RU2637176C1 - Method of test of rocket fairings of nonmetallic materials - Google Patents

Method of test of rocket fairings of nonmetallic materials Download PDF

Info

Publication number
RU2637176C1
RU2637176C1 RU2017106493A RU2017106493A RU2637176C1 RU 2637176 C1 RU2637176 C1 RU 2637176C1 RU 2017106493 A RU2017106493 A RU 2017106493A RU 2017106493 A RU2017106493 A RU 2017106493A RU 2637176 C1 RU2637176 C1 RU 2637176C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fairing
plane
thermal insulation
force
heater
Prior art date
Application number
RU2017106493A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
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 (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" filed Critical Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина"
Priority to RU2017106493A priority Critical patent/RU2637176C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2637176C1 publication Critical patent/RU2637176C1/en

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N3/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N3/08—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress by applying steady tensile or compressive forces
    • G01N3/18—Performing tests at high or low temperatures

Landscapes

  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)

Abstract

FIELD: testing equipment.
SUBSTANCE: carry out force to the exterior surface of the fairing via multilayer structure consisting of a rigid shell, elastic fluid, flexible and discrete heat insulation and contact the heater, and external components strength loads are applied to the outer surface of the rigid shell. The transverse force is applied in the plane perpendicular to the longitudinal force application plane, and the thermal insulation consists of discrete sectors of the equidistant outer surface of the fairing. In the plane of application of longitudinal forces on the external surface of the fairing, a flexible thermal insulation is mounted through the heater.
EFFECT: increasing the accuracy of reproduction of the power load on the rocket fairing and increasing the technical capabilities of equipment for ground testing of new designs of missile technology.
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 аэродинамического нагрева осуществляется в различных установках: аэродинамических трубах, баллистических установках, плазменных установках, стендах на основе сжигания топлива (прямоточных реактивных двигателях) [Статические испытания на прочность сверхзвуковых самолетов / А.Н. Баранов [и др.]. - 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 aerodynamic heating is carried out in various installations: wind tunnels, ballistic installations, plasma installations, stands based on fuel combustion (ramjet engines) [Static strength tests of supersonic aircraft / A.N. Baranov [et al.]. - M .: Mechanical Engineering - 1974. - 344 p .; Materials and coatings in extreme conditions. A look into the future: In 3 vols. - Vol. 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.].

Испытание натурных конструкций в таких установках требует огромных материальных затрат, поэтому широкого распространения в практике наземных испытаний эти установки не получили.Testing full-scale structures in such installations requires enormous material costs, therefore, these installations are not widely used in ground testing.

Наиболее широкое распространение в практике наземных испытаний получили стенды радиационного нагрева (на базе ламп инфракрасного излучения), так как они просты в эксплуатации, позволяют достаточно легко изменять конфигурацию нагревателя в зависимости от геометрии конструкции обтекателя. Однако радиационный нагрев имеет ряд ограничений.The most widespread practice of ground testing has been the stands of radiation heating (based on infrared lamps), since they are simple to operate, they can quite easily change the configuration of the heater depending on the geometry of the cowl structure. However, radiation heating has several limitations.

Для элементов летательных аппаратов сложной формы, когда геометрические размеры конструкции сравнимы с размерами нагревателей, наблюдается большая погрешность задания температурного поля. Кроме того, при задании высоких температур (выше температуры смягчения кварца) инфракрасные нагреватели выходят из строя.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. In addition, when setting high temperatures (above the softening temperature of quartz), infrared heaters fail.

В последнее время для испытания керамических обтекателей применяются контактные и контактно-радиационные нагреватели.Recently, contact and contact-radiation heaters have been used to test ceramic fairings.

Для примера можно привести технические решения по патентам Российской Федерации: №2571442, №2456568, №2599460.For example, we can cite technical solutions for patents of the Russian Federation: No. 2571442, No. 2456568, No. 2599460.

Контактные нагреватели позволяют воспроизвести полное аэродинамическое воздействие за счет применения известных средств силового нагружения (лямки, хомуты, нагружающие мешки и др.), прикладывая силовую нагрузку на обтекатель через слой теплоизоляции и поверхности контактного нагревателя. Это дает возможность исключить искажения температурного поля на наружной поверхности испытуемой конструкции. При этом погрешность задания температурного поля по сравнению с радиационным нагревом уменьшается в разы, что очень важно при испытаниях элементов летательных аппаратов из хрупких материалов. Однако силовая нагрузка остается сосредоточенной в точках взаимодействия нагружающих устройств с испытуемой конструкцией. Это ограничивает применение этих способов при наземной отработки тонкостенных оболочечных конструкции элементов летательных аппаратов.Contact heaters make it possible to reproduce the full aerodynamic effect through the use of known means of power loading (straps, clamps, loading bags, etc.), applying a power load to the fairing through a layer of thermal insulation and the surface of the contact heater. This makes it possible to exclude temperature field distortions on the outer surface of the test structure. In this case, the error in setting the temperature field compared to radiation heating decreases by several times, which is very important when testing elements of aircraft made of brittle materials. However, the power load remains concentrated at the points of interaction of the loading devices with the test structure. This limits the application of these methods for surface testing of thin-walled shell structures of aircraft elements.

Наиболее близким по технической сущности является способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов (патент РФ №2583353, МПК G01M 9/00, G01N 25/72, опубл. 10.05.2016), в котором тепловое нагружение осуществляется контактно-радиационным нагревателем, а силовое воздействие от нагружающих элементов до поверхности наружной поверхности обтекателя передается n-м количеством стержней (равномерно распределенных по поверхности конструкции), проходящих через стенки токопроводящей и теплоизолирующей оболочек, причем сумма площадей поперечного сечения стержней много меньше нагреваемой поверхности, а плотность распределения стержней по поверхности конструкции выбирается таким образом, чтобы исключить концентраторы механических напряжений при взаимодействии стержней с наружной поверхностью конструкции. Это позволяет повысить температуру наружной поверхности конструкции при полном воспроизведении аэродинамического воздействия.The closest in technical essence is the method of thermal loading of rocket fairings made of non-metallic materials (RF patent No. 2583353, IPC G01M 9/00, G01N 25/72, publ. 05/10/2016), in which thermal loading is carried out by a contact-radiation heater, and power the impact from the loading elements to the surface of the outer surface of the fairing is transmitted by the nth number of rods (evenly distributed over the surface of the structure) passing through the walls of the conductive and heat insulating shells, the sum of the areas erechnogo sectional rods is much smaller than the heating surface, and rods on a design surface density distribution is chosen so as to avoid mechanical stress concentrators in the interaction of rods with an outer surface structure. This allows you to increase the temperature of the outer surface of the structure with the full reproduction of the aerodynamic effects.

Недостатком этого способа является сложность его исполнения. Воспроизведение силового поля конструкции через n-е количество стержней требует сложной системы управления и не полностью исключает искажения теплового поля.The disadvantage of this method is the complexity of its execution. Reproduction of the force field of the structure through the nth number of rods requires a complex control system and does not completely exclude distortions of the thermal field.

Техническим результатом заявляемого изобретения является повышение точности воспроизведения силовой нагрузки на обтекатель ракеты и увеличение технических возможностей оборудования для наземной отработки новых конструкций ракетной техники.The technical result of the claimed invention is to increase the accuracy of reproducing the power load on the rocket fairing and increase the technical capabilities of equipment for ground testing of new designs of rocket technology.

Технический результат обеспечивается тем, что предложенный способ включает испытания обтекателей ракет из неметаллических материалов, включающий нагрев наружной поверхности обтекателя и приложение к нему силовой нагрузки, отличающийся тем, что силовую нагрузку к наружной поверхности обтекателя осуществляют через многослойную структуру, состоящую из жесткой оболочки, упругой среды, гибкой и дискретной теплоизоляции и контактного нагревателя, а составляющие внешней силовой нагрузки прикладываются к наружной поверхности жесткой оболочки, причем поперечная сила прикладывается в плоскости, перпендикулярной плоскости приложения продольных сил, а теплоизоляция состоит из дискретных секторов, эквидистантных наружной поверхности обтекателя, причем в плоскости приложения продольных сил на наружной поверхности обтекателя через нагреватель монтируют гибкую теплоизоляцию.The technical result is ensured by the fact that the proposed method includes testing rocket fairings made of non-metallic materials, including heating the outer surface of the fairing and applying a force load to it, characterized in that the power load to the outer surface of the fairing is carried out through a multilayer structure consisting of a rigid shell, an elastic medium flexible and discrete thermal insulation and contact heater, and the components of the external power load are applied to the outer surface of the rigid glasses, wherein shear force is applied in the plane perpendicular to the plane of the longitudinal forces, and thermal insulation consists of discrete sectors equidistant outer surface of the fairing, and in the plane of application of longitudinal forces on the outer surface of the fairing through the heater is mounted a flexible insulation.

На чертеже представлена схема реализации предложенного способа. Силовое нагружение (F - поперечное и Q - продольное) на жесткий нагружающий конус 5 передается на испытуемый обтекатель 1 через упругий слой 4, дискретный теплоизолирующий слой 3 и контактный нагреватель 2, причем продольная сила Q прикладывается к жесткому нагружающему конусу устройствами нагружения 8 через динамометры 9. Цифрой 10 обозначен силовой пол, цифрами 6 и 7 электрические шины контактного нагревателя, цифрой 11 - гибкая теплоизоляция, разделяющая дискретный теплоизолирующий слой 3 на две части.The drawing shows a diagram of the implementation of the proposed method. Force loading (F - transverse and Q - longitudinal) to the rigid loading cone 5 is transmitted to the test fairing 1 through the elastic layer 4, the discrete heat-insulating layer 3 and the contact heater 2, and the longitudinal force Q is applied to the rigid loading cone by the loading devices 8 via dynamometers 9 The number 10 indicates the power floor, the numbers 6 and 7 are the electric busbars of the contact heater, the number 11 is a flexible thermal insulation that separates the discrete heat-insulating layer 3 into two parts.

При таком задании силовой нагрузки упругое взаимодействие обтекателя с воздушным потоком воспроизводится за счет его помещения в упругой среде (упругий слой 4). В этом случае величина давления на наружной поверхности обтекателя в элементарном секторе может быть определена формулой:With this task of the force load, the elastic interaction of the fairing with the air flow is reproduced due to its placement in an elastic medium (elastic layer 4). In this case, the pressure on the outer surface of the fairing in the elementary sector can be determined by the formula:

Figure 00000001
Figure 00000001

где Pi - давление в i-м секторе; Ki - коэффициент упругости среды 8 в i-м секторе; δi - изменение толщины упругой среды 8 в i-м секторе при силовом воздействии на жесткий конус 5 (см. фигуру).where P i - pressure in the i-th sector; K i - coefficient of elasticity of the medium 8 in the i-th sector; δ i - changing the thickness of the elastic medium 8 in i-th sector at a force on the rigid cone 5 (see figure.).

Так как величина δj в j-м сечении по отношению к плоскости приложения поперечной силы F к жесткому конусу 5 описывается формулой:Since the quantity δ j in the jth section with respect to the plane of application of the transverse force F to the rigid cone 5 is described by the formula:

Figure 00000002
Figure 00000002

где Kj - коэффициент упругости среды 8 в j-м сечении; δjmax - изменение толщины упругой среды 8 в плоскости приложения поперечной силы F;where K j is the coefficient of elasticity of the medium 8 in the j-th section; δ jmax is the change in the thickness of the elastic medium 8 in the plane of application of the transverse force F;

α - угол между плоскостью приложения поперечной силы F и плоскостью измерения δj в j-м сечении, то характер силового взаимодействия между обтекателем 1 и упругим слоем 4 подобен силовому взаимодействию с воздушным потоком в реальных условиях работы обтекателя 1. Из формулы (2) следует, что за счет подбора материалов с разными упругими свойствами можно добиться максимального приближения к реальному силовому взаимодействию обтекателя 1 с воздушным потоком в наземных условиях.α is the angle between the plane of application of the transverse force F and the plane of measurement δ j in the jth section, then the nature of the force interaction between the fairing 1 and the elastic layer 4 is similar to the force interaction with the air flow in real operating conditions of the fairing 1. From formula (2) it follows that, due to the selection of materials with different elastic properties, it is possible to achieve maximum approximation to the real force interaction of the fairing 1 with the air flow in ground conditions.

Предложенный способ (в части силового нагружения) отработан и применяется при наземных испытаниях натурных обтекателей ракет.The proposed method (in terms of power loading) has been developed and is used in ground tests of full-scale rocket fairings.

Claims (1)

Способ испытания обтекателей ракет из неметаллических материалов, включающий нагрев наружной поверхности обтекателя и приложение к нему силовой нагрузки, отличающийся тем, что силовую нагрузку к наружной поверхности обтекателя осуществляют через многослойную структуру, состоящую из жесткой оболочки, упругой среды, гибкой и дискретной теплоизоляции и контактного нагревателя, а составляющие внешней силовой нагрузки прикладываются к наружной поверхности жесткой оболочки, причем поперечная сила прикладывается в плоскости, перпендикулярной плоскости приложения продольных сил, а теплоизоляция состоит из дискретных секторов, эквидистантных наружной поверхности обтекателя, причем в плоскости приложения продольных сил на наружной поверхности обтекателя через нагреватель монтируют гибкую теплоизоляцию.A method of testing rocket fairings from non-metallic materials, including heating the outer surface of the fairing and applying a force load to it, characterized in that the power load to the outer surface of the fairing is carried out through a multilayer structure consisting of a rigid shell, an elastic medium, flexible and discrete thermal insulation, and a contact heater and the components of the external power load are applied to the outer surface of the rigid shell, and the transverse force is applied in a plane perpendicular a bright plane of application of longitudinal forces, and thermal insulation consists of discrete sectors equidistant to the outer surface of the fairing, and in the plane of application of longitudinal forces on the outer surface of the fairing through the heater mount flexible thermal insulation.
RU2017106493A 2017-02-27 2017-02-27 Method of test of rocket fairings of nonmetallic materials RU2637176C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017106493A RU2637176C1 (en) 2017-02-27 2017-02-27 Method of test of rocket fairings of nonmetallic materials

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017106493A RU2637176C1 (en) 2017-02-27 2017-02-27 Method of test of rocket fairings of nonmetallic materials

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2637176C1 true RU2637176C1 (en) 2017-11-30

Family

ID=60581361

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017106493A RU2637176C1 (en) 2017-02-27 2017-02-27 Method of test of rocket fairings of nonmetallic materials

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2637176C1 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2654320C1 (en) * 2017-05-30 2018-05-17 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Method for testing the strength of the fairings made of brittle materials
RU2697410C1 (en) * 2018-10-01 2019-08-14 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Ceramic shells testing method
RU2793603C1 (en) * 2022-06-20 2023-04-04 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Method for static testing of ceramic fairings

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN202693430U (en) * 2012-07-03 2013-01-23 北京航空航天大学 High temperature distributed load heat strength test device for plane structure of high-speed missile aircraft
RU2548617C1 (en) * 2013-12-31 2015-04-20 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Heater for strength test rig
RU2583353C1 (en) * 2015-02-24 2016-05-10 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Method for thermal loading of rocket cowls made of nonmetals
RU2599460C1 (en) * 2015-08-03 2016-10-10 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Method of thermal tests of cowlings made of nonmetallic materials

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN202693430U (en) * 2012-07-03 2013-01-23 北京航空航天大学 High temperature distributed load heat strength test device for plane structure of high-speed missile aircraft
RU2548617C1 (en) * 2013-12-31 2015-04-20 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Heater for strength test rig
RU2583353C1 (en) * 2015-02-24 2016-05-10 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Method for thermal loading of rocket cowls made of nonmetals
RU2599460C1 (en) * 2015-08-03 2016-10-10 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Method of thermal tests of cowlings made of nonmetallic materials

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2654320C1 (en) * 2017-05-30 2018-05-17 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Method for testing the strength of the fairings made of brittle materials
RU2697410C1 (en) * 2018-10-01 2019-08-14 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Ceramic shells testing method
RU2793603C1 (en) * 2022-06-20 2023-04-04 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Method for static testing of ceramic fairings

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Wu et al. Thermal/vibration joint experimental investigation on lightweight ceramic insulating material for hypersonic vehicles in extremely high-temperature environment up to 1500 C
Culler et al. Studies on fluid-thermal-structural coupling for aerothermoelasticity in hypersonic flow
RU2456568C1 (en) Method for thermal loading rocket fairings made from nonmetallic materials
RU2583353C1 (en) Method for thermal loading of rocket cowls made of nonmetals
Mabe et al. Boeing's variable geometry chevron, morphing aerostructure for jet noise reduction
RU2517790C1 (en) Application of heat stress to rocket cowls of nonmetals
Cook et al. Reduction of data from thin-film heat-transfer gages-A concise numerical technique.
RU2571442C1 (en) Tests with application of heat stress to rocket cowls of nonmetals
RU2637176C1 (en) Method of test of rocket fairings of nonmetallic materials
Liu et al. Numerical and experimental study on thermal shock damage of CVD ZnS infrared window material
Kang et al. Thermomechanical characterization of hot surface ignition device using phenomenological heat flux model
Cheng et al. Effects of radiation heating on modal characteristics of panel structures
Calkins et al. Subsonic jet noise reduction variable geometry chevron
RU2739524C1 (en) Method for determining temperature field of aircraft elements during aerodynamic heating
RU2676385C1 (en) Method for thermal control during heat tests of antenna domes of missiles
Johnson et al. Demonstration of hybrid multilayer insulation for fixed thickness applications
RU2676397C1 (en) Method for heat loading of rocket fairings made of nonmetals
Xu et al. Estimate of temperature gradients of thin-walled structures under thermomechanical fatigue loading
RU2677487C1 (en) Method for heat loading of rocket fairings made of nonmetals
Narendar et al. Evaluation of structural integrity of tactical missile ceramic radomes under combined thermal and structural loads
Kim et al. Design and thermo-structural analysis of 2D exhaust nozzle with multiple composite layers
Go et al. Experimental Study on Dynamic Behavior of a Titanium Specimen Using the Thermal-Acoustic Fatigue Apparatus
RU2696939C1 (en) Method for thermal loading of rocket fairings
Scigliano et al. Thermo-structural design of Ultra High Temperature Ceramic (UHTC) winglets of a re-entry space vehicle
RU2811856C1 (en) Method of static testing of fairings