RU2676397C1 - Способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов - Google Patents
Способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов Download PDFInfo
- Publication number
- RU2676397C1 RU2676397C1 RU2017132630A RU2017132630A RU2676397C1 RU 2676397 C1 RU2676397 C1 RU 2676397C1 RU 2017132630 A RU2017132630 A RU 2017132630A RU 2017132630 A RU2017132630 A RU 2017132630A RU 2676397 C1 RU2676397 C1 RU 2676397C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fairing
- heater
- rocket
- electrical resistance
- metallic materials
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 15
- 229910052755 nonmetal Inorganic materials 0.000 title 1
- 150000002843 nonmetals Chemical class 0.000 title 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims abstract description 11
- 239000007769 metal material Substances 0.000 claims abstract description 9
- 230000004907 flux Effects 0.000 claims abstract description 8
- 238000009529 body temperature measurement Methods 0.000 claims abstract description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 4
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract description 4
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 11
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 5
- 238000013461 design Methods 0.000 description 4
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 3
- 239000004020 conductor Substances 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 2
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 2
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N Silicium dioxide Chemical compound O=[Si]=O VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
- G01N25/00—Investigating or analyzing materials by the use of thermal means
- G01N25/72—Investigating presence of flaws
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
- G01M9/02—Wind tunnels
- G01M9/04—Details
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Analytical Chemistry (AREA)
- Biochemistry (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- Immunology (AREA)
- Pathology (AREA)
- Investigating Or Analyzing Materials Using Thermal Means (AREA)
Abstract
Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на головную часть обтекателя ракеты в наземных условиях. Предложен способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов, включающий зонный нагрев обтекателя контактным нагревателем в виде электропроводящих секторов, соединенных в электрическую цепь последовательно, координаты которых заданы относительно вершины обтекателя и измерение температуры. Причем электрическое сопротивление электропроводящего сектора определяется относительно вершины обтекателя по формуле:где R- электрическое сопротивление нагревателя; q- плотность теплового потока от нагревателя на (n-i)-м участке наружной поверхности обтекателя; S- площадь поверхности (n-i)-го участка обтекателя; Р - мощность нагревателя. Технический результат - повышение точности воспроизведения температурного поля на поверхности обтекателей ракет из неметаллических материалов и упрощение технологии изготовления контактных нагревателей. 1 ил.
Description
Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов, а именно к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на головную часть обтекателя ракеты 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) (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).
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 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 (Фокин В.И. Совершенствование методов и средств наземных статических испытаний конструкций головных обтекателей летательных аппаратов: Дис…канд. техн. наук. Самара, 2009. 147 с.)
Для элементов летательных аппаратов сложной формы, когда геометрические размеры конструкции сравнимы с размерами нагревателей, наблюдается большая погрешность задания температурного поля. Также при задании высоких температур (выше температуры размягчения кварцевого стекла) инфракрасные нагреватели выходят из строя. При проведении теплопрочностных испытаний дополнительным препятствием к воспроизведению требуемого распределения температурного поля является наличие устройств нагружения в зоне нагрева, которые локально затеняют поверхность обтекателя и приводят к возникновению дополнительных температурных напряжений в конструкции.
В последнее время для тепловых и теплопрочностных испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов применяются контактные нагреватели (патенты РФ №2571442 МПК G01N 25/72, опубл. 20.12.2015, №2599460 МПК G01N 25/72, опубл. 10.10.2016).
Приложение силовой нагрузки к изделию с применением известных средств (лямки, хомуты, нагружающие мешки и др.) через слой теплоизоляции и контактный нагреватель позволяет воспроизвести полное аэродинамическое воздействие на обтекатель практически без искажения температурного поля на наружной поверхности испытуемой конструкции.
Недостатком указанных нагревателей является то, что при их изготовлении требуются дополнительные тепловые испытания для коррекции конструкции.
Наиболее близким по технической сущности является способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов (патент РФ №2456568, МПК G01M 9/04, G01N 25/72, опубл.20.07.2012), в котором зонный нагрев изделия осуществляется за счет контакта нагревателя с наружной поверхностью обтекателя, а распределение температуры по высоте обтекателя задается электропроводящими секторами нагревателя разной толщины, соединенными в электрическую цепь последовательно, причем толщина каждого сектора определяется расчетным путем.
Недостатком этого способа является то, что нагреватель может быть изготовлен только из одного типа токопроводящего материала, например из одного артикула углеродной ткани. Следствием этого является, во-первых, большая погрешность воспроизведения температурного поля, а, во-вторых, сложность изготовления нагревателя. Например, расчет конструкции нагревателя для изделия близкого по форме к конусу с радиусом основания 0,16 м и высотой 0,37 м показал, что толщина секторов нагревателя от торца к носку изделия варьируется от одного слоя углеродной ткани до 329, при этом разница фактической толщины нагревателя от расчетной (в области торца изделия) достигает 42%.
Техническим результатом заявляемого изобретения является повышение точности воспроизведения температурного поля на поверхности обтекателей ракет из неметаллических материалов и упрощение технологии изготовления контактных нагревателей за счет исключения дополнительных тепловых испытаний.
Технический результат обеспечивается тем, что в способе теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов, включающем зонный нагрев обтекателя контактным нагревателем в виде электропроводящих секторов, соединенных в электрическую цепь последовательно, координаты которых заданы относительно вершины обтекателя и измерение температуры, отличающийся тем, что электрическое сопротивление электропроводящего сектора определяется относительно вершины обтекателя по формуле:
где Rn - электрическое сопротивление нагревателя;
qn-i - плотность теплового потока от нагревателя на (n-i)-м участке наружной поверхности обтекателя;
Sn-1 - площадь поверхности (n-i)-го участка обтекателя;
Р - мощность нагревателя.
Методика распределения плотности теплового потока для обтекателя основана на том, что если нагреватель представить в виде n последовательно соединенных в цепь электропроводящих секторов, то мощность, выделяемая каждым из них, при подключении источника питания, пропорциональна величинам их электрических сопротивлений:
где I - сила тока в электрической цепи;
Ri - электрическое сопротивление i - го сектора нагревателя.
С другой стороны, количество энергии (ΔQi), требующейся для воспроизведения аэродинамического нагрева i-го участка наружной поверхности обтекателя, вычисляется по формуле:
где qi - требуемая плотность теплового потока на i-м участке наружной поверхности; Si - площадь поверхности i-го участка обтекателя. Величина ΔQi может быть рассчитана по заданной кривой плотности теплового потока по высоте обтекателя.
Учитывая то, что контактный нагреватель для теплового нагружения обтекателя представлен в виде цепи последовательно соединенных секторов в виде n электрических сопротивлений, то требуемое количество энергии (ΔQi) в единицу времени может быть воспроизведено за счет выделяемой мощности Pi в i-м секторе контактного нагревателя.
Учитывая вышесказанное, можно составить систему уравнений, описывающую воспроизведение аэродинамического нагрева контактным нагревателем:
Решая систему уравнений (3) относительно Ri находим, что электрическое сопротивление Ri в i-м сечении относительно верхней шины равно:
Формула (4) однозначно описывает характеристики контактного нагревателя за счет измерения его поля сопротивлений (множество значений сопротивлений нагревателя относительно вершины обтекателя) и геометрических размеров. Если в формулу (4) подставить значение площади поверхности (n-i)-го участка нагревателя:
где dB - диаметр верхнего торца (n-i) - го сектора нагревателя, dH - диаметр нижнего торца (n-i)-го участка сектора нагревателя; Δln-i - величина шага по образующей наружной поверхности обтекателя, то устанавливаем зависимость между электрическим сопротивлением и геометрическими размерами (n-i)-го участка сектора нагревателя:
Формулу (6) можно использовать для практической аттестации конструкции контактного нагревателя. Для этого достаточно измерить поле сопротивлений {Ri} всего нагревателя, установленного на обтекатель, и проверить заданные геометрические размеры. Кроме того, по результатам измерения поля сопротивлений {Ri} можно оценить изменение распределения температурного поля контактного нагревателя в процессе эксперимента. Критерием годности нагревателя может служить отношения
Способ иллюстрирует схема, представленная на чертеже. На обтекателе 1 располагают нагреватель 2 в виде секторов, присоединенных к электрическим шинам 3.
Предлагаемый способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов реализуется следующим образом. При заданном расчетном распределении плотности теплового потока по высоте обтекателя конструкцию нагревателя условно разделяют на сектора, обеспечивающие одинаковую плотностью теплового потока. Далее формируют сектора нагревателя из различных типов токопроводящих материалов, например из нескольких типов углеродных тканей, таким образом, чтобы сопротивление каждого из секторов соответствовало расчетному значению.
Заявленный способ дает возможность воспроизвести аэродинамический нагрев на поверхности обтекателей ракет из неметаллических материалов с высокой точностью. Предложенный способ отработан и применяется при наземных испытаниях натурных обтекателей ракет.
Claims (7)
- Способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов, включающий зонный нагрев обтекателя контактным нагревателем в виде электропроводящих секторов, соединенных в электрическую цепь последовательно, координаты которых заданы относительно вершины обтекателя, и измерение температуры, отличающийся тем, что электрическое сопротивление электропроводящего сектора определяется относительно вершины обтекателя по формуле:
- где
- Rn - электрическое сопротивление нагревателя;
- qn-i - требуемая плотность теплового потока на (n-i) - м участке наружной поверхности обтекателя;
- Sn-i - площадь поверхности (n-i) - го участка обтекателя;
- Р - мощность нагревателя.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017132630A RU2676397C1 (ru) | 2017-09-18 | 2017-09-18 | Способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017132630A RU2676397C1 (ru) | 2017-09-18 | 2017-09-18 | Способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2676397C1 true RU2676397C1 (ru) | 2018-12-28 |
Family
ID=64958595
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017132630A RU2676397C1 (ru) | 2017-09-18 | 2017-09-18 | Способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2676397C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2686528C1 (ru) * | 2018-04-02 | 2019-04-29 | Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" | Способ теплового нагружения неметаллических элементов конструкций летательных аппаратов |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2609805A1 (fr) * | 1987-01-16 | 1988-07-22 | Aerospatiale | Procede et installation de controle de l'ensimage d'une fibre en un materiau electriquement conducteur |
WO2005095934A1 (en) * | 2004-03-16 | 2005-10-13 | Quest Integrated, Inc. | Inductively heated transient thermography flaw detention |
US20080304539A1 (en) * | 2006-05-12 | 2008-12-11 | The Boeing Company | Electromagnetically heating a conductive medium in a composite aircraft component |
RU2456568C1 (ru) * | 2011-02-22 | 2012-07-20 | Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" (ОАО "ОНПП "Технология") | Способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов |
RU2517790C1 (ru) * | 2012-12-18 | 2014-05-27 | Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов |
RU2571442C1 (ru) * | 2015-01-12 | 2015-12-20 | Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" | Способ тепловых испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов |
-
2017
- 2017-09-18 RU RU2017132630A patent/RU2676397C1/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2609805A1 (fr) * | 1987-01-16 | 1988-07-22 | Aerospatiale | Procede et installation de controle de l'ensimage d'une fibre en un materiau electriquement conducteur |
WO2005095934A1 (en) * | 2004-03-16 | 2005-10-13 | Quest Integrated, Inc. | Inductively heated transient thermography flaw detention |
US20080304539A1 (en) * | 2006-05-12 | 2008-12-11 | The Boeing Company | Electromagnetically heating a conductive medium in a composite aircraft component |
RU2456568C1 (ru) * | 2011-02-22 | 2012-07-20 | Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" (ОАО "ОНПП "Технология") | Способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов |
RU2517790C1 (ru) * | 2012-12-18 | 2014-05-27 | Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов |
RU2571442C1 (ru) * | 2015-01-12 | 2015-12-20 | Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" | Способ тепловых испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2686528C1 (ru) * | 2018-04-02 | 2019-04-29 | Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" | Способ теплового нагружения неметаллических элементов конструкций летательных аппаратов |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2456568C1 (ru) | Способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов | |
RU2517790C1 (ru) | Способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов | |
RU2571442C1 (ru) | Способ тепловых испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов | |
Cook et al. | Reduction of data from thin-film heat-transfer gages-A concise numerical technique. | |
Frolov et al. | Chemiionization and acoustic diagnostics of the process in continuous-and pulse-detonation combustors | |
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 | |
RU2676397C1 (ru) | Способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов | |
RU2599460C1 (ru) | Способ тепловых испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов | |
RU2739524C1 (ru) | Способ определения температурного поля элементов летательного аппарата при аэродинамическом нагреве | |
RU2676385C1 (ru) | Способ управления нагревом при тепловых испытаниях антенных обтекателей ракет | |
RU2534362C1 (ru) | Способ теплового нагружения конструкций летательных аппаратов из неметаллических материалов | |
Park et al. | Ablation of carbonaceous materials in a hydrogen-helium arcjet flow | |
CN107121452A (zh) | 树脂基防热材料碳化层高温动态热导率测量装置和方法 | |
RU2686528C1 (ru) | Способ теплового нагружения неметаллических элементов конструкций летательных аппаратов | |
RU2696939C1 (ru) | Способ теплового нагружения обтекателей ракет | |
Ostrik et al. | The strength tests of thin-walled composite shells under non-stationary loads of different physical nature | |
RU2690048C1 (ru) | Способ тепловых испытаний натурных керамических элементов летательных аппаратов | |
RU2773024C1 (ru) | Способ воспроизведения аэродинамического нагрева элементов летательных аппаратов | |
RU2694115C1 (ru) | Способ определения степени черноты поверхности натурного обтекателя ракет при тепловых испытаниях и установка для его реализации | |
RU2670725C1 (ru) | Способ теплового нагружения обтекателей летательных аппаратов из неметаллических материалов | |
Genin et al. | LOX/CH4 hot firing dual bell nozzle testing: Part I-Transitional behavior | |
RU2677487C1 (ru) | Способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов | |
CN114777929B (zh) | 飞机地面热强度试验中基于弹道的地面试验测温方法 | |
Gyulmagomedov | Influence of the radiotransparent radome on characteristics of radar station | |
Zhang et al. | Analysis on propulsive performance of hollow rotating detonation engine with Laval nozzle |