27.06.2013
216.012.51a8

УСТАНОВКА ДЛЯ ИСПЫТАНИЙ ТЕПЛОЗАЩИТЫ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Вид РИД

Изобретение

Юридическая информация Свернуть Развернуть
Краткое описание РИД Свернуть Развернуть
Аннотация: Изобретение относится к области тепловых испытаний и может быть использовано для испытаний теплозащиты летательных аппаратов (ЛА) для определения ее теплофизических свойств и работоспособности. Заявленное устройство содержит тепловакуумную камеру с помещенным в нее измерительным модулем, в котором установлены высокотемпературный нагреватель, расположенный между двух испытываемых фрагментов теплозащиты, за которыми установлены два калориметра с термопарами и охранная теплоизоляция, и автоматизированную систему управления нагревом и измерений. Калориметры установлены относительно испытываемых фрагментов теплозащиты с зазором, а на противолежащие поверхности фрагмента и калориметра нанесены терморегулирующие покрытия. Калориметры разделены на секции. Автоматическая система снабжена блоком для регулирования давление газа в термовакуумной камере и в измерительном модуле. Технический результат: повышение точности результатов испытаний за счет приближения условий испытаний теплозащиты ЛА к натурным. 1 ил.
Основные результаты: Установка для испытаний теплозащиты летательного аппарата, содержащая тепловакуумную камеру с помещенным в нее измерительным модулем, в котором установлены высокотемпературный нагреватель, расположенный между двух испытываемых фрагментов теплозащиты, за которыми установлены два калориметра с термопарами и охранная теплоизоляция, и автоматизированную систему управления нагревом и измерений, отличающаяся тем, что калориметры установлены относительно испытываемых фрагментов теплозащиты с зазором, а на противолежащие поверхности фрагмента и калориметра нанесены терморегулирующие покрытия, калориметры разделены на секции, на центральных секциях калориметров установлены термометры сопротивления, полости между фрагментами теплозащиты и корпусом измерительного модуля выполнены герметичными и соединены с дополнительно установленной системой подачи газа, автоматическая система снабжена блоком для регулирования давление газа в термовакуумной камере и в измерительном модуле, а величина давления в измерительном модуле, степень черноты терморегулирующих покрытий, толщина калориметров и величина зазора определены из условия равенства теплового потока между фрагментом теплоизоляции и калориметром тепловому потоку в полете на границе между теплозащитой и защищаемой ею конструкцией летательного аппарата.
Реферат Свернуть Развернуть

Изобретение относится к испытаниям фрагментов конструкции ЛА с теплозащитой, а именно к устройствам, предназначенным для исследования теплопроводности и работоспособности теплозащиты (или теплоизоляции).

Известна установка [ИСО 8302: 1991. Теплоизоляция. Определение термического сопротивления и связанных с ним теплофизических показателей. Прибор с горячей охранной зоной] для определения теплофизических характеристик неметаллических материалов, содержащая плоский нагреватель, установленный между двух испытуемых образцов и расположенных за ними двух плоских термостатов. На установке измеряется только количество тепла, подведенное к образцам. Установка не может использоваться для испытания образцов материалов, в которых наряду с теплопереносом имеют место процессы тепломассообмена.

Известна установка [Алифанов О.М., Будник С.А., Михайлов В.В., Ненарокомов А.В. Экспериментально-вычислительный комплекс для исследования теплофизических свойств теплотехнических материалов // Тепловые процессы в технике. 2009. T.1. №2. С.49-60] для исследований теплофизических свойств теплозащитных и теплоизоляционных материалов. Установка содержит тепловакуумную камеру, плоский высокотемпературный нагреватель, установленный между двух испытуемых образцов и расположенных за ними двух плоских калориметров, термопары, охранную теплоизоляцию, измерительный модуль для сборки нагревателя, испытуемых образцов и калориметров и установки их в камеру, автоматизированную систему управления нагревом, измерений и обработки результатов. Калориметры выполнены из тонкой медной фольги и непосредственно прижаты к испытуемым образцам. К калориметрам, в свою очередь, с другой стороны пристыкована теплоизоляция. Таким образом, граничным условием для этой стороны образца является теплоизолированная стенка. В реальных условиях работы теплозащиты ЛА имеет место теплоотвод внутрь защищаемого отсека. При воспроизведении реального нагрева "горячей" поверхности образцов будет иметь место перегрев "холодной" поверхности. Это отличие от реальной температуры будет сказываться на процессе тепломассообмена, связанного с диффузией из горячей зоны паров воды и конденсацией их на "холодной" стороне. Таким образом, определяемый эффективный коэффициент теплопроводности будет отличаться от истинного, особенно на начальном участке траекторного нагрева, когда "горячая" поверхность быстро нагревается, а внутренние слои имеют температуру ниже температуры конденсации паров воды при давлении в камере. Этому же способствует и отсутствие регулирования давления газа в процессе эксперимента, так как это в свою очередь определяет температуру конденсации.

Целью изобретения является максимальное приближение условий испытания теплозащиты ЛА к натурным путем воспроизведения на "холодной" стороне испытуемого фрагмента теплозащиты тепловых потоков и температур, соответствующих условиям теплообмена на границе между теплозащитой и защищаемой ею конструкцией ЛА.

Это достигается тем, что калориметр устанавливается на определенном расстоянии от фрагмента теплозащиты. Величина зазора между ними вместе с давлением газа определяют конвективную составляющую теплового потока и составляющую за счет теплопроводности газа. Степени черноты противолежащих поверхностей в зазоре определяют лучистую составляющую теплообмена между теплозащитой и калориметром. Толщина калориметра, а следовательно и его теплоемкость, позволяют ему аккумулировать тепловой поток, прошедший через теплозащиту, и имитировать в течение эксперимента поглощение тепла защищаемой конструкцией, например поглощение тепла системой терморегулирования отсека ЛА. Поэтому величина зазора, степень черноты покрытий, наносимых на «холодную» поверхность теплозащиты и на обращенную к ней поверхность калориметра, и толщина калориметра определяются из заданных условий теплообмена на границе между теплозащитой и защищаемой ею конструкцией летательного аппарата.

Пример. Заданы граничные условия теплоотвода от оболочки с теплозащитой в отсек, определяемые системой терморегулирования отсека:

- тепловой поток внутрь отсека в полете ≈800 Вт/м2;

- температура оболочки ≈373 K;

- время полета 500 сек.

На основании расчета выбираем:

- зазор между калориметром и фрагментом 10 мм;

- толщина калориметра 10 мм;

- материал калориметра - медь;

- на тепловоспринимающую поверхность калориметра наносим термостойкую краску со степенью черноты ε=0.9;

- на подложку фрагмента наносим термостойкую краску со степенью черноты ε=0.9;

- среда - воздух при давлении 0,1 МПа.

При начальной температуре калориметра 296 K тепловой поток, отводимый от фрагмента и воспринимаемый калориметром, составит 875 Вт/м2 (погрешность +9,4%). Из них 324 Вт/м2 за счет теплопроводности газа и свободной конвекции в щели, образованной зазором, а 551 Вт/м2 за счет лучистого теплообмена между окрашенными поверхностями (ε=0.9) с приведенной степенью черноты εпр=0,818. За 500 сек температура калориметра повысится на 12 K. В конце траектории отводимый суммарный тепловой поток составит 753 Вт/м2 (погрешность - 5.9%).

Для обеспечения точности измерений теплоемким калориметром он выполнен разделенным на секции: выделена центральная более горячая секция и концентрично ей три рамки секций напротив крайних участков фрагментов теплозащиты, а на центральную секцию помимо термопар установлен термометр сопротивления. В отличие от термопар при относительно низких температурах (до 973 K, О.А.Геращенко, В.Г.Федоров. Тепловые и температурные измерения. Справочное руководство. «Наукова думка», Киев, 1965, стр.49, 85) термометры сопротивления имеют преимущество и обеспечивают чувствительность при 24-разрядной системе измерений ≤0,001 K. Для обеспечения реальных условий тепломассообмена внутри испытываемой теплозащиты по траектории полета тепловакуумная камера дополнительно снабжена пневмосистемой и системой автоматического регулирования в ней давления газа по заданному режиму.

Установка содержит тепловакуумную камеру с помещенным в нее измерительным модулем, в котором установлены высокотемпературный нагреватель, расположенный между двух испытываемых фрагментов теплозащиты, за которыми установлены два калориметра с термопарами и охранная теплоизоляция, и автоматизированную систему управления нагревом, давлениями и измерений.

На чертеже представлена схема измерительной части установки, а именно измерительный модуль 12 с двумя испытываемыми фрагментами 1, пластинчатым нагревателем 2 между ними и двумя калориметрами 3. Фрагменты 1 состоят из слоя теплозащиты 1-1 и подложки 1-2, имитирующей герметичную оболочку корпуса защищаемой конструкции ЛА. Размер фрагментов 400×400×δ (50÷60) мм. Фрагменты через герметизирующие теплоизоляционные прокладки 14 стыкуются с металлическими половинами корпуса измерительного модуля 12. Калориметры разделены на секции: центральную (100×100) мм и три концентричные ей секции в виде рамок шириной по 50 мм. Между калориметрами и фрагментами теплозащиты имеется зазор 4. На противолежащие в зазоре поверхности теплозащиты и калориметра нанесены покрытия 5 и 6 соответственно с определенными степенями черноты. Обратная сторона 7 калориметров полированная. Напротив нее располагается слой 8 охранной теплоизоляции, покрытый отражающим экраном 9 из алюминиевой фольги. На фрагменты теплозащиты, калориметры и теплоизоляцию установлены термопары 10. На центральные секции калориметров помимо термопар установлены термометры сопротивления 11. Оба герметичных пространства измерительного модуля через трубки 13 соединены с системой подачи газа.

Установка работает следующим образом. Измерительный модуль 12 с помещенными в него испытываемыми фрагментами 1, нагревателем 2, калориметрами 3 устанавливается в термовакуумную камеру. Автоматическая система нагрева по показаниям термопар на "горячей" поверхности теплозащиты регулирует электропитание нагревателя и обеспечивает заданный полетный температурный режим. Одновременно регистрируется количество тепла, поступившего от нагревателя во фрагменты теплозащиты.

Автоматическая система давления регулирует работу вакуумной и пневматической систем и обеспечивает заданное изменение давления в герметичных пространствах измерительного модуля и в тепловакуумной камере. В измерительном модуле поддерживается расчетное давление, обеспечивающее заданный тепловой поток между фрагментом и калориметром, а в тепловакуумной камере поддерживается давление начиная от атмосферного в начале старта и далее по траектории полета. Количество тепла, прошедшее через фрагменты теплозащиты, аккумулируется и измеряется калориметрами, одновременно имитирующими отвод тепла в конструкцию ЛА.

По результатам измерения подведенного и прошедшего через конструкцию количества тепла и измерений температур судят о коэффициенте эффективной теплопроводности теплозащиты и ее работоспособности.

Таким образом, условия испытаний теплозащиты ЛА приближаются к натурным за счет воспроизведения реальных условий теплообмена на "холодной" поверхности фрагмента и соответственно тепломассообмена внутри теплозащиты и реального прогрева конструкции.

Установка для испытаний теплозащиты летательного аппарата, содержащая тепловакуумную камеру с помещенным в нее измерительным модулем, в котором установлены высокотемпературный нагреватель, расположенный между двух испытываемых фрагментов теплозащиты, за которыми установлены два калориметра с термопарами и охранная теплоизоляция, и автоматизированную систему управления нагревом и измерений, отличающаяся тем, что калориметры установлены относительно испытываемых фрагментов теплозащиты с зазором, а на противолежащие поверхности фрагмента и калориметра нанесены терморегулирующие покрытия, калориметры разделены на секции, на центральных секциях калориметров установлены термометры сопротивления, полости между фрагментами теплозащиты и корпусом измерительного модуля выполнены герметичными и соединены с дополнительно установленной системой подачи газа, автоматическая система снабжена блоком для регулирования давление газа в термовакуумной камере и в измерительном модуле, а величина давления в измерительном модуле, степень черноты терморегулирующих покрытий, толщина калориметров и величина зазора определены из условия равенства теплового потока между фрагментом теплоизоляции и калориметром тепловому потоку в полете на границе между теплозащитой и защищаемой ею конструкцией летательного аппарата.
УСТАНОВКА ДЛЯ ИСПЫТАНИЙ ТЕПЛОЗАЩИТЫ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
Источник поступления информации: Роспатент

Показаны записи 1-10 из 91.
27.02.2013
№216.012.2c19

Узел стыковки разделяемых ступеней ракет

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракет для разделяемых ступеней и составных частей. Узел стыковки разделяемых ступеней ракет содержит корпус, силовую опору с кольцевой проточкой и заходной фаской с элементами фиксации. На корпусе и силовой опоре...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476816
Дата охранного документа: 27.02.2013
10.04.2013
№216.012.3434

Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты

Изобретение относится к области ракетной техники и касается складываемых аэродинамических поверхностей и механизмов их раскрытия. Крыло и механизм раскрытия установлены автономно на разных ступенях ракеты. Механизм раскрытия выполнен в виде вращающегося кривошипа, состоящего из рычага и оси...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002478907
Дата охранного документа: 10.04.2013
27.04.2013
№216.012.3afd

Устройство для продувки и наддува приборного отсека

Изобретение относится к разъемным соединениям пневмогидравлических систем и может быть использовано для стыковки приборных отсеков (ПО) различных изделий, например летательных аппаратов, с обслуживающими наземными установками. В устройстве для наддува и продувки приборного отсека, состоящем из...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002480662
Дата охранного документа: 27.04.2013
10.05.2013
№216.012.3d41

Космический аппарат с эталонными отражателями

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в космических аппаратах (КА) для юстировки и калибровки комплексов наземного и космического базирования. КА содержит корпус с приборным отсеком, солнечные батареи, эталонные отражатели (ЭО), двигательную установку,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481248
Дата охранного документа: 10.05.2013
20.05.2013
№216.012.41d7

Способ имитации условий минометного старта ракеты из подводной лодки и система для его осуществления

Изобретения относятся к способу и устройству определения в наземных условиях параметров минометного старта ракеты из подводной лодки. На макете ракеты, размещенной в пусковой трубе на наземных опорах, тягой ракетного двигателя твердого топлива имитируют гидростатическое давление воды на глубине...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002482425
Дата охранного документа: 20.05.2013
20.05.2013
№216.012.41df

Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям и механизмам их раскрытия. Раскрываемое крыло и механизм раскрытия крыла установлены на разных ступенях двухступенчатой ракеты. Крыло раскрывается за свою заднюю кромку с помощью двух пальцев...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002482433
Дата охранного документа: 20.05.2013
20.05.2013
№216.012.41e0

Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям и механизмам их раскрытия. Раскрываемое шарнирно закрепленное на корпусе крыло и механизм раскрытия крыла, выполненный в виде вращающегося стержня с установленными на нем с возможностью...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002482434
Дата охранного документа: 20.05.2013
27.05.2013
№216.012.45fb

Высокотемпературный нагреватель

Изобретение относится к области использования радиационного нагрева конструкций летательных аппаратов (ЛА) при стендовых испытаниях на прочность. Высокотемпературный нагреватель содержит пластинчатый тепловыделяющий токопроводник в форме меандра, образованного тупиковыми прорезями со...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002483492
Дата охранного документа: 27.05.2013
10.06.2013
№216.012.492f

Устройство имитации гидроудара

Изобретение относится к испытательной технике и предназначено для имитации гидроудара при испытаниях различных устройств регистрации или предупреждения последствий гидроудара в гидравлических системах. Устройство имитации гидроудара состоит из замкнутой емкости, полностью заполненной жидкостью...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002484315
Дата охранного документа: 10.06.2013
10.06.2013
№216.012.49a5

Устройство для обеспечения заданного усилия натяжения регулируемой механической тяги

Изобретение относится к области измерительной техники, а именно к системам измерения усилий в стержнях, тягах и других протяженных элементах конструкций, нагруженных осевой силой, и может быть использовано в любой отрасли народного хозяйства, где они применяются, и, в частности, в ракетной...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002484433
Дата охранного документа: 10.06.2013
Показаны записи 1-10 из 86.
27.02.2013
№216.012.2c19

Узел стыковки разделяемых ступеней ракет

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в конструкциях ракет для разделяемых ступеней и составных частей. Узел стыковки разделяемых ступеней ракет содержит корпус, силовую опору с кольцевой проточкой и заходной фаской с элементами фиксации. На корпусе и силовой опоре...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002476816
Дата охранного документа: 27.02.2013
10.04.2013
№216.012.3434

Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты

Изобретение относится к области ракетной техники и касается складываемых аэродинамических поверхностей и механизмов их раскрытия. Крыло и механизм раскрытия установлены автономно на разных ступенях ракеты. Механизм раскрытия выполнен в виде вращающегося кривошипа, состоящего из рычага и оси...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002478907
Дата охранного документа: 10.04.2013
27.04.2013
№216.012.3afd

Устройство для продувки и наддува приборного отсека

Изобретение относится к разъемным соединениям пневмогидравлических систем и может быть использовано для стыковки приборных отсеков (ПО) различных изделий, например летательных аппаратов, с обслуживающими наземными установками. В устройстве для наддува и продувки приборного отсека, состоящем из...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002480662
Дата охранного документа: 27.04.2013
10.05.2013
№216.012.3d41

Космический аппарат с эталонными отражателями

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в космических аппаратах (КА) для юстировки и калибровки комплексов наземного и космического базирования. КА содержит корпус с приборным отсеком, солнечные батареи, эталонные отражатели (ЭО), двигательную установку,...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002481248
Дата охранного документа: 10.05.2013
20.05.2013
№216.012.41d7

Способ имитации условий минометного старта ракеты из подводной лодки и система для его осуществления

Изобретения относятся к способу и устройству определения в наземных условиях параметров минометного старта ракеты из подводной лодки. На макете ракеты, размещенной в пусковой трубе на наземных опорах, тягой ракетного двигателя твердого топлива имитируют гидростатическое давление воды на глубине...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002482425
Дата охранного документа: 20.05.2013
20.05.2013
№216.012.41df

Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям и механизмам их раскрытия. Раскрываемое крыло и механизм раскрытия крыла установлены на разных ступенях двухступенчатой ракеты. Крыло раскрывается за свою заднюю кромку с помощью двух пальцев...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002482433
Дата охранного документа: 20.05.2013
20.05.2013
№216.012.41e0

Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям и механизмам их раскрытия. Раскрываемое шарнирно закрепленное на корпусе крыло и механизм раскрытия крыла, выполненный в виде вращающегося стержня с установленными на нем с возможностью...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002482434
Дата охранного документа: 20.05.2013
27.05.2013
№216.012.45fb

Высокотемпературный нагреватель

Изобретение относится к области использования радиационного нагрева конструкций летательных аппаратов (ЛА) при стендовых испытаниях на прочность. Высокотемпературный нагреватель содержит пластинчатый тепловыделяющий токопроводник в форме меандра, образованного тупиковыми прорезями со...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002483492
Дата охранного документа: 27.05.2013
10.06.2013
№216.012.492f

Устройство имитации гидроудара

Изобретение относится к испытательной технике и предназначено для имитации гидроудара при испытаниях различных устройств регистрации или предупреждения последствий гидроудара в гидравлических системах. Устройство имитации гидроудара состоит из замкнутой емкости, полностью заполненной жидкостью...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002484315
Дата охранного документа: 10.06.2013
10.06.2013
№216.012.49a5

Устройство для обеспечения заданного усилия натяжения регулируемой механической тяги

Изобретение относится к области измерительной техники, а именно к системам измерения усилий в стержнях, тягах и других протяженных элементах конструкций, нагруженных осевой силой, и может быть использовано в любой отрасли народного хозяйства, где они применяются, и, в частности, в ракетной...
Тип: Изобретение
Номер охранного документа: 0002484433
Дата охранного документа: 10.06.2013

Похожие РИД в системе