RU2739524C1 - Способ определения температурного поля элементов летательного аппарата при аэродинамическом нагреве - Google Patents

Способ определения температурного поля элементов летательного аппарата при аэродинамическом нагреве Download PDF

Info

Publication number
RU2739524C1
RU2739524C1 RU2020122442A RU2020122442A RU2739524C1 RU 2739524 C1 RU2739524 C1 RU 2739524C1 RU 2020122442 A RU2020122442 A RU 2020122442A RU 2020122442 A RU2020122442 A RU 2020122442A RU 2739524 C1 RU2739524 C1 RU 2739524C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
temperature
aircraft
flight
air flow
heating
Prior art date
Application number
RU2020122442A
Other languages
English (en)
Inventor
Игорь Георгиевич Головнев
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие «Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем» (ФГУП «ГосНИИАС»)
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 Федеральное государственное унитарное предприятие «Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем» (ФГУП «ГосНИИАС») filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие «Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем» (ФГУП «ГосНИИАС»)
Priority to RU2020122442A priority Critical patent/RU2739524C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2739524C1 publication Critical patent/RU2739524C1/ru

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01K—MEASURING TEMPERATURE; MEASURING QUANTITY OF HEAT; THERMALLY-SENSITIVE ELEMENTS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01K13/00—Thermometers specially adapted for specific purposes
    • 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
    • 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
    • G01N25/18—Investigating or analyzing materials by the use of thermal means by investigating thermal conductivity

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 методам и средствам наземных испытаний элементов летательного аппарата (ЛА), а именно к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на поверхности элементов ЛА, например, обтекатели головок самонаведения авиационных ракет, антенные обтекатели, отсеки с ракетой в наземных условиях. Температурное поле элементов ЛА при аэродинамическом нагреве по предложенному способу определяется в результате проведения теплового эксперимента на стенде, включающего в себя несколько циклов нагревания элементов летательного аппарата подогретым воздушным потоком. Перед проведением теплового эксперимента рассчитывают температуру восстановления воздушного потока в полете и коэффициенты теплоотдачи на стенде и в полете так, что коэффициент теплоотдачи на стенде меньше коэффициента теплоотдачи в полете. Первый цикл нагревания осуществляется при коэффициенте теплоотдачи, равном коэффициенту теплоотдачи на стенде, и температуре восстановления подогретого воздушного потока, равной температуре восстановления воздушного потока в полете, а последующие циклы нагревания проводятся при неизменном коэффициенте теплоотдачи и рассчитанной температуре восстановления подогретого воздушного потока. Причем время проведения каждого цикла нагревания элемента ЛА равно заданному времени полета, при этом тепловой эксперимент завершается, когда измеренная температура поверхности элемента ЛА на текущем цикле нагревания элемента ЛА будет отличаться от измеренной температуры поверхности элемента ЛА на предыдущем цикле нагревания элемента ЛА не более чем на величину допустимой погрешности системы измерения или температуры будут равны друг другу. Технический результат - повышение точности и достоверности определения температурного поля элементов летательного аппарата при аэродинамическом нагреве при снижении трудоемкости проведения эксперимента.

Description

Изобретение относится к методам и средствам наземных испытаний элементов летательного аппарата (ЛА), а именно к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на поверхности элементов ЛА, например обтекатели головок самонаведения авиационных ракет, антенные обтекатели, отсеки с ракетой в наземных условиях.
Для проведения тепловых испытаний элементов ЛА в наземных условиях широко применяются различные установки: аэродинамические трубы, стенды тепловых испытаний на основе сжигания топлива в потоке воздуха, стенды радиационного нагрева [Полежаев Ю.В. и др. Материалы и покрытия в экстремальных условиях. В 3 т. Т. 3. Экспериментальные исследования. МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2002].
В практике наземных испытаний широко применяются стенды радиационного нагрева и/или нагрева ленточными нагревателями, особенно для случая тепловых испытаний при заданном температурном поле испытываемого объекта или при заданной величине теплового потока, поступающего на элементы ЛА в полете [патент RU №2571442 «Способ тепловых испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов», патент RU №2676385 «Способ управления нагревом при тепловых испытаниях антенных обтекателей ракет»].
Известен способ тепловых испытаний приборного отсека летательного аппарата [RU 2526406 «Способ тепловых испытаний приборного отсека летательного аппарата»], при котором тепловой эксперимент проводится в два этапа. На первом этапе проводят тепловое испытание фрагмента натурного теплоизоляционного пакета приборного отсека в термокамере с тепловым нагружением, соответствующим полетному, поддерживая на внешней поверхности теплоизоляции расчетные значения температуры, с одновременным созданием на внутренней поверхности теплоизоляционного пакета граничных условий теплообмена, имитирующих условия теплоотвода от оболочки корпуса внутрь приборного отсека. Затем по измеренным значениям температур внутренней поверхности теплоизоляционного пакета получают график зависимости температур корпуса приборного отсека от времени. На втором этапе корпус приборного отсека нагревают без теплоизоляции в соответствии с ранее полученным графиком изменения температур и одновременным замером температур газовой среды и аппаратуры приборного отсека, производящей тепловыделение в соответствии с полетной циклограммой.
Общим недостатком данных способов является необходимость заранее рассчитывать температуру элементов ЛА в исследуемых точках перед проведением теплового эксперимента, что в случае отсутствия сведений о теплофизических характеристиках материала осуществить с необходимой точностью невозможно.
Также для определения действительного температурного поля элементов ЛА испытания осуществляются в сверхзвуковых аэродинамических трубах с обеспечением режимов максимально приближенных к полетным [Баранов А.Н. и др. Статические испытания на прочность сверхзвуковых самолетов. - М. Машиностроение, 1974.]. Этот вид воспроизведения полетных тепловых режимов трудоемкий, требует больших трудозатрат, финансовых затрат и времени получения результатов.
Известен способ моделирования параметров среды при аэродинамическом нагреве элементов летательного аппарата (ЛА), в том числе теплозащитных материалов, в наземных условиях при обеспечении условий проведения теплового эксперимента аналогичных полетным. [CN 109029907 «Parameter resembling method for aerodynamic thermal environment experimental simulation conditions»]. Способ включает в себя расчет температуры восстановления воздушного потока в полете и коэффициента теплоотдачи в полете по известным формулам. Затем определяется плотность теплового потока на основе рассчитанного коэффициента теплоотдачи в полете. Температура поверхности элемента ЛА в полете определяется по законам теплопередачи, затем в процессе итерационного процесса за счет переменного коэффициента теплоотдачи на стенде, рассчитываемого до начала эксперимента на основе метода вычислительной гидродинамики, регулируется температура восстановления потока на стенде, по которой определяется плотность теплового потока на стенде.
Недостатком данного способа является то, что для расчета температуры поверхности элемента ЛА необходимо иметь информацию о теплофизических характеристиках материала элемента ЛА. А также из-за того, что температура восстановления воздушного потока на стенде меньше температуры восстановления воздушного потока в полете, невозможно обеспечить моделирование реальных условий полета, в связи с чем температурное поле элемента ЛА будет недостоверным.
Известен способ воспроизведения тепловых режимов летательного объекта при сверхзвуковых скоростях полета дозвуковым потоком подогретого воздуха с размещением исследуемого объекта в специально спрофилированный канал, при котором обеспечивается поступление в ракету теплового потока
Figure 00000001
, равного полетному
Figure 00000002
[Афанасьев В.А. Экспериментальная обработка космических летательных аппаратов М., МАИ, 1994].
Figure 00000003
где
Figure 00000004
- коэффициент теплоотдачи на стенде и в полете;
Figure 00000005
- температура восстановления потока на стенде и в полете;
Figure 00000006
- температура поверхности ракеты на стенде и в полете;
Figure 00000007
- приведенная степень черноты поверхности ракеты на стенде и в полете;
Figure 00000008
- постоянная Стефана-Больцмана.
Равенство температур в сходственных точках летательного объекта на стенде и в полете достигается при испытаниях по этому способу при
Figure 00000009
.
Недостатком данного известного способа тепловых испытаний является необходимость обеспечения равенства коэффициентов теплоотдачи и температур восстановления
Figure 00000010
, что фактически требует создания аэродинамической трубы, обеспечивающей достижение чисел Рейнольдса и Маха, равных полетным, что является чрезвычайно сложной технической задачей при высокой стоимости.
Данное техническое решение является наиболее близким аналогом к заявленному изобретению и может выступать в качестве прототипа.
Технической задачей, на решение которой направлено данное изобретение, является создание способа, обеспечивающего определение в стендовых условиях температурного поля элементов ЛА при заранее неизвестных теплофизических характеристик материала (теплопроводность, удельная теплоемкость, температуропроводность).
Технический результат - повышение точности и достоверности определения температурного поля элементов летательного аппарата при аэродинамическом нагреве при снижении трудоемкости проведения эксперимента.
Указанный технический результат достигается при реализации способа определения температурного поля элементов летательного аппарата (ЛА) при аэродинамическом нагреве путем проведения теплового эксперимента на стенде, включающего в себя несколько циклов нагревания элемента ЛА подогретым воздушным потоком, отличающегося тем, что перед проведением теплового эксперимента рассчитывают температуру восстановления воздушного потока в полете и коэффициенты теплоотдачи на стенде и в полете так, что коэффициент теплоотдачи на стенде меньше коэффициента теплоотдачи в полете, затем проводят первый цикл нагревания элемента ЛА подогретым воздушным потоком при коэффициенте теплоотдачи равным коэффициенту теплоотдачи на стенде и температуре восстановления подогретого воздушного потока равной температуре восстановления воздушного потока в полете, в процессе первого цикла нагревания элемента ЛА измеряют температуру поверхности элемента ЛА, затем последовательно проводят второй и последующие циклы нагревания элемента ЛА подогретым воздушным потоком при неизменном коэффициенте теплоотдачи и температуре восстановления подогретого воздушного потока, которую предварительно рассчитывают перед каждым текущим циклом нагревания элемента ЛА по формуле:
Figure 00000011
на основе температуры поверхности элемента ЛА, которую измеряют на предыдущем цикле нагревания элемента ЛА,
где
Figure 00000012
- цикл нагревания элемента ЛА подогретым воздушным потоком,
Figure 00000013
Figure 00000014
- коэффициент теплоотдачи на стенде;
Figure 00000015
- коэффициент теплоотдачи в полете;
Figure 00000016
- температура восстановления воздушного потока в полете;
Figure 00000017
- температура восстановления подогретого воздушного потока на стенде на n-ом цикле нагревания элемента ЛА;
Figure 00000018
- температура поверхности элемента летательного аппарата, измеренная на
Figure 00000019
цикле нагревания элемента ЛА,
причем время проведения каждого цикла нагревания элемента ЛА равно заданному времени полета, при этом тепловой эксперимент завершается, когда измеренная температура поверхности элемента ЛА на текущем цикле нагревания элемента ЛА будет отличаться от измеренной температуры поверхности элемента ЛА на предыдущем цикле нагревания элемента ЛА не более чем на величину допустимой погрешности системы измерения или температуры будут равны друг другу.
Таким образом, при испытаниях по предполагаемому способу достигается равенство температур элементов ЛА на стенде и в полете методом последовательных приближений за счет компенсации уменьшенной интенсивности конвективного нагрева (коэффициент теплоотдачи на стенде
Figure 00000014
меньше коэффициента теплоотдачи в полете
Figure 00000015
) увеличением температуры восстановления потока на стенде
Figure 00000020
по сравнению с температурой восстановления потока в полете
Figure 00000016
. Расчет температуры восстановления потока подогретого воздуха на стенде
Figure 00000020
для каждого цикла нагревания элементов ЛА осуществляется по алгоритму, на основе измеренной на предыдущем цикле нагревания температуры поверхности элемента ЛА Тw ст, контактирующей с подогретым воздушным потоком при известных коэффициентах теплоотдачи на стенде и в полете αст и αпол.
Тепловой эксперимент может быть проведен в дозвуковой аэродинамической трубе, в которую помещают испытательный образец и подвергают тепловому потоку, имитирующий аэродинамический нагрев. А также в качестве устройства нагрева могут выступать турбореактивные двигатели, газоплазменные нагреватели, жидкостные реактивные двигатели, электродуговые нагреватели, прямоточные реактивные двигатели и др.
Обоснование предлагаемого способа тепловых испытаний основано на следующем.
Пусть требуется определить температуру элемента ЛА (например, обтекатель ракеты)
Figure 00000021
в точках с известными координатами
Figure 00000022
при аэродинамическом нагреве. В полетных условиях температура элемента ЛА
Figure 00000021
является функцией коэффициента теплоотдачи
Figure 00000015
, температуры восстановления
Figure 00000016
, приведенной степени черноты
Figure 00000023
, начальной температуры
Figure 00000024
, времени полета
Figure 00000025
, геометрических
Figure 00000026
и теплофизических
Figure 00000027
характеристик элемента ЛА:
Figure 00000028
(в предлагаемом способе испытаний теплофизические характеристики материала элемента ЛА не известны).
В стендовых условиях температура
Figure 00000029
является функцией коэффициента теплоотдачи
Figure 00000014
, температуры восстановления
Figure 00000020
, приведенной степени черноты
Figure 00000023
, начальной температуры
Figure 00000030
, времени нагрева
Figure 00000031
, геометрических
Figure 00000026
и теплофизических
Figure 00000032
характеристиках материала элемента ЛА:
Figure 00000033
Полетное (искомое) значение температуры
Figure 00000021
и стендовое (экспериментальное)
Figure 00000029
свяжем с помощью ряда Тейлора (для краткости все переменные, кроме
Figure 00000014
, опущены, так как предполагается, что их значения не отклоняются от полетных, но рассматриваемый подход можно распространить и на случай других переменных):
Figure 00000034
где:
Figure 00000035
- температура элемента ЛА при нагреве его потоком с
Figure 00000014
и
Figure 00000036
- первое приближение к
Figure 00000021
(первый цикл нагревания);
Δα=αпол-αст.
С учетом (4), вторым приближением
Figure 00000037
к
Figure 00000021
будет:
Figure 00000038
Температурное поле элемента ЛА на стенде при нагреве ее потоком с
Figure 00000014
и
Figure 00000016
(первое приближение к
Figure 00000021
) описывается системой уравнений:
Figure 00000039
Figure 00000040
Figure 00000041
Figure 00000042
где
Figure 00000043
- теплоемкость и коэффициент теплопроводность материала элемента ЛА;
R - внешний радиус элемента ЛА (например, обтекатель ракеты);
r - поперечная координата;
Figure 00000044
- температура поверхности элемента ЛА, соприкасающейся с потоком подогретого воздуха.
Продифференцировав систему (6-9) по
Figure 00000014
и выполнив ряд преобразований с учетом (5), получим систему уравнений в виде:
Figure 00000045
Figure 00000046
Figure 00000047
Figure 00000048
где
Figure 00000049
Из равенства (4) и системы (10-13) следует, что эта система описывает температурное поле элемента ЛА во втором приближении (второй цикл нагревания). Следовательно, нагревая объект испытаний потоком с
Figure 00000014
и температурой восстановления по (14), получим температурное поле
Figure 00000050
(в том числе и
Figure 00000051
) во втором приближении.
Продифференцировав дважды систему уравнений (6-9) по
Figure 00000014
, умножив обе части полученной системы на
Figure 00000052
и обозначив
Figure 00000053
в результате получим:
Figure 00000054
Figure 00000055
Figure 00000056
Figure 00000057
Сложив соответствующие уравнения систем (10-13) и (16-19) и обозначив
Figure 00000058
в результате получим:
Figure 00000059
Figure 00000060
Figure 00000061
Figure 00000062
Обозначив
Figure 00000063
уравнение (22) получим в следующем виде:
Figure 00000064
Из равенства (20) и системы (21-24) с учетом (25) следует, что функция
Figure 00000065
описывает натурное температурное поле элемента ЛА в третьем приближении.
Поэтому, нагревая элемент ЛА на стенде подогретым воздушным потоком с коэффициентом
Figure 00000014
и температурой восстановления
Figure 00000066
в соответствии с (25), получим натурную температуру элемента ЛА в третьем приближении.
В общем случае, повторив вышеизложенную методологию (n-1) раз для функции:
Figure 00000067
придем к системе уравнений:
Figure 00000068
Figure 00000069
Figure 00000070
Figure 00000071
где
Figure 00000072
Система уравнений (28-31) в соответствии с равенством (27) определяет натурное температурное поле элемента ЛА в (n-1) приближении.
Таким образом, натурное температурное поле элемента ЛА при испытаниях определяется следующим образом:
-первый цикл нагревания (из N циклов
Figure 00000073
) с
Figure 00000014
и
Figure 00000074
, в результате эксперимента находится температура элемента ЛА в первом приближении
Figure 00000075
;
-второй цикл нагревания с
Figure 00000014
и температурой восстановления
Figure 00000076
, в результате эксперимента находится температура элемента ЛА во втором приближении
Figure 00000077
;
-третий цикл нагревания осуществляется с
Figure 00000014
и температурой восстановления
Figure 00000078
, в результате эксперимента находится температура в третьем приближении
Figure 00000079
;
-n-ый цикл нагревания с
Figure 00000014
и температурой восстановления
Figure 00000080
в результате эксперимента находится температура элемента ЛА в n-ом приближении к
Figure 00000081
→
Figure 00000082
.
Количество циклов нагреваний элемента ЛА определяется из условия, что измеренная температура поверхности элемента ЛА на текущем цикле нагревания элемента ЛА будет отличаться от измеренной температуры поверхности элемента ЛА на предыдущем цикле нагревания элемента ЛА не более чем на величину допустимой погрешности системы измерения или температуры будут равны друг другу.

Claims (11)

  1. Способ определения температурного поля элементов летательного аппарата (ЛА) при аэродинамическом нагреве путем проведения теплового эксперимента на стенде, включающего в себя несколько циклов нагревания элемента ЛА подогретым воздушным потоком, отличающийся тем, что перед проведением теплового эксперимента рассчитывают температуру восстановления воздушного потока в полете и коэффициенты теплоотдачи на стенде и в полете при условии, что коэффициент теплоотдачи на стенде меньше коэффициента теплоотдачи в полете, затем проводят первый цикл нагревания элемента ЛА подогретым воздушным потоком при коэффициенте теплоотдачи, равном коэффициенту теплоотдачи на стенде, и температуре восстановления подогретого воздушного потока, равной температуре восстановления воздушного потока в полете, в процессе первого цикла нагревания элемента ЛА измеряют температуру поверхности элемента ЛА, затем последовательно проводят второй и последующие циклы нагревания элемента ЛА подогретым воздушным потоком при неизменном коэффициенте теплоотдачи и температуре восстановления подогретого воздушного потока, которую предварительно рассчитывают перед каждым текущим циклом нагревания элемента ЛА по формуле:
  2. Figure 00000083
  3. на основе температуры поверхности элемента ЛА, которую измеряют на предыдущем цикле нагревания элемента ЛА,
  4. где
  5. n - цикл нагревания элемента ЛА подогретым воздушным потоком, n=2…N;
  6. αст - коэффициент теплоотдачи на стенде;
  7. αпол - коэффициент теплоотдачи в полете;
  8. Figure 00000084
    - температура восстановления воздушного потока в полете;
  9. Figure 00000085
    - температура восстановления подогретого воздушного потока на стенде на n-м цикле нагревания элемента ЛА;
  10. Figure 00000086
    - температура поверхности элемента летательного аппарата, измеренная на (n-1) цикле нагревания элемента ЛА,
  11. причем время проведения каждого цикла нагревания элемента ЛА равно заданному времени полета, при этом тепловой эксперимент завершается, когда измеренная температура поверхности элемента ЛА на текущем цикле нагревания элемента ЛА будет отличаться от измеренной температуры поверхности элемента ЛА на предыдущем цикле нагревания элемента ЛА не более чем на величину допустимой погрешности системы измерения или температуры будут равны друг другу.
RU2020122442A 2020-07-07 2020-07-07 Способ определения температурного поля элементов летательного аппарата при аэродинамическом нагреве RU2739524C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020122442A RU2739524C1 (ru) 2020-07-07 2020-07-07 Способ определения температурного поля элементов летательного аппарата при аэродинамическом нагреве

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020122442A RU2739524C1 (ru) 2020-07-07 2020-07-07 Способ определения температурного поля элементов летательного аппарата при аэродинамическом нагреве

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2739524C1 true RU2739524C1 (ru) 2020-12-25

Family

ID=74063010

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020122442A RU2739524C1 (ru) 2020-07-07 2020-07-07 Способ определения температурного поля элементов летательного аппарата при аэродинамическом нагреве

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2739524C1 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2759326C1 (ru) * 2021-02-08 2021-11-11 Акционерное общество «Обнинское научно-производственное предприятие «Технология» им. А.Г.Ромашина» Способ контроля качества производства обтекателей ракет
RU2773024C1 (ru) * 2021-08-18 2022-05-30 Федеральное автономное учреждение "Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем", (ФАУ "ГосНИИАС") Способ воспроизведения аэродинамического нагрева элементов летательных аппаратов
CN114818153A (zh) * 2022-07-01 2022-07-29 中国飞机强度研究所 一种飞机构件热试验的试验件复杂温度场重构方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2526406C1 (ru) * 2013-02-26 2014-08-20 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Способ тепловых испытаний приборного отсека летательного аппарата
CN104820748A (zh) * 2015-05-07 2015-08-05 北京宇航系统工程研究所 一种运载火箭大气层内飞行段舱段温度场分布确定方法
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
RU2625637C1 (ru) * 2016-06-06 2017-07-17 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Способ теплопрочностных испытаний обтекателей гиперзвуковых летательных аппаратов и установка для его реализации
CN109029907A (zh) * 2018-07-18 2018-12-18 大连理工大学 一种气动热环境试验模拟条件的参数相似方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2526406C1 (ru) * 2013-02-26 2014-08-20 Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" Способ тепловых испытаний приборного отсека летательного аппарата
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
CN104820748A (zh) * 2015-05-07 2015-08-05 北京宇航系统工程研究所 一种运载火箭大气层内飞行段舱段温度场分布确定方法
RU2625637C1 (ru) * 2016-06-06 2017-07-17 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Способ теплопрочностных испытаний обтекателей гиперзвуковых летательных аппаратов и установка для его реализации
CN109029907A (zh) * 2018-07-18 2018-12-18 大连理工大学 一种气动热环境试验模拟条件的参数相似方法

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2759326C1 (ru) * 2021-02-08 2021-11-11 Акционерное общество «Обнинское научно-производственное предприятие «Технология» им. А.Г.Ромашина» Способ контроля качества производства обтекателей ракет
RU2773024C1 (ru) * 2021-08-18 2022-05-30 Федеральное автономное учреждение "Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем", (ФАУ "ГосНИИАС") Способ воспроизведения аэродинамического нагрева элементов летательных аппаратов
CN114818153A (zh) * 2022-07-01 2022-07-29 中国飞机强度研究所 一种飞机构件热试验的试验件复杂温度场重构方法
CN114818153B (zh) * 2022-07-01 2022-09-16 中国飞机强度研究所 一种飞机构件热试验的试验件复杂温度场重构方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2739524C1 (ru) Способ определения температурного поля элементов летательного аппарата при аэродинамическом нагреве
Cook et al. Reduction of data from thin-film heat-transfer gages-A concise numerical technique.
Schneider Hypersonic boundary-layer transition with ablation and blowing
Massa et al. Hypersonic heat flux reconstruction with distributed temperature sensors
RU2676385C1 (ru) Способ управления нагревом при тепловых испытаниях антенных обтекателей ракет
Aref’ev et al. Methodology of experimental determining the combustion efficiency of fuel mixture flows in channels of variable cross-section
Hermann et al. Tool for rapid transient transpiration-cooled reentry simulation
RU2773024C1 (ru) Способ воспроизведения аэродинамического нагрева элементов летательных аппаратов
Şakraker et al. Hypersonic aerothermochemistry duplication in ground plasma facilities: A flight-to-ground approach
Živković et al. Experimental and simulation testing of thermal loading in the jet tabs of a thrust vector control system
Hu et al. New formulas for standoff distance in front of spacecraft in hypersonic flow
Leiser et al. Theoretical and Experimental Analysis of Flight-to-Ground Scaling for Axisymmetric and Planar Bodies
Oruganti et al. Modeling instrumented test articles for Plasmatron X aerothermal environment
Bykerk et al. Preparatory cfd studies for subsonic analyses of a reusable first stage launcher during landing within the retpro project
RU2676397C1 (ru) Способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов
Hickey et al. A Methodology for Actuating RCS Jets in a Continuous, Time-Accurate CFD Simulation
Hermann et al. Performance of transpiration cooled heat shields for hypersonic vehicles
Holden et al. Studies of laminar, transitional, and turbulent hypersonic flows over curved compression surfaces
Skibina et al. Research of the gas flow in a channel with sudden expansion under conditions of supersonic flow around axisymmetric model
Maslov et al. Investigation of working processes in a flowing channel of ramjet engine
Forsyth et al. Experimental Assessment of Hypersonic Convective Heat Transfer Augmentation due to Surface Roughness
Söğütcü et al. Experimental and numerical investigation of a jet vane of thrust vector control system
Schneider et al. Impact of Different Chemical Models on the Numerical Prediction of Dual-Bell Nozzle Transition
Prabhu et al. CFD analysis framework for arc-heated flowfields II: shear testing in arc-jets at NASA ARC
Dufrene et al. Space Launch System Base Heating Test: Experimental Operations and Results