Результат интеллектуальной деятельности: БЛОК-ИМИТАТОР ТЕМПЕРАТУРНЫХ ПОЛЕЙ

Изобретение относится к экспериментальной технике для теплопрочностных статических испытаний конструкций летательных аппаратов, в частности к средствам, обеспечивающим воспроизведение нестационарных температурных полей в испытываемых конструкциях воздушно-космических самолетов (ВКС).

Воспроизведение температурных полей в конструкциях ВКС одна из наиболее трудных задач, которые приходится решать экспериментатору при исследовании статической прочности летательных аппаратов. Ее сложность объясняется не только большой интенсивностью внешних воздействий, но и чередованием процессов быстрого высокотемпературного нагревания и глубокого охлаждения объекта испытаний. Установка, используемая для воспроизведения сложного распределения внешних воздействий по поверхности конструкции воздушно-космического летательного аппарата, должна быть многоканальной и состоять из значительного (до ста и более) числа одинаковых стандартных блоков с независимым управлением каждым из них.

Известна экспериментальная установка США, применявшаяся при воспроизведении температурных полей в секциях носка крыла ВКС «Space Shuttle». Вакуумная камера состоит из двух частей. В первой части расположен нагреватель, под которым установлена испытываемая секция на специальной перемещаемой тележке. В этой части камеры секция нагревается, облучаемая нагревателем, до температуры 1643 K со скоростью до 5 К/с. Во второй части камеры располагается экран, охлаждаемый жидким азотом. После нагревания испытываемая секция перемещается во вторую часть вакуумной камеры, где она располагается в охлажденном экране (Beesley W.G. Space Shuttle entry thermal testing techniques. A Collection pf Technical Papers // AIAA Paper N 78-1628. Перевод - ТИ ЦАГИ, 1981, №17). Кроме большой сложности этой установки ее серьезным недостатком является невозможность воспроизведения при помощи экрана быстрого аэродинамического охлаждения секций носка крыла, происходящего перед посадкой ВКС.

За прототип выбрана дозвуковая аэродинамическая труба НИЦ им. Драйдена НАСА (США) с установленным в рабочей части 1 ламповым инфракрасным нагревателем 2 (De Angelis V.M., Anderson K.F. Thermal structural test facilities at NASA Dryden // NASA Technical Memorandum 104249, August 1992). Роль рефлектора выполняют пластина, на которой крепятся ламповые инфракрасные нагреватели, и стенки трубы. Под нагревателем 2 устанавливается испытываемый объект 3. В трубе были испытаны: панель экспериментального гиперзвукового самолета (M=8) и стабилизатор самолета Х-15 (M=5.3). После нагревания объекта 3 при помощи инфракрасного нагревателя 2 он обдувался потоком воздуха от компрессора 4. В процессе движения воздуха в направляющей части трубы 5 в него впрыскивается для охлаждения жидкий азот из форсунок 6 (Фиг. 1),

Недостатками этой установки являются:

1) Необходимость использования аэродинамической трубы.

2) Невозможность воспроизведения изменения интенсивности охлаждения (коэффициента теплоотдачи) по поверхности объекта.

3) Недостаточно высокая температура, до которой можно нагревать объект лампами (Т_макс<1500 K) из-за ограниченной термостойкости их колб.

4) Невозможность проведения испытаний конструкций более сложной формы из-за ограниченных возможностей аэродинамической трубы.

Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является создание блока-имитатора температурных полей, воспроизводящего в объекте испытаний нестационарные температурные поля, возникающие в нем при последовательном воздействии глубокого охлаждения и аэродинамического высокотемпературного нагревания.

Решением задачи и техническим результатом изобретения является создание блока-имитатора температурных полей, содержащего инфракрасные ламповые излучатели и рефлектор, причем рефлектор содержит корпус, изготовленный из охлаждаемых водой стальных труб прямоугольного сечения, установленных на стальной плите, к облучаемой поверхности труб прикреплены отражатели в виде пластин, изготовленных из никеля и имеющих золотое покрытие, пластины установлены так, что между ними образованы щели, через которые проходят струи воздуха, обдувающие кварцевые колбы излучателей и испытываемый объект.

На фигуре 1 представлена схема установки для испытаний экспериментальной панели гиперзвукового самолета в аэродинамической трубе НИЦ им. Драйдена НАСА.

На фигуре 2 показана схема системы охлаждения блока-имитатора.

На фигуре 3 представлен общий вид блока-имитатора температурных полей.

Рефлектор 7 (фигура 3), собран из стальных труб квадратного сечения 8 (фигура 2), которые охлаждаются водой, а их облучаемая поверхность закрыта позолоченными никелевыми пластинами 9, имеющими высокую отражательную способность и теплопроводность, что позволяет избежать перегревания неохлаждаемых концов пластин. Пластины приклеены к трубам таким образом, чтобы между ними были образованы щели 10, через которые поступают струи воздуха, охлаждающего кварцевые колбы ламповых излучателей 11 и испытываемый объект 12. Трубы 8 закреплены на стальной плите 13 (фигура 2) при помощи приваренных к ним втулок 14 с внутренней резьбой и пустотелых шпилек 15. Шпильки используют для подачи и отвода в трубы 8 охлаждающей их воды. Ламповые излучатели 11, состоящие из кварцевых колб и размещенных в них тел накала, расположены параллельно друг другу на определенном расстоянии. Общий вид нагревательного блока 23 с ламповыми излучателями КГТО-220-2500-1 показан на фигуре 3.

Нагревательный блок работает следующим образом:

Электрический ток, поступающий от системы электропитания нагревательной установки, нагревает тела накала ламповых излучателей 11 (Фигура 2), которые испускают лучистый поток, падающий на испытываемый объект 12 и на позолоченные никелевые пластины 9 рефлектора 7 блока, который отражает большую часть падающего на него потока. Оба лучистых потока (отраженный и испускаемый рефлектором) падают на излучатели 11 и проходят между ними и через кварцевые колбы излучателей на испытываемый объект 12.

При воспроизведении температуры испытываемого объекта 12 на стадии выведения, когда температура объекта и интенсивность его нагревания невелики, охлаждающий газ в блок не подается. Для воспроизведения глубокого охлаждения испытываемого объекта, возможного во время его пребывания на орбите, в блок поступает воздух, предварительно охлажденный жидким азотом. В процессе воспроизведения аэродинамического нагревания испытываемого объекта 12 при входе его в атмосферу струи воздуха, обдувая кварцевые колбы ламповых излучателей 11, предохраняют их от нагревания до температуры выше 1500 K, при которой начинается рекристаллизация кварца колб. При воспроизведении последующего аэродинамического охлаждения испытываемого объекта 12 перед посадкой электропитание блока отключено, и испытываемый объект 12 обдувают струи ненагретого воздуха. Интенсивность охлаждения можно регулировать меняя расход воздуха и понижая его температуру впрыском жидкого азота.

Нагреватель, собранный из таких блоков с независимым управлением каждым из них, позволит воспроизводить заданные неравномерные аэродинамические нагревание и охлаждение испытываемого объекта. Блок-имитатор может нагревать испытываемый объект до температуры 1875 K, облучая его потоком с плотностью до 500 кВт/м².