RU2571442C1

RU2571442C1 - Tests with application of heat stress to rocket cowls of nonmetals

Info

Publication number: RU2571442C1
Application number: RU2015100627/28A
Authority: RU
Inventors: Василий Семёнович Райлян; Михаил Юрьевич Русин; Сергей Васильевич Резник; Дмитрий Владимирович Алексеев; Василий Иванович Фокин
Original assignee: Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина"
Priority date: 2015-01-12
Filing date: 2015-01-12
Publication date: 2015-12-20

Abstract

FIELD: aircraft engineering.

SUBSTANCE: reproduction of aerodynamic heating allow the setting of temperature fields of aircraft elements like solids of revolution at minimum power losses and uniform thermal loading in the article cross-section. Claimed process differs from known designs in that it allows the setting of temperature fields over the article height if the temperature in one cross-section and geometrical sizes are known. Claimed process comprises the arbitrary division of the article surface into sectors in its circle, determination of the depth of sectors by electric resistance, wiring of electrically conducting ply on the article outer surface, arranging the current conducting buses and jacket of heat insulating jacket.

EFFECT: higher accuracy and validity of tests.

1 dwg

Description

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на головную часть (обтекатель) ракеты в наземных условиях.The invention relates to techniques for ground testing of elements of aircraft (LA), and in particular to methods for reproducing aerodynamic thermal effects on the head part (fairing) of a rocket in ground conditions.

В настоящее время воспроизведение теплового воздействия, которое ракета испытывает в полете, осуществляется в различных установках: аэродинамических трубах, баллистических установках, плазменных установках, стендах на основе сжигания топлива (прямоточных реактивных двигателях, которые отработали свой ресурс), стендах радиационного нагрева [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.].Currently, the reproduction of the thermal effect that a rocket experiences in flight is carried out in various installations: wind tunnels, ballistic installations, plasma installations, stands based on fuel combustion (ramjet engines that have worked out their life), and stands for radiation heating [Baranov A. N., Belozerov L.G., Ilyin Yu.S., Kutinov V.F. Static strength tests of supersonic aircraft. - M.: Mechanical Engineering. - 1974.- 344 p .; Materials and coatings in extreme conditions. A look into the future: In 3 vols. - T. 3. Experimental studies. / Yu.V. Polezhaev, S.V. Reznik, A.N. Baranov et al., Ed. Yu.V. Polezhaeva and S.V. Reznik. - M.: Publishing House of MSTU. N.E. Bauman, 2002. - 264 p.: Ill.].

Наиболее широкое распространение в практике наземных испытаний получили стенды радиационного нагрева, так как они просты в эксплуатации, позволяют набирать широкую гамму конфигураций в зависимости от геометрии конструкции обтекателя. Однако радиационный нагрев имеет ряд ограничений. Для элементов летательных аппаратов сложной формы, когда геометрические размеры конструкции сравнимы с размерами нагревателей, наблюдается большая погрешность задания температурного поля.The most widespread practice in ground testing is radiation heating stands, since they are easy to operate and allow you to gain a wide range of configurations depending on the geometry of the cowl structure. However, radiation heating has several limitations. For elements of aircraft of complex shape, when the geometric dimensions of the structure are comparable with the dimensions of the heaters, a large error in setting the temperature field is observed.

Уменьшение величины погрешности задания температурного поля в установках радиационного нагрева возможно двумя путями:Reducing the magnitude of the error in setting the temperature field in radiation heating installations is possible in two ways:

1. Уменьшение геометрических размеров нагревателей и, соответственно, увеличением количества зон нагрева.1. Reducing the geometric dimensions of the heaters and, accordingly, increasing the number of heating zones.

2. Коррекция с помощью покрытий с изменяемой степенью черноты (авторское свидетельство СССР №208377, F16N 15/00, F01M 9/02, опубл. 1968).2. Correction using coatings with a variable degree of blackness (USSR author's certificate No. 208377, F16N 15/00, F01M 9/02, publ. 1968).

Недостатки первого способа - усложнение и удорожание испытательного оборудования.The disadvantages of the first method are the complexity and cost of testing equipment.

Во втором способе преобразовывается радиационный нагрев поверхности обтекателя в нагрев за счет теплопроводности (контактный нагрев). Недостатком такого способа является то, что первичным источником энергии остается радиационный нагреватель.In the second method, radiation heating of the fairing surface is converted to heating due to thermal conductivity (contact heating). The disadvantage of this method is that the primary source of energy remains a radiation heater.

Наиболее близкими по технической сущности являются способы воспроизведения аэродинамического нагрева неметаллических головных обтекателей с помощью гибких контактных нагревателей. Например, способ, описанный в патенте №2456568 (Российская Федерация, МПК G01M 9/04, G01N 25/72, опубл. 20.07.2012). Способ обладает рядом преимуществ (более высокая точность задания температурного поля на наружной поверхности, практически, можно исключить составляющую излучения, более экономичен (более чем в 3 раза требуется меньше энергии)), перед радиационным нагревом, однако имеет и ряд недостатков. В частности, задание теплового режима обтекателя может быть реализовано только по изменению плотности теплового потока, а во многих случаях требуется воспроизведение температурного поля на всей траектории полета. Кроме того, в процессе нагрева, особенно при больших темпах, единственным способом контроля тепловых режимов является измерение температуры наружной поверхности изделия.The closest in technical essence are methods for reproducing aerodynamic heating of non-metallic head fairings using flexible contact heaters. For example, the method described in patent No. 2456568 (Russian Federation, IPC G01M 9/04, G01N 25/72, publ. 20.07.2012). The method has several advantages (higher accuracy of setting the temperature field on the outer surface, it is practically possible to exclude the radiation component, more economical (more than 3 times less energy is required)), before radiative heating, however, it also has a number of disadvantages. In particular, the task of the thermal regime of the fairing can be realized only by changing the density of the heat flux, and in many cases it is necessary to reproduce the temperature field along the entire flight path. In addition, during heating, especially at high rates, the only way to control thermal conditions is to measure the temperature of the outer surface of the product.

Техническим результатом заявляемого изобретения является задание температурного поля на наружной поверхности при теплопрочностных испытаниях обтекателей ракет из неметаллических материалов, например из керамики.The technical result of the claimed invention is to set the temperature field on the outer surface during heat resistance tests of rocket fairings made of non-metallic materials, such as ceramic.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе воспроизведения аэродинамического нагрева неметаллических обтекателей ракет, включающем контактный нагрев всей поверхности и измерение температуры в одном сечении, распределение температуры по окружности изделия задается несколькими электропроводящими секторами постоянной толщины, покрывающими всю поверхность обтекателя и выполненными по форме наружной поверхности обтекателя, разделенной продольными меридиональными линиями, причем все электропроводящие сектора соединены в электрическую цепь параллельно и пересекаются у носка, где монтируется одна из электрических шин, а вторая электрическая шина охватывает все сектора ниже торца обтекателя, где металлические части электроизолируются полупрозрачным материалом, например кварцевой тканью, причем для стабилизации термического контакта наружная поверхность нагревателя равномерно продавливается по всей поверхности через слой теплоизоляции.The specified technical result is achieved by the fact that in the method for reproducing aerodynamic heating of non-metallic rocket fairings, including contact heating of the entire surface and temperature measurement in one section, the temperature distribution around the product circumference is defined by several electrically conductive sectors of constant thickness covering the entire surface of the fairing and made according to the shape of the outer surface fairing, divided by longitudinal meridional lines, and all electrically conductive sectors with are parallel to the electrical circuit and intersect at the toe, where one of the busbars is mounted, and the second busbar covers all sectors below the end of the fairing, where the metal parts are electrically insulated with a translucent material, for example, quartz cloth, and to stabilize thermal contact, the outer surface of the heater is uniformly pressed through the entire surface through a layer of thermal insulation.

Известно, что темп нагрева в i-м сечении обтекателя описывается уравнением:It is known that the heating rate in the i-th section of the fairing is described by the equation:

где

- темп нагрева в заданном i-м сечении поверхности изделия;Where

- heating rate in a given i-th section of the product surface;

P_i - мощность элементарного источника тепла в i-м сечении; γ - плотность материала нагревателя; c - удельная теплоемкость материала.P _i is the power of an elementary heat source in the i-th section; γ is the density of the heater material; c is the specific heat of the material.

Из (1) находим, что температура в i-м сечении за время τ будет равна:From (1) we find that the temperature in the ith section over time τ will be equal to:

а в j-м сечении:and in the jth section:

Разделив (2) на (3), получим, что:Dividing (2) by (3), we obtain that:

Для электрического контактного нагревателя постоянной толщины (δ) типа тела вращения, выполненного по форме наружной поверхности обтекателя, элементарную мощность в i-м поперечном сечении можно выразить формулой:For an electric contact heater of constant thickness (δ), such as a body of revolution, made in the form of the outer surface of the fairing, the elementary power in the ith cross section can be expressed by the formula

где I - сила тока на участке i - того сечения; dh - высота i-го сечения; R_i - радиус нагревателя в i-м сечении; ρ - удельное электрическое сопротивление материала нагревателя.where I is the current strength in the section i - of that section; dh is the height of the i-th section; R _i is the radius of the heater in the i-th section; ρ is the electrical resistivity of the heater material.

Подставляя (5) в (2), (3) и (4), получим, что:Substituting (5) in (2), (3) and (4), we obtain that:

Из (6) следует, что для нагревателя типа тела вращения произведение роста температуры ΔТ_i на радиус R_i является постоянной величиной для данного нагревателя, т.е.:From (6) it follows that for a heater of the type of a body of revolution, the product of the temperature increase ΔТ _i by the radius R _i is a constant value for this heater, i.e.:

Способ иллюстрирует схема, представленная на чертеже. Контактный нагреватель 2 вместе с токоведущими шинами 4 располагают на обтекателе ракеты 1, предварительно электроизолировав оснастку 6 полупрозрачным материалом, например тканью кварцевой 5. Сверху надевают чехол 3 из теплоизоляционного материала. Теплоизоляционный чехол необходим для исключения тепловых потерь в окружающую среду и для обеспечения возможности равномерного продавливания нагревателя по все поверхности.The method illustrates the diagram shown in the drawing. The contact heater 2, together with the current-carrying tires 4, is located on the fairing of the rocket 1, having previously electrically insulated the snap-in 6 with a translucent material, for example, quartz fabric 5. Put on the cover 3 from the heat-insulating material. A heat-insulating cover is necessary to eliminate heat loss to the environment and to ensure that the heater can be uniformly pushed across all surfaces.

Предложенный способ дает возможность воспроизвести аэродинамический нагрев неметаллических обтекателей ракет сложной геометрической формы. Способ был отработан при задании тепловых режимов перфорированных накладок из стеклопластиковых материалов и на керамических обтекателях.The proposed method makes it possible to reproduce the aerodynamic heating of non-metallic rocket fairings of complex geometric shapes. The method was worked out when setting the thermal conditions of perforated plates of fiberglass materials and ceramic fairings.

Claims

1. A method of reproducing aerodynamic heating of non-metallic rocket fairings, including contact heating of the entire surface and measuring temperature in one section, characterized in that the temperature distribution around the product circumference is defined by several electrically conductive sectors of constant thickness covering the entire surface of the fairing and made in the shape of the outer surface of the fairing, separated by longitudinal meridional lines, and all electrically conductive sectors are connected in an electric circuit of steam In parallel, they intersect at the toe, where one of the busbars is mounted, and the second busbar covers all sectors below the end of the fairing, and to stabilize thermal contact, the outer surface of the heater is uniformly pressed through the entire surface through the insulation layer.

2. The method for reproducing aerodynamic heating according to claim 1, characterized in that the metal parts of the fairing are electrically insulated by a translucent dielectric heat-resistant material (quartz cloth).