Способ испытания обтекателей ракет из неметаллических материалов

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на головную часть (обтекатель) ракеты в наземных условиях.

В настоящее время воспроизведение аэродинамического нагрева осуществляется в различных установках: аэродинамических трубах, баллистических установках, плазменных установках, стендах на основе сжигания топлива (прямоточных реактивных двигателях) [Статические испытания на прочность сверхзвуковых самолетов / А.Н. Баранов [и др.]. - М.: Машиностроение - 1974. - 344 с.; Материалы и покрытия в экстремальных условиях. Взгляд в будущее: В 3 т. - Т.3. Экспериментальные исследования / Ю.В. Полежаев, С.В. Резник, А.Н. Баранов и др., под ред. Ю.В. Полежаева и С.В. Резника. - М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2002. - 264 с.: ил.].

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.

Для элементов летательных аппаратов сложной формы, когда геометрические размеры конструкции сравнимы с размерами нагревателей, наблюдается большая погрешность задания температурного поля. Кроме того, при задании высоких температур (выше температуры смягчения кварца) инфракрасные нагреватели выходят из строя.

В последнее время для испытания керамических обтекателей применяются контактные и контактно-радиационные нагреватели.

Для примера можно привести технические решения по патентам Российской Федерации: №2571442, №2456568, №2599460.

Контактные нагреватели позволяют воспроизвести полное аэродинамическое воздействие за счет применения известных средств силового нагружения (лямки, хомуты, нагружающие мешки и др.), прикладывая силовую нагрузку на обтекатель через слой теплоизоляции и поверхности контактного нагревателя. Это дает возможность исключить искажения температурного поля на наружной поверхности испытуемой конструкции. При этом погрешность задания температурного поля по сравнению с радиационным нагревом уменьшается в разы, что очень важно при испытаниях элементов летательных аппаратов из хрупких материалов. Однако силовая нагрузка остается сосредоточенной в точках взаимодействия нагружающих устройств с испытуемой конструкцией. Это ограничивает применение этих способов при наземной отработки тонкостенных оболочечных конструкции элементов летательных аппаратов.

Наиболее близким по технической сущности является способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов (патент РФ №2583353, МПК G01M 9/00, G01N 25/72, опубл. 10.05.2016), в котором тепловое нагружение осуществляется контактно-радиационным нагревателем, а силовое воздействие от нагружающих элементов до поверхности наружной поверхности обтекателя передается n-м количеством стержней (равномерно распределенных по поверхности конструкции), проходящих через стенки токопроводящей и теплоизолирующей оболочек, причем сумма площадей поперечного сечения стержней много меньше нагреваемой поверхности, а плотность распределения стержней по поверхности конструкции выбирается таким образом, чтобы исключить концентраторы механических напряжений при взаимодействии стержней с наружной поверхностью конструкции. Это позволяет повысить температуру наружной поверхности конструкции при полном воспроизведении аэродинамического воздействия.

Недостатком этого способа является сложность его исполнения. Воспроизведение силового поля конструкции через n-е количество стержней требует сложной системы управления и не полностью исключает искажения теплового поля.

Техническим результатом заявляемого изобретения является повышение точности воспроизведения силовой нагрузки на обтекатель ракеты и увеличение технических возможностей оборудования для наземной отработки новых конструкций ракетной техники.

Технический результат обеспечивается тем, что предложенный способ включает испытания обтекателей ракет из неметаллических материалов, включающий нагрев наружной поверхности обтекателя и приложение к нему силовой нагрузки, отличающийся тем, что силовую нагрузку к наружной поверхности обтекателя осуществляют через многослойную структуру, состоящую из жесткой оболочки, упругой среды, гибкой и дискретной теплоизоляции и контактного нагревателя, а составляющие внешней силовой нагрузки прикладываются к наружной поверхности жесткой оболочки, причем поперечная сила прикладывается в плоскости, перпендикулярной плоскости приложения продольных сил, а теплоизоляция состоит из дискретных секторов, эквидистантных наружной поверхности обтекателя, причем в плоскости приложения продольных сил на наружной поверхности обтекателя через нагреватель монтируют гибкую теплоизоляцию.

На чертеже представлена схема реализации предложенного способа. Силовое нагружение (F - поперечное и Q - продольное) на жесткий нагружающий конус 5 передается на испытуемый обтекатель 1 через упругий слой 4, дискретный теплоизолирующий слой 3 и контактный нагреватель 2, причем продольная сила Q прикладывается к жесткому нагружающему конусу устройствами нагружения 8 через динамометры 9. Цифрой 10 обозначен силовой пол, цифрами 6 и 7 электрические шины контактного нагревателя, цифрой 11 - гибкая теплоизоляция, разделяющая дискретный теплоизолирующий слой 3 на две части.

При таком задании силовой нагрузки упругое взаимодействие обтекателя с воздушным потоком воспроизводится за счет его помещения в упругой среде (упругий слой 4). В этом случае величина давления на наружной поверхности обтекателя в элементарном секторе может быть определена формулой:

где P_i - давление в i-м секторе; K_i - коэффициент упругости среды 8 в i-м секторе; δ_i - изменение толщины упругой среды 8 в i-м секторе при силовом воздействии на жесткий конус 5 (см. фигуру).

Так как величина δ_j в j-м сечении по отношению к плоскости приложения поперечной силы F к жесткому конусу 5 описывается формулой:

где K_j - коэффициент упругости среды 8 в j-м сечении; δ_jmax - изменение толщины упругой среды 8 в плоскости приложения поперечной силы F;

α - угол между плоскостью приложения поперечной силы F и плоскостью измерения δ_j в j-м сечении, то характер силового взаимодействия между обтекателем 1 и упругим слоем 4 подобен силовому взаимодействию с воздушным потоком в реальных условиях работы обтекателя 1. Из формулы (2) следует, что за счет подбора материалов с разными упругими свойствами можно добиться максимального приближения к реальному силовому взаимодействию обтекателя 1 с воздушным потоком в наземных условиях.

Предложенный способ (в части силового нагружения) отработан и применяется при наземных испытаниях натурных обтекателей ракет.