватель, под которым установлена испытываемая секция на специальной перемещаемой тележке. В этой части камеры секция нагревается, облучаемая нагревателем, до температуры 1643 K со скоростью до 5 К/с. Во второй части камеры располагается экран, охлаждаемый жидким азотом. После нагревания испытываемая секция перемещается во вторую часть вакуумной камеры, где она располагается в охлажденном экране (Beesley W.G. Space Shuttle entry thermal testing techniques. A Collection pf Technical Papers // AIAA Paper N 78-1628. Перевод - ТИ ЦАГИ, 1981, №17). Кроме большой сложности этой установки ее серьезным недостатком является невозможность воспроизведения при помощи экрана быстрого аэродинамического охлаждения секций носка крыла, происходящего перед посадкой ВКС.
За прототип выбрана дозвуковая аэродинамическая труба НИЦ им. Драйдена НАСА (США) с установленным в рабочей части 1 ламповым инфракрасным нагревателем 2 (De Angelis V.M., Anderson K.F. Thermal structural test facilities at NASA Dryden // NASA Technical Memorandum 104249, August 1992). Роль рефлектора выполняют пластина, на которой крепятся ламповые инфракрасные нагреватели, и стенки трубы. Под нагревателем 2 устанавливается испытываемый объект 3. В трубе были испытаны: панель экспериментального гиперзвукового самолета (M=8) и стабилизатор самолета Х-15 (M=5.3). После нагревания объекта 3 при помощи инфракрасного нагревателя 2 он обдувался потоком воздуха от компрессора 4. В процессе движения воздуха в направляющей части трубы 5 в него впрыскивается для охлаждения жидкий азот из форсунок 6 (Фиг. 1),
Недостатками этой установки являются:
1) Необходимость использования аэродинамической трубы.
2) Невозможность воспроизведения изменения интенсивности охлаждения (коэффициента теплоотдачи) по поверхности объекта.
3) Недостаточно высокая температура, до которой можно нагревать объект лампами (Тмакс<1500 K) из-за ограниченной термостойкости их колб.
4) Невозможность проведения испытаний конструкций более сложной формы из-за ограниченных возможностей аэродинамической трубы.
Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является создание блока-имитатора температурных полей, воспроизводящего в объекте испытаний нестационарные температурные поля, возникающие в нем при последовательном воздействии глубокого охлаждения и аэродинамического высокотемпературного нагревания.
Решением задачи и техническим результатом изобретения является создание блока-имитатора температурных полей, содержащего инфракрасные ламповые излучатели и рефлектор, причем рефлектор содержит корпус, изготовленный из охлаждаемых водой стальных труб прямоугольного сечения, установленных на стальной плите, к облучаемой поверхности труб прикреплены отражатели в виде пластин, изготовленных из никеля и имеющих золотое покрытие, пластины установлены так, что между ними образованы щели, через которые проходят струи воздуха, обдувающие кварцевые колбы излучателей и испытываемый объект.
На фигуре 1 представлена схема установки для испытаний экспериментальной панели гиперзвукового самолета в аэродинамической трубе НИЦ им. Драйдена НАСА.
На фигуре 2 показана схема системы охлаждения блока-имитатора.
На фигуре 3 представлен общий вид блока-имитатора температурных полей.
Рефлектор 7 (фигура 3), собран из стальных труб квадратного сечения 8 (фигура 2), которые охлаждаются водой, а их облучаемая поверхность закрыта позолоченными никелевыми пластинами 9, имеющими высокую отражательную способность и теплопроводность, что позволяет избежать перегревания неохлаждаемых концов пластин. Пластины приклеены к трубам таким образом, чтобы между ними были образованы щели 10, через которые поступают струи воздуха, охлаждающего кварцевые колбы ламповых излучателей 11 и испытываемый объект 12. Трубы 8 закреплены на стальной плите 13 (фигура 2) при помощи приваренных к ним втулок 14 с внутренней резьбой и пустотелых шпилек 15. Шпильки используют для подачи и отвода в трубы 8 охлаждающей их воды. Ламповые излучатели 11, состоящие из кварцевых колб и размещенных в них тел накала, расположены параллельно друг другу на определенном расстоянии. Общий вид нагревательного блока 23 с ламповыми излучателями КГТО-220-2500-1 показан на фигуре 3.
Нагревательный блок работает следующим образом:
Электрический ток, поступающий от системы электропитания нагревательной установки, нагревает тела накала ламповых излучателей 11 (Фигура 2), которые испускают лучистый поток, падающий на испытываемый объект 12 и на позолоченные никелевые пластины 9 рефлектора 7 блока, который отражает большую часть падающего на него потока. Оба лучистых потока (отраженный и испускаемый рефлектором) падают на излучатели 11 и проходят между ними и через кварцевые колбы излучателей на испытываемый объект 12.
При воспроизведении температуры испытываемого объекта 12 на стадии выведения, когда температура объекта и интенсивность его нагревания невелики, охлаждающий газ в блок не подается. Для воспроизведения глубокого охлаждения испытываемого объекта, возможного во время его пребывания на орбите, в блок поступает воздух, предварительно охлажденный жидким азотом. В процессе воспроизведения аэродинамического нагревания испытываемого объекта 12 при входе его в атмосферу струи воздуха, обдувая кварцевые колбы ламповых излучателей 11, предохраняют их от нагревания до температуры выше 1500 K, при которой начинается рекристаллизация кварца колб. При воспроизведении последующего аэродинамического охлаждения испытываемого объекта 12 перед посадкой электропитание блока отключено, и испытываемый объект 12 обдувают струи ненагретого воздуха. Интенсивность охлаждения можно регулировать меняя расход воздуха и понижая его температуру впрыском жидкого азота.
Нагреватель, собранный из таких блоков с независимым управлением каждым из них, позволит воспроизводить заданные неравномерные аэродинамические нагревание и охлаждение испытываемого объекта. Блок-имитатор может нагревать испытываемый объект до температуры 1875 K, облучая его потоком с плотностью до 500 кВт/м2.
Claims (1)
- Блок-имитатор температурных полей, содержащий инфракрасные ламповые излучатели и рефлектор, отличающийся тем, что рефлектор содержит корпус, изготовленный из охлаждаемых водой стальных труб прямоугольного сечения, установленных на стальной плите, к облучаемой поверхности труб прикреплены отражатели в виде пластин, изготовленных из никеля и имеющих золотое покрытие, причем пластины установлены так, что между ними образованы щели, через которые проходят струи воздуха, обдувающие кварцевые колбы излучателей и испытываемый объект.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014119715/28A RU2562277C1 (ru) | 2014-05-16 | 2014-05-16 | Блок-имитатор температурных полей |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014119715/28A RU2562277C1 (ru) | 2014-05-16 | 2014-05-16 | Блок-имитатор температурных полей |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2562277C1 true RU2562277C1 (ru) | 2015-09-10 |
Family
ID=54073596
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014119715/28A RU2562277C1 (ru) | 2014-05-16 | 2014-05-16 | Блок-имитатор температурных полей |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2562277C1 (ru) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110207930A (zh) * | 2019-06-24 | 2019-09-06 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种基于石英灯加热的温度控制风洞装置及试验方法 |
RU2705736C1 (ru) * | 2019-02-11 | 2019-11-11 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Устройство для тепловых испытаний теплозащитных материалов до температур 2000 K |
CN114705471A (zh) * | 2022-06-07 | 2022-07-05 | 中国飞机强度研究所 | 一种空天飞机测试中多梯度辐射热流场模拟方法 |
CN114771872A (zh) * | 2022-06-22 | 2022-07-22 | 中国飞机强度研究所 | 空天飞机测试用高温热强度试验中静载加载系统及其方法 |
RU2801979C2 (ru) * | 2023-02-28 | 2023-08-22 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Способ моделирования условий внешнего теплообмена космических аппаратов в термовакуумной камере |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2353923C1 (ru) * | 2007-07-02 | 2009-04-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Устройство измерения интенсивности лучистых потоков при тепловакуумных испытаниях космических аппаратов |
RU2354960C2 (ru) * | 2007-07-02 | 2009-05-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Устройство измерения интенсивности лучистых потоков при тепловакуумных испытаниях космических аппаратов и способ его эксплуатации |
RU2449263C1 (ru) * | 2010-09-08 | 2012-04-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Устройство и способ контроля лучистых потоков при наземных тепловакуумных испытаниях космических объектов |
CN202748445U (zh) * | 2012-08-13 | 2013-02-20 | 北京合丰天成科技有限公司 | 卫星行波管热真空试验系统 |
CN103600851A (zh) * | 2013-11-22 | 2014-02-26 | 北京卫星环境工程研究所 | 航天器真空热试验高热流模拟器 |
-
2014
- 2014-05-16 RU RU2014119715/28A patent/RU2562277C1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2353923C1 (ru) * | 2007-07-02 | 2009-04-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Устройство измерения интенсивности лучистых потоков при тепловакуумных испытаниях космических аппаратов |
RU2354960C2 (ru) * | 2007-07-02 | 2009-05-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Устройство измерения интенсивности лучистых потоков при тепловакуумных испытаниях космических аппаратов и способ его эксплуатации |
RU2449263C1 (ru) * | 2010-09-08 | 2012-04-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Устройство и способ контроля лучистых потоков при наземных тепловакуумных испытаниях космических объектов |
CN202748445U (zh) * | 2012-08-13 | 2013-02-20 | 北京合丰天成科技有限公司 | 卫星行波管热真空试验系统 |
CN103600851A (zh) * | 2013-11-22 | 2014-02-26 | 北京卫星环境工程研究所 | 航天器真空热试验高热流模拟器 |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2705736C1 (ru) * | 2019-02-11 | 2019-11-11 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Устройство для тепловых испытаний теплозащитных материалов до температур 2000 K |
CN110207930A (zh) * | 2019-06-24 | 2019-09-06 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种基于石英灯加热的温度控制风洞装置及试验方法 |
CN114705471A (zh) * | 2022-06-07 | 2022-07-05 | 中国飞机强度研究所 | 一种空天飞机测试中多梯度辐射热流场模拟方法 |
CN114705471B (zh) * | 2022-06-07 | 2022-08-26 | 中国飞机强度研究所 | 一种空天飞机测试中多梯度辐射热流场模拟方法 |
CN114771872A (zh) * | 2022-06-22 | 2022-07-22 | 中国飞机强度研究所 | 空天飞机测试用高温热强度试验中静载加载系统及其方法 |
RU2801979C2 (ru) * | 2023-02-28 | 2023-08-22 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Способ моделирования условий внешнего теплообмена космических аппаратов в термовакуумной камере |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2562277C1 (ru) | Блок-имитатор температурных полей | |
Bletzinger et al. | Plasmas in high speed aerodynamics | |
CN102435099B (zh) | 导弹热试验用石英灯加热器高温辐射温度增强装置 | |
CN101907422B (zh) | 导弹高温气动热模拟试验红外辐射热流密度增强装置 | |
CN103163173B (zh) | 大型高速飞行器圆壳体结构内壁非分段式高温热试验装置 | |
CN109632867B (zh) | 一种用于考核材料高超声速抗烧蚀性能的试验系统及方法 | |
CN111537181B (zh) | 一种基于电弧加热的热噪声风洞及试验方法 | |
CN203259485U (zh) | 大型高速飞行器圆壳体结构内壁非分段式高温热试验装置 | |
CN103600851A (zh) | 航天器真空热试验高热流模拟器 | |
RU2583353C1 (ru) | Способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов | |
CN108267169A (zh) | 一种电弧加热器内部热环境参数测量装置 | |
Esakov et al. | Propane–air mixture combustion assisted by MW discharge in a speedy airflow | |
CN202836968U (zh) | 发动机高热流辐射环境装置 | |
CN208420590U (zh) | 一种模块化气膜冷却卤素灯平面加热与冷却装置 | |
CN109307635A (zh) | 一种气膜冷却卤素灯线加热与冷却装置 | |
RU2539974C1 (ru) | Инфракрасный нагревательный блок | |
CN112595740A (zh) | 一种基于聚焦加热的独立多点式石英灯热考核装置 | |
Liu et al. | An explorative study to use thermal effects of duty-cycled plasma actuation for aircraft icing mitigation | |
Combs et al. | Visualization of capsule reentry vehicle heat shield ablation using naphthalene PLIF | |
RU2694244C1 (ru) | Инфракрасный нагреватель | |
CN202255089U (zh) | 导弹热试验用石英灯加热器高温辐射温度增强装置 | |
Firsov et al. | Mixing enhancement by electrical discharge in supersonic airflow | |
CN105430864B (zh) | 一种原子发生器 | |
RU2695514C1 (ru) | Стенд для испытаний на нагрузки отсека летательного аппарата | |
CN208156532U (zh) | 一种液体冷却夹层的卤素灯与模块化平面加热装置 |