RU2818683C1

RU2818683C1 - Способ управления нестационарным радиационным нагревом образца конструкции летательного аппарата

Info

Publication number: RU2818683C1
Application number: RU2023134157A
Authority: RU
Inventors: Валерий Михайлович Юдин; Александр Валерьевич Юдин
Filing date: 2023-12-20
Publication date: 2024-05-03

Abstract

Изобретение относится к термодинамике в области регулирования процессов нестационарного радиационного нагрева и заключается в разработке способа бесконтактного управления радиационным нагревом конструкции в вакууме. Разработан способ бесконтактного управления радиационным нагревом конструкции в вакууме, основанный на показаниях управляющей термопары, расположенной над поверхностью конструкции на расстоянии не более 5 мм от нее. Для определения программы управления по показаниям термопары решают одновременно численно пошаговым методом систему задач. Проведенные расчетные исследования показали, что изменение в реальных пределах диаметра термопары, ее степени черноты и степени черноты экрана практически не оказывают влияния на показания термопары. Имеет место полное совпадение экспериментальной кривой изменения температуры конструкции с полетной, за исключением конечного участка падения температуры, где тепловой поток от излучателей становится отрицательным, что в эксперименте не воспроизводится. Технический результат - приведенные результаты указывают практически на отсутствие в предложенном способе управления методических погрешностей и на его высокую точность, за исключением участков полета, где тепловой поток от излучателей становится отрицательным. 5 ил.

Description

Изобретение относится к термодинамике в области регулирования процессов нестационарного радиационного нагрева и заключается в разработке способа бесконтактного управления радиационным нагревом конструкции в вакууме.

Управление радиационным нагревом является необходимой частью тепловых и теплопрочностных испытаний конструкций летательных аппаратов. Управление может осуществляться по поступающему в полете к поверхности конструкции тепловому потоку или по температуре поверхности конструкции.

Известен способ воспроизведения аэродинамического теплового воздействия в условиях радиационного стенда путем управления по показаниям датчика теплового потока, измеряемого величину подводимого к поверхности конструкции теплового потока. Существенным недостатком этого метода является затенение части поверхности корпусом датчика теплового потока и необходимость в системе охлаждения.

В патенте RU 2676385 С1 от 25.12.2017 г. эти недостатки при испытаниях обтекателей преодолевают путем предварительной тарировки на макетном обтекателе, полностью соответствующем летному экземпляру, управляющего электрического сигнала в виде напряжения или электрической мощности подаваемых на нагреватель радиационного типа (излучатель), по величине подводимого к обтекателю теплового потока, измеряемого датчиком теплового потока. Недостатком этого метода является необходимость иметь дополнительное изделие для тарировки и проведение дополнительных работ.

Общеизвестен и широко распространен при тепловых и теплопрочностных испытаниях конструкций летательных аппаратов принятый за прототип способ управления нагревом по заданному закону изменения температуры поверхности конструкции с использованием показаний термопар, установленных на поверхности приваркой, зачеканиванием или приклейкой (Баранов А.Н., Белозеров Л.Г., Ильин Ю.С., Кутьинов В.Ф. Статические испытания на прочность сверхзвуковых самолетов. М.: Машиностроение, 1974). Однако такой способ оказывается неприменим в случае испытания конструкций с частично разрушающимся (деструктирующим) теплозащитным покрытием и конструкций, у которых установка термопар на поверхности нарушает процесс теплообмена или их целостность и функционирование. Кроме того, методические погрешности установленных на поверхности термопар могут быть значительными из-за разницы степеней черноты поверхностей конструкции и в зоне измерения, теплоемкости и плотности материалов конструкции и термопары, оттока или притока к спаю тепла по термоэлектродам, наличия диэлектрической подложки и накладки, клеевых слоев (Баранов А.Н. Методические погрешности измерения при теплопрочностных испытаниях летательных аппаратов. Издательский отдел ЦАГИ. Выпуск 2663. Москва, 2004. С. 64). Здесь, очевидно, необходимы бесконтактные способы управления нагревом, свободные от указанных недостатков.

Задачей и техническим результатом изобретения является разработка способа управления нестационарным радиационным нагревом образца конструкции летательного аппарата без размещения термопары на испытываемой поверхности (бесконтактный способ), обеспечивающего управление нагревом любых конструкций, включая разрушающихся в процессе эксперимента, устранение методических погрешностей, повышение точности воспроизведения полетного нагрева в эксперименте.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в способе управления нестационарным радиационным нагревом образца конструкции летательного аппарата, включающим нагрев на экспериментальном стенде образца конструкции в вакууме регулируемыми электрическими излучателями в соответствии с данными об изменении температуры поверхности конструкции летательного аппарата по времени полета и данными о температуре поверхности образца конструкции, определенной на стенде с помощью термопары, термопару, сваренную встык без королька, устанавливают у поверхности образца конструкции на расстоянии не более 5 мм от нее, параллельно поверхности образца конструкции поперек излучателям, программу управления нагревом по показаниям указанной термопары определяют из совместного численного решения на компьютере системы задач: задачи нагрева конструкции в полете, задачи радиационного теплообмена на экспериментальном стенде, задачи нагрева образца конструкции, экрана излучателя и термопары в процессе эксперимента при условии равенства тепловых потоков, поступающих в конструкцию в полете и в эксперименте, по определенной таким образом зависимости температуры термопары по времени в полете и показаниям термопары в эксперименте осуществляют управление нагревом путем регулировки с помощью системы управления подаваемой мощности на излучатели.

Настоящее изобретение поясняется следующими фигурами:

на фиг. 1 показана схема установки термопары;

на фиг. 2 показана схема радиационного теплообмена на стенде;

на фиг. 3 представлен график результатов моделирования полетного нагрева конструкции летательного аппарата на радиационном стенде;

на фиг. 4 представлен график типового теплового потока от излучателей;

на фиг. 5 представлен график, показывающий влияние степени черноты поверхности конструкции в эксперименте на показания термопары.

На схеме (фиг. 1) показано расположение термопары 1, сваренной встык без королька, у поверхности исследуемой конструкции 2 на расстоянии не более 5 мм от нее, где неравномерность падающего теплового потока от дискретно расположенных излучателей незначительна, параллельно поверхности конструкции и поперек излучателям, что уменьшает влияние указанной неравномерности на показания термопары за счет перетекания тепла по термоэлектродам также, как это происходит и в конструкции. Здесь: 1 – термопара, 2 – исследуемый образец конструкции летательного аппарата, 3 – экран излучателей, 4 – излучатели, 5 – электроизоляционная соломка, на которой крепится термопара.

Для определения программы управления нагревом по показаниям термопары должны одновременно решаться задачи нагрева конструкции в полете, радиационного теплообмена на нагревательном стенде, нагрева образца конструкции, экрана излучателей и термопары в процессе эксперимента при условии равенства тепловых потоков, поступающих в конструкцию в полете и в эксперименте.

Показания управляющей термопары рассчитывают из условия совпадения поступившего в конструкцию результирующего теплового потока в полете и в условиях эксперимента. Величины результирующего теплового потока и температура поверхности конструкции в полете определяют из расчета прогрева конструкции по траектории полета

а в эксперименте - из расчета ее прогрева на радиационном стенде

Здесь и далее: – коэффициент теплоотдачи, Т _е – температура восстановления, – степень черноты, q – тепловой поток, «рез» – результирующий, «пад» – падающий, «изл» – излучатель. Величины с индексом «1» относятся к конструкции в полете, «2» – к конструкции в эксперименте, «3» – к экрану излучателей.

Из условия совпадения результирующих тепловых потоков в полете (1) и в эксперименте (2) получаем

Схема радиационного теплообмена на стенде в предположении тонких незатеняющих излучателей (кварцевые лампы и др.) и нагрева термопары представлена на фиг. 2 (обозначения совпадают с обозначениями на фиг. 1, индекс «с» означает собственное излучение). Тепловой поток от излучателей входит в падающие потоки.

Плотность падающих тепловых потоков на поверхность конструкции и экрана излучателей в эксперименте определяется соотношениями

Из (4) имеем

Из первого уравнения системы (5) и соотношения (3) определяют плотность теплового потока от излучателей, необходимую для воспроизведения полетного нагрева конструкции

В случае если q _изл < 0, т. е. происходит охлаждение конструкции, которое на радиационном стенде не воспроизводится, полагают q _изл _. = 0, и при этом значении q _изл по формулам (5) вычисляют величины q _{пад 2} и q _{пад 3}. Из решения уравнений теплопроводности определяют температуры поверхностей конструкции Т ₂ и экрана излучателей Т ₃.

В двумерной постановке термопара является кругом малых размеров. Коэффициенты облученности термопары со стороны конструкции и излучателей равны . Падающий на поверхность термопары радиационный поток будет равен

где d _т - диаметр термопары.

Систему задач решают численно пошаговым методом. На каждом расчетном шаге вначале решают задачу нагрева конструкции в полете, вычисляют величины температуры поверхности Т ₁ и результирующего теплового потока q _{рез 1}. Затем по первой формуле (5) вычисляют падающий тепловой поток q _{пад 2} и по формуле (6) тепловой поток от системы излучателей. Если при этом q _изл < 0, т. е. происходит охлаждение конструкции, которое на радиационном стенде не воспроизводится, то полагают q _изл = 0, и по формулам (5) вычисляют скорректированные величины q _{пад 2} и q _{пад 3}. После этого решают задачи нагрева стенки конструкции и экрана излучателей и вычисляют температуры их поверхностей Т ₂ и Т ₃, а также по формуле (7) плотность падающего на поверхность термопары теплового потока. В соответствии с уравнением нагрева термопары в эксперименте

вычисляют температуру термопары на текущем к-м шаге и переходят к следующему к+1-му шагу расчетов.

Таким образом, в результате решения этой системы получают зависимости по времени температур поверхности конструкции в полете и в эксперименте, экрана излучателей и термопары. По определенной зависимости температуры термопары по времени в полете и показаниям термопары в эксперименте осуществляют управление нагревом путем регулировки с помощью системы управления подаваемой мощности на излучатели.

С целью анализа эффективности предложенного способа были проведены расчеты программы управления нагревом образца обшивки из керамики толщиной 10 мм по показаниям термопары. Степень черноты поверхности обшивки конструкции в полете принималась равной 0,8. В качестве термопары использовалась вольфрам-рениевая термопара. При проведении расчетов диаметр термопары принимался равным 0,2, 0,35 и 0,5 мм, степень черноты поверхности образца и поверхности экрана излучателей – 0,7, 0,8 и 0,9, степень черноты термопары принималась равной степени черноты вольфрама и варьировалась в пределах ±10%.

Было получено, что изменения в указанных пределах диаметра термопары, степени черноты термопары и экрана излучателей практически не влияют на показания термопары.

На фиг. 3 приведены кривые изменения температуры поверхности обшивки в полете и эксперименте и полученная кривая закона управления нагревом по показаниям термопары. Наблюдается полное совпадение экспериментальной кривой изменения температуры поверхности с полетной за исключением конечного участка падения температуры, где, как следует из фиг. 4, тепловой поток от излучателей становится отрицательным, что в эксперименте не воспроизводится.

На фиг. 5 показано влияние на определение закона управления по показаниям термопары степени черноты обшивки в эксперименте, которая может не совпадать с полетной, равной 0,8.

Приведенные результаты указывают практически на отсутствие в предложенном способе управления нестационарным радиационным нагревом конструкции в вакууме методических погрешностей и на его высокую точность за исключением участков полета, где тепловой поток от излучателей становится отрицательным, что в эксперименте не воспроизводится.

Claims

Способ управления нестационарным радиационным нагревом образца конструкции летательного аппарата, включающий нагрев на экспериментальном стенде конструкции в вакууме регулируемыми электрическими излучателями в соответствии с данными об изменении температуры поверхности конструкции летательного аппарата по времени полета и данными о температуре поверхности образца конструкции, определенной на стенде с помощью термопары, отличающийся тем, что термопару, сваренную встык без королька, устанавливают у поверхности образца конструкции на расстоянии не более 5 мм от нее, параллельно поверхности образца конструкции и поперек излучателям, программу управления нагревом по показаниям указанной термопары определяют из совместного численного решения на компьютере системы задач: задачи нагрева конструкции в полете, задачи радиационного теплообмена на экспериментальном стенде, задачи нагрева образца конструкции, экрана излучателей и термопары в процессе эксперимента при условии равенства тепловых потоков, поступающих в конструкцию в полете и в эксперименте, по определенной таким образом зависимости температуры термопары по времени в полете и показаниям термопары в эксперименте осуществляют управление нагревом путем регулировки с помощью системы управления подаваемой мощности на излучатели.