СПОСОБ ТЕПЛОВЫХ ИСПЫТАНИЙ 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 теплового воздействия, которое ракета испытывает в полете, осуществляется в различных установках: аэродинамических трубах, баллистических установках, плазменных установках, стендах на основе сжигания топлива (прямоточных реактивных двигателях, которые отработали свой ресурс), стендах радиационного нагрева [Баранов А.Н., Белозеров Л.Г., Ильин Ю.С., Кутьинов В.Ф. Статические испытания на прочность сверхзвуковых самолетов. - 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.].

Наиболее широкое распространение в практике наземных испытаний получили стенды радиационного нагрева, так как они просты в эксплуатации, позволяют набирать широкую гамму конфигураций 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.

Уменьшение величины погрешности задания температурного поля в установках радиационного нагрева возможно двумя путями:

1. Уменьшение геометрических размеров нагревателей и, соответственно, увеличением количества зон нагрева.

2. Коррекция с помощью покрытий с изменяемой степенью черноты (авторское свидетельство СССР №208377, F16N 15/00, F01M 9/02, опубл. 1968).

Недостатки первого способа - усложнение и удорожание испытательного оборудования.

Во втором способе преобразовывается радиационный нагрев поверхности обтекателя в нагрев за счет теплопроводности (контактный нагрев). Недостатком такого способа является то, что первичным источником энергии остается радиационный нагреватель.

Наиболее близкими по технической сущности являются способы воспроизведения аэродинамического нагрева неметаллических головных обтекателей с помощью гибких контактных нагревателей. Например, способ, описанный в патенте №2456568 (Российская Федерация, МПК G01M 9/04, G01N 25/72, опубл. 20.07.2012). Способ обладает рядом преимуществ (более высокая точность задания температурного поля на наружной поверхности, практически, можно исключить составляющую излучения, более экономичен (более чем в 3 раза требуется меньше энергии)), перед радиационным нагревом, однако имеет и ряд недостатков. В частности, задание теплового режима обтекателя может быть реализовано только по изменению плотности теплового потока, а во многих случаях требуется воспроизведение температурного поля на всей траектории полета. Кроме того, в процессе нагрева, особенно при больших темпах, единственным способом контроля тепловых режимов является измерение температуры наружной поверхности изделия.

Техническим результатом заявляемого изобретения является задание температурного поля на наружной поверхности при теплопрочностных испытаниях обтекателей ракет из неметаллических материалов, например из керамики.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе воспроизведения аэродинамического нагрева неметаллических обтекателей ракет, включающем контактный нагрев всей поверхности и измерение температуры в одном сечении, распределение температуры по окружности изделия задается несколькими электропроводящими секторами постоянной толщины, покрывающими всю поверхность обтекателя и выполненными по форме наружной поверхности обтекателя, разделенной продольными меридиональными линиями, причем все электропроводящие сектора соединены в электрическую цепь параллельно и пересекаются у носка, где монтируется одна из электрических шин, а вторая электрическая шина охватывает все сектора ниже торца обтекателя, где металлические части электроизолируются полупрозрачным материалом, например кварцевой тканью, причем для стабилизации термического контакта наружная поверхность нагревателя равномерно продавливается по всей поверхности через слой теплоизоляции.

Известно, что темп нагрева в i-м сечении обтекателя описывается уравнением:

где - темп нагрева в заданном i-м сечении поверхности изделия;

P_i - мощность элементарного источника тепла в i-м сечении; γ - плотность материала нагревателя; c - удельная теплоемкость материала.

Из (1) находим, что температура в i-м сечении за время τ будет равна:

а в j-м сечении:

Разделив (2) на (3), получим, что:

Для электрического контактного нагревателя постоянной толщины (δ) типа тела вращения, выполненного по форме наружной поверхности обтекателя, элементарную мощность в i-м поперечном сечении можно выразить формулой:

где I - сила тока на участке i - того сечения; dh - высота i-го сечения; R_i - радиус нагревателя в i-м сечении; ρ - удельное электрическое сопротивление материала нагревателя.

Подставляя (5) в (2), (3) и (4), получим, что:

Из (6) следует, что для нагревателя типа тела вращения произведение роста температуры ΔТ_i на радиус R_i является постоянной величиной для данного нагревателя, т.е.:

Способ иллюстрирует схема, представленная на чертеже. Контактный нагреватель 2 вместе с токоведущими шинами 4 располагают на обтекателе ракеты 1, предварительно электроизолировав оснастку 6 полупрозрачным материалом, например тканью кварцевой 5. Сверху надевают чехол 3 из теплоизоляционного материала. Теплоизоляционный чехол необходим для исключения тепловых потерь в окружающую среду и для обеспечения возможности равномерного продавливания нагревателя по все поверхности.

Предложенный способ дает возможность воспроизвести аэродинамический нагрев неметаллических обтекателей ракет сложной геометрической формы. Способ был отработан при задании тепловых режимов перфорированных накладок из стеклопластиковых материалов и на керамических обтекателях.