RU2686528C1 - Method of thermal loading of non-metallic elements of aircraft structures - Google Patents

Method of thermal loading of non-metallic elements of aircraft structures Download PDF

Info

Publication number
RU2686528C1
RU2686528C1 RU2018111821A RU2018111821A RU2686528C1 RU 2686528 C1 RU2686528 C1 RU 2686528C1 RU 2018111821 A RU2018111821 A RU 2018111821A RU 2018111821 A RU2018111821 A RU 2018111821A RU 2686528 C1 RU2686528 C1 RU 2686528C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
heater
thermal
elements
resistance
distribution
Prior art date
Application number
RU2018111821A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Виктор Иванович Неповинных
Михаил Юрьевич Русин
Александр Васильевич Терехин
Василий Семенович Райлян
Дмитрий Владимирович Алексеев
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 RU2018111821A priority Critical patent/RU2686528C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2686528C1 publication Critical patent/RU2686528C1/en

Links

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

FIELD: machine building.
SUBSTANCE: invention relates to machine building, aviation and rocket and space industries and can be used at the stage of ground laboratory-bench development of structures of aircrafts (AC) and their elements (head cowlings, radiotransparent inserts, windows, etc.) for reproduction of thermal and complex actions imitating operational loads. Disclosed is a method of thermal loading of non-metallic elements of aircraft structures, including contact heating of structure surface, measurement of temperature in control section and uniform pressing of heater to structure through layer of heat insulation. Reproduction of the specified mode of thermal loading is provided by regulation of power of electric current passed through the heater located on the surface of the structure and is a series-parallel relative to electric buses connection of flexible electrically conductive elements. Creation of required distribution of heat energy of thermal field on surface of structure is ensured by appropriate laying of electrically conducting elements of heater according to coordinates of structure, which are made with due allowance for required value of resistance of each separate element of heater, which is determined by calculation method.
EFFECT: improving accuracy of reproducing thermal modes of bench tests of non-metallic elements of aircraft structures, including those having a complex non-axisymmetric geometric shape of the heated surface.
1 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области машиностроения, авиационной и ракетно-космической отраслям промышленности и может быть использовано на этапе наземной лабораторно-стендовой отработки конструкций летательных аппаратов (ЛА) и их элементов (головных обтекателей, радиопрозрачных вставок, окон и т.д.) для воспроизведения тепловых и комплексных воздействий, имитирующих эксплуатационные нагрузки.The invention relates to the field of engineering, aviation and rocket and space industries and can be used at the stage of ground-based laboratory and bench testing of structures of aircraft (LA) and their elements (head fairings, radio transparent inserts, windows, etc.) to play thermal and complex impacts that mimic operational loads.

Для подтверждения работоспособности конструкций ЛА в условиях аэродинамического нагрева известны способы теплового нагружения с применением баллистических, плазменных установок и аэродинамических труб, однако их использование требует значительных материальных затрат и приводит к существенному увеличению трудоемкости испытаний, что не оправданно на этапах опытно-конструкторских работ и в процессе серийного производства отдельных элементов конструкций ЛА.To confirm the performance of aircraft structures under conditions of aerodynamic heating, methods of thermal loading using ballistic, plasma systems and wind tunnels are known, but their use requires considerable material costs and leads to a significant increase in the laboriousness of the tests, which is not justified at the stages of development work and in the process serial production of individual elements of the aircraft.

В связи с этим в процессе наземной отработки конструкций ЛА при проведении теплопрочностных и других испытаний используют способы теплового нагружения, в основе которых лежат твердотельные или газорязрядные излучатели, позволяющие с требуемой точность воспроизводить заданный по режиму падающий тепловой поток [Материалы для электротехнических установок: Справочное пособие / Н.В. Большакова, К.С. Борисанова, В.И. Бурцев и др. - М.: Энергоатомиздат, 1987. - 296 с.; Газоразрядные источники света / Г.Н. Рохлин. - М.-Л.: Энергия, 1966. - 216 с.].In this regard, in the process of ground testing of aircraft structures during heat resistance and other tests, thermal loading methods are used, which are based on solid-state or gas discharge emitters, which allow reproducing a given incident heat flux with the required accuracy [Materials for electrical installations: Reference manual / N.V. Bolshakov, K.S. Borisanov, V.I. Burtsev et al. - M .: Energoatomizdat, 1987. - 296 p .; Gas-discharge light sources / G.N. Rokhlin. - M.-L.: Energy, 1966. - 216 p.].

В настоящее время широкое распространение получили испытательные стенды и установки, использующие способы радиационного теплового нагружения, реализуемые посредством инфракрасных лучистых излучателей (кварцевых ламп) [патент РФ №2440700 С1, МПК Н05В 3/44, опубл. 20.01.2012 г.; патент РФ №2612887 С1, МПК G01N 25/72, опубл. 13.03.2017 г.], а также с использованием, так называемых, контактных (гибких) излучателей [патент РФ №2456568 С1, МПК G01M 9/04, G01N 25/72, опубл. 20.07.2012 г.; патент РФ №2599460 С1, МПК G01N 25/72, G01M 9/04, опубл. 10.10.2016 г.].At present, test stands and installations using methods of radiation thermal loading, realized by means of infrared radiant emitters (quartz lamps), have become widespread [RF Patent No. 2440700 C1, IPC H05B 3/44, publ. 01/20/2012; RF patent №2612887 C1, IPC G01N 25/72, publ. 13.03.2017,], as well as using the so-called contact (flexible) emitters [RF patent №2456568 C1, IPC G01M 9/04, G01N 25/72, publ. 07/20/2012; RF patent №2599460 C1, IPC G01N 25/72, G01M 9/04, publ. 10.10.2016].

Недостатком указанных способов является недостаточная точность воспроизведения заданных режимов испытаний и неравномерность нагрева.The disadvantage of these methods is the lack of accuracy of reproduction of specified test modes and uneven heating.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату к предлагаемому изобретению является способ тепловых испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов [патент РФ №2571442 С1, МПК G01N 25/72, G01M 9/04, опубл. 20.12.2015 г.].The closest in technical essence and the achieved result of the present invention is a method of thermal testing of radomes of missiles of non-metallic materials [RF patent №2571442 C1, IPC G01N 25/72, G01M 9/04, publ. December 20, 2015].

Способ включает 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 меридианными 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, причем для стабилизации термического контакта наружная поверхность нагревателя равномерно прижимается по всей поверхности через слой теплоизоляции.The method includes contact heating of the entire surface and temperature measurement in one section, the temperature distribution around the product circumference is determined by several electrically conductive sectors of constant thickness covering the entire surface of the fairing and shaped in the form of the outer surface of the fairing divided by longitudinal meridian lines, all the electrically conducting sectors being connected to parallel and intersect at the toe where one of the electric tires is mounted, and the second electric tire is covered study any sector lower end fairing, and to stabilize the thermal contact of the outer surface of the heater is uniformly pressed over the whole surface through the layer of insulation.

Основным недостатком данного способа теплового нагружения является отсутствие возможности воспроизведения тепловых полей сложных конфигураций, изменяющих величину падающего теплового потока как в меридианном, так и в окружном и других направлениях конструкций ЛА, что существенно снижает точность выполнения программ наземных стендовых испытаний и достоверность их результатов.The main disadvantage of this method of thermal loading is the inability to reproduce thermal fields of complex configurations that change the magnitude of the incident heat flux in the meridian, and in the circumferential and other areas of aircraft structures, which significantly reduces the accuracy of the ground bench testing programs and the reliability of their results.

Техническим результатом заявляемого изобретения является повышение точности воспроизведения тепловых режимов стендовых испытаний неметаллических элементов конструкций ЛА, в том числе имеющих сложную (не осесимметричную) геометрическую форму нагреваемой поверхности.The technical result of the claimed invention is to improve the accuracy of reproduction of thermal conditions of bench tests of non-metallic elements of aircraft structures, including those with a complex (non-axisymmetric) geometric shape of the heated surface.

Технический результат достигается тем, что предложен способ теплового нагружения неметаллических элементов конструкций летательных аппаратов, включающий контактный нагрев поверхности конструкции, измерение температуры в контрольном сечении и равномерное прижатие нагревателя к конструкции через слой теплоизоляции, отличающийся тем, что воспроизведение заданного режима теплового нагружения обеспечивается регулированием мощности электрического тока, пропускаемого через нагреватель, расположенный на поверхности конструкции и представляющий собой последовательно-параллельное (относительно электрических шин) соединение гибких электропроводящих элементов, при этом создание требуемого распределения тепловой энергии (теплового поля) на поверхности конструкции обеспечивается соответствующей выкладкой электропроводящих элементов нагревателя по координатам конструкции, изготовленных с учетом требуемой величины сопротивления каждого отдельного элемента нагревателя, определяемого по формуле:The technical result is achieved by the method of thermal loading of non-metallic structural elements of aircraft, including contact heating the surface of the structure, measuring the temperature in the control section and uniformly pressing the heater to the structure through the thermal insulation layer, characterized by the reproduction of a given thermal load the current passed through the heater located on the surface of the structure and a connection of flexible electrically conductive elements, serial-parallel (with respect to electrical tires), while creating the required distribution of thermal energy (thermal field) on the structure's surface is ensured by appropriately laying out the electrically conductive elements of the heater according to the coordinates of the structure made with regard to the required resistance value of each individual element of the heater, determined by the formula:

Figure 00000001
Figure 00000001

где Δli - шаг разбиения поверхности конструкции в меридианном направлении;where Δl i is the step of splitting the surface of the structure in the meridian direction;

i=1…n, n - количество участков разбиения в меридианном направлении;i = 1 ... n, n is the number of divisions in the meridian direction;

Δϕj - шаг разбиения поверхности конструкции в окружном направлении;Δϕ j - the step of splitting the surface of the structure in the circumferential direction;

j=1…k, k - количество участков разбиения в окружном направлении;j = 1 ... k, k is the number of divisions in the circumferential direction;

Figure 00000002
- матрица распределения сопротивления элементов нагревателя;
Figure 00000002
- matrix of distribution of resistance of elements of the heater;

Figure 00000003
- матрица распределения заданного температурного поля на поверхности конструкции;
Figure 00000003
- matrix of distribution of a given temperature field on the surface of the structure;

I - сила тока, пропускаемого через нагреватель;I is the current flowing through the heater;

ck(Т) - удельная теплоемкость материала нагреваемой конструкции;c k (T) is the specific heat capacity of the material of the heated structure;

Figure 00000004
- масса элемента конструкции, контактирующего с соответствующим элементом нагревателя
Figure 00000005
Figure 00000004
- mass of the structural element in contact with the corresponding element of the heater
Figure 00000005

Figure 00000006
- коэффициент передачи тепловой энергии от элемента нагревателя с сопротивлением
Figure 00000007
к элементу конструкции массой
Figure 00000008
;
Figure 00000006
- coefficient of heat energy transfer from the heater element with resistance
Figure 00000007
to the structural element of mass
Figure 00000008
;

tmax - момент времени, соответствующий максимальной силе тока I.t max - the point in time corresponding to the maximum current strength I.

Для вывода формулы (1) проведено разбиение гибкого нагревателя, расположенного на поверхности нагреваемой конструкции ЛА, имеющей, к примеру, конусообразную форму, на участки. Разбиение проводилось на i×j количество элементов (фиг. 1).To derive the formula (1), the flexible heater located on the surface of the heated LA structure, for example, cone-shaped, is divided into sections. The splitting was carried out on i × j number of elements (Fig. 1).

При этом i=1…n - количество участков разбиения нагревателя в меридианном направлении с шагом равным Δl (фиг. 1а), то есть:In this case, i = 1 ... n is the number of sections of the heater splitting in the meridian direction with a step equal to Δl (Fig. 1a), that is:

Figure 00000009
Figure 00000009

где L - длина образующей конструкции ЛА;where L is the length of the forming structure of the aircraft;

Δli - шаг разбиения поверхности конструкции в меридианном направлении;Δl i is the step of splitting the surface of the structure in the meridian direction;

j=1…k - количество участков разбиения в окружном направлении с шагом Δϕ (фиг. 1б), то есть:j = 1 ... k - the number of sections of the partition in the circumferential direction with a step Δϕ (Fig. 1b), that is:

Figure 00000010
Figure 00000010

где D - диаметр основания конструкции ЛА;where D is the diameter of the base design LA;

Δϕi - шаг разбиения поверхности конструкции в окружном направлении.Δϕ i - step partitioning the surface of the structure in the circumferential direction.

Из фиг. 1в видно, чтоFrom FIG. 1c shows that

Figure 00000011
Figure 00000011

есть матричное представление распределения сопротивления нагревателя, расположенного на боковой поверхности конусообразной конструкции ЛА.there is a matrix representation of the resistance distribution of the heater located on the lateral surface of the cone-shaped structure of the aircraft.

Рассмотрим отдельный элемент нагревателя, образованный разбиением участков Δli-1-Δli и Δϕj-1-Δϕj, то есть элемент нагревателя, имеющий сопротивление

Figure 00000012
Consider a separate element of the heater, formed by dividing the sections Δl i-1 -Δl i and Δϕ j-1 -Δϕ j , that is, the heater element having resistance
Figure 00000012

Мощность электрического тока, проходящего через рассматриваемый элемент нагревателя равна:The power of the electric current passing through the considered element of the heater is equal to:

Figure 00000013
Figure 00000013

Ввиду того, что электрический ток проходит по неподвижному проводнику, вся работа, совершаемая током, уходит на нагрев проводника, то есть:Due to the fact that the electric current passes through a fixed conductor, all the work done by the current goes to heat the conductor, that is:

Figure 00000014
Figure 00000014

где

Figure 00000015
- общее количество тепловой энергии, выделяемой в элементе нагревателя, имеющего сопротивление
Figure 00000016
t - время.Where
Figure 00000015
- the total amount of thermal energy released in the heater element having a resistance
Figure 00000016
t is time.

Количество тепловой энергии

Figure 00000017
передающейся на поверхность конструкции ЛА, характеризуется коэффициентом передачи
Figure 00000018
равным отношению
Figure 00000019
к общему количеству тепловой энергии
Figure 00000020
то есть:Amount of heat energy
Figure 00000017
transmitted to the surface of the aircraft, characterized by the transmission coefficient
Figure 00000018
equal to
Figure 00000019
to total heat energy
Figure 00000020
i.e:

Figure 00000021
Figure 00000021

Коэффициент передачи

Figure 00000022
зависит от теплофизических свойств материала конструкции ЛА и характеристик используемой при нагреве внешней теплоизоляции. На практике
Figure 00000023
определяется расчетным путем с последующей корректировкой по результатам экспериментов.Transfer ratio
Figure 00000022
depends on the thermophysical properties of the material design LA and the characteristics used when heated external insulation. On practice
Figure 00000023
determined by calculation, followed by adjustment according to the results of experiments.

По определению теплоемкости материала количество тепловой энергии

Figure 00000024
определяется исходя из соотношения:By definition, the heat capacity of the material is the amount of thermal energy
Figure 00000024
is determined on the basis of the ratio:

Figure 00000025
Figure 00000025

где ck(Т) - удельная теплоемкость материала конструкции ЛА, зависящая от температуры.where c k (T) is the specific heat capacity of the material of the aircraft design, depending on temperature.

Тогда из соотношений (2), (3) и (4) следует, что элементы матрицы распределения сопротивления нагревателя

Figure 00000026
определяют из соотношения:Then from relations (2), (3) and (4) it follows that the elements of the heater resistance distribution matrix
Figure 00000026
determined from the ratio:

Figure 00000027
Figure 00000027

При расчете нагревателя и построении матрицы сопротивлений

Figure 00000028
используют значение силы тока I соответствующее максимальной силе тока Imax достигаемой на нагревательной установке или стенде в фиксированный момент времени t=tmax.When calculating the heater and building the impedance matrix
Figure 00000028
use the value of current I corresponding to the maximum current I max achieved on a heating installation or stand at a fixed time t = t max .

Построенная исходя из соотношения (5) матрица сопротивлений

Figure 00000029
используются на практике при изготовлении контактного нагревателя для создания требуемого распределения электрического сопротивления, позволяющего воспроизводить тепловое поле заданной конфигурации.Built on the basis of the relation (5) resistance matrix
Figure 00000029
are used in practice in the manufacture of contact heaters to create the desired distribution of electrical resistance, allowing to reproduce the thermal field of a given configuration.

Способ иллюстрирует схема, приведенная на фиг. 2. Изготовленный согласно матрице сопротивлений

Figure 00000030
контактный нагреватель 3 устанавливают на внешней поверхности нагреваемой конструкции 2 путем прижатия к конструкции через теплоизоляционный слой 4. Тепловое нагружения конструкции 2 тепловым полем заданной конфигурации осуществляется путем пропускания через нагреватель 3 электрического тока, подводимого к нагревателю посредством электрических шин 1. Воспроизведение режима теплового нагружения во времени осуществляется путем регулирования мощности электрического тока по показанием одной или нескольких термопар 5, установленных на внешней поверхности конструкции 2 в контрольной зоне. Измерение температуры в остальных зонах конструкции при этом осуществляется с помощью термопар, расположенных на поверхности конструкции в соответствующих зонах.The method is illustrated in the diagram shown in FIG. 2. Fabricated according to impedance matrix.
Figure 00000030
contact heater 3 is installed on the outer surface of the heated structure 2 by pressing it to the structure through the heat-insulating layer 4. Thermal loading of the structure 2 by a thermal field of a given configuration is performed by passing electric current through the heater 3 supplied to the heater by electric buses 1. Reproduction is carried out by regulating the power of the electric current according to the indication of one or several thermocouples 5 installed on External Expansion surface structure 2 in the control area. Temperature measurement in the remaining zones of the structure is carried out using thermocouples located on the surface of the structure in the corresponding zones.

На фиг. 3 приведен пример схемы распределения теплового поля, падающего на внешнюю поверхность головного элемента конструкции высокоскоростного ЛА (3а - наветренная сторона конструкции; 3б - подветренная стороны конструкции), воспроизведение которого может быть реализовано предлагаемым способом при наземной лабораторно-стендовой отработке конструкции. На схеме условно показан числовой эквивалент величины плотности теплового потока, падающего на соответствующую зону конструкции.FIG. 3 shows an example of a thermal field distribution scheme falling on the outer surface of the head element of a high-speed aircraft design (3a is the windward side of the structure; 3b is the leeward side of the structure), which can be reproduced using the proposed method for ground-based laboratory-bench development of the structure. The diagram conventionally shows a numerical equivalent of the value of the density of the heat flux incident on the corresponding zone of the structure.

Предлагаемый способ позволяет повысить точность выполнения программ тепловых испытаний высокоответственных конструкций ЛА, надежность, достоверность и информативность результатов испытаний.The proposed method allows to improve the accuracy of the heat test programs of highly responsible aircraft structures, reliability, reliability and information content of the test results.

Способ может найти широкое применение при проведении теплопрочностных, а также комплексных термовакуумных и термовибрационных испытаний конструкций ЛА, имеющих сложную геометрическую форму и (или) сложную конфигурацию воспроизводимого теплового поля.The method can be widely used when conducting heat-resistance, as well as complex thermal vacuum and thermal vibrational testing of aircraft structures that have a complex geometric shape and (or) a complex configuration of a reproducible thermal field.

Claims (13)

Способ теплового нагружения неметаллических элементов конструкций летательных аппаратов, включающий контактный нагрев поверхности конструкции, измерение температуры в контрольном сечении и равномерное прижатие нагревателя к конструкции через слой теплоизоляции, отличающийся тем, что воспроизведение заданного режима теплового нагружения обеспечивается регулированием мощности электрического тока, пропускаемого через нагреватель, расположенный на поверхности конструкции и представляющий собой последовательно-параллельное относительно электрических шин соединение гибких электропроводящих элементов, при этом создание требуемого распределения тепловой энергии теплового поля на поверхности конструкции обеспечивается соответствующей выкладкой электропроводящих элементов нагревателя по координатам конструкции, изготовленных с учетом требуемой величины сопротивления каждого отдельного элемента нагревателя, определяемого по формуле:The method of thermal loading of non-metallic structural elements of aircraft, including contact heating the surface of the structure, measuring the temperature in the control section and uniformly pressing the heater to the structure through a thermal insulation layer, characterized in that the reproduction of a given thermal loading mode is provided by adjusting the power of the electric current passed through the heater located on the surface of the structure and representing a series-parallel relation It is electric busbars connecting flexible electrically conductive elements, while creating the required distribution of thermal energy of the thermal field on the surface of the structure is provided by an appropriate display of the electrically conductive elements of the heater according to the coordinates of the structure, made with regard to the required resistance value of each individual element of the heater, defined by the formula:
Figure 00000031
Figure 00000031
 где
Figure 00000032
- шаг разбиения поверхности конструкции в меридианном направлении;Where
Figure 00000032
- the step of splitting the surface of the structure in the meridian direction; i=1…n, n - количество участков разбиения в меридианном направлении с шагом, равным
Figure 00000032
;i = 1 ... n, n is the number of sections of the partition in the meridian direction with a step equal to
Figure 00000032
; Δϕj - шаг разбиения поверхности конструкции в окружном направлении;Δϕ j - the step of splitting the surface of the structure in the circumferential direction; j=1…k, k - количество участков разбиения в окружном направлении;j = 1 ... k, k is the number of divisions in the circumferential direction;
Figure 00000033
- матрица распределения сопротивления элементов нагревателя;
Figure 00000033
- matrix of distribution of resistance of elements of the heater;
Figure 00000034
- матрица распределения заданного температурного поля на поверхности конструкции;
Figure 00000034
- matrix of distribution of a given temperature field on the surface of the structure; I - сила тока, пропускаемого через нагреватель;I is the current flowing through the heater; сk(Т) - удельная теплоемкость материала нагреваемой конструкции;c k (T) is the specific heat capacity of the material of the heated structure;
Figure 00000035
- масса элемента конструкции, контактирующего с соответствующим элементом нагревателя
Figure 00000036
Figure 00000035
- mass of the structural element in contact with the corresponding element of the heater
Figure 00000036
Figure 00000037
- коэффициент передачи тепловой энергии от элемента нагревателя с сопротивлением
Figure 00000038
к элементу конструкции массой
Figure 00000039
Figure 00000037
- coefficient of heat energy transfer from the heater element with resistance
Figure 00000038
to the structural element of mass
Figure 00000039
 tmax - момент времени, соответствующий максимальной силе тока I.t max - the point in time corresponding to the maximum current strength I.
RU2018111821A 2018-04-02 2018-04-02 Method of thermal loading of non-metallic elements of aircraft structures RU2686528C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018111821A RU2686528C1 (en) 2018-04-02 2018-04-02 Method of thermal loading of non-metallic elements of aircraft structures

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018111821A RU2686528C1 (en) 2018-04-02 2018-04-02 Method of thermal loading of non-metallic elements of aircraft structures

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2686528C1 true RU2686528C1 (en) 2019-04-29

Family

ID=66430384

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018111821A RU2686528C1 (en) 2018-04-02 2018-04-02 Method of thermal loading of non-metallic elements of aircraft structures

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2686528C1 (en)

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8220991B2 (en) * 2006-05-12 2012-07-17 The Boeing Company Electromagnetically heating a conductive medium in a composite aircraft component
RU2456568C1 (en) * 2011-02-22 2012-07-20 Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" (ОАО "ОНПП "Технология") Method for thermal loading rocket fairings made from nonmetallic materials
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
RU2571442C1 (en) * 2015-01-12 2015-12-20 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Tests with application of heat stress to rocket cowls of nonmetals
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
RU2676397C1 (en) * 2017-09-18 2018-12-28 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Method for heat loading of rocket fairings made of nonmetals

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8220991B2 (en) * 2006-05-12 2012-07-17 The Boeing Company Electromagnetically heating a conductive medium in a composite aircraft component
RU2456568C1 (en) * 2011-02-22 2012-07-20 Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" (ОАО "ОНПП "Технология") Method for thermal loading rocket fairings made from nonmetallic materials
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
RU2571442C1 (en) * 2015-01-12 2015-12-20 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Tests with application of heat stress to rocket cowls of nonmetals
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
RU2676397C1 (en) * 2017-09-18 2018-12-28 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Method for heat loading of rocket fairings made of nonmetals

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2571442C1 (en) Tests with application of heat stress to rocket cowls of nonmetals
RU2456568C1 (en) Method for thermal loading rocket fairings made from nonmetallic materials
RU2517790C1 (en) Application of heat stress to rocket cowls of nonmetals
RU2583353C1 (en) Method for thermal loading of rocket cowls made of nonmetals
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
CN108216685A (en) Suitable for the pneumatic thermal measurement method of blunt body reentry vehicle
CN109632886A (en) Fine hot certification test system and method in a kind of high-speed aircraft cabin
CN106248726B (en) Antioxidant coating is in 500~2300 DEG C of section thermal shock/thermal fatigue properties and radiation characteristic test device
CN104931810A (en) Composite insulator charging and UV aging monitoring device based on thermocycling system
CN114637277B (en) All-range heat flux density measurement and control system and measurement and control method for aerospace plane test experiment
RU2686528C1 (en) Method of thermal loading of non-metallic elements of aircraft structures
Nagachi et al. Effect of ignition condition on the extinction limit for opposed flame spread over electrical wires in microgravity
RU2599460C1 (en) Method of thermal tests of cowlings made of nonmetallic materials
Panda et al. Thermal shock and thermal fatigue study of alumina
CN110375551A (en) A kind of high temperature face source heating device
CN104215659A (en) Infrared lamp single-lamp radiation characteristic test system under vacuum thermal environment
RU2649248C1 (en) Method of thermal tests of ceramic shells
CN109738298A (en) A kind of ablation property test macro of heat-insulating material test specimen
RU2676397C1 (en) Method for heat loading of rocket fairings made of nonmetals
CN212058501U (en) Warhead structure high temperature test device of simulation flight thermal load
RU2637176C1 (en) Method of test of rocket fairings of nonmetallic materials
CN111397450A (en) Warhead structure high-temperature test device and method for simulating flight heat load
CN107121452A (en) Resin base heat insulation material carburization zone high temperature dynamic thermal conductivity measurement apparatus and method
RU2697410C1 (en) Ceramic shells testing method
CN106556539A (en) Test method TPS tested with flexible heater material