Результат интеллектуальной деятельности: Способ определения температуры нагретой поверхности летательного аппарата при сверхзвуковом обтекании набегающим потоком

Изобретение относится к способам определения температуры нагретой поверхности летательного аппарата (ЛА), основанным на оптической регистрации, и может быть использовано для определения температуры поверхности ЛА при исследованиях в области аэродинамики, баллистики и т.д.

Известен «Способ определения поля температур нагретой поверхности высокоскоростного ЛА» (патент №2330249, МПК G01J 5/00 (2006.01), опубл. 27.07.2008, бюл. №21). В способе производят видеосъемку исследуемой поверхности в видимом или инфракрасном диапазоне спектра излучения, преобразуют изображение в цветовые компоненты в цифровой форме, синхронно со съемкой измеряют температуру, например, термопарами, в нескольких эталонных точках исследуемой поверхности с разной температурой и формируют зависимости, связывающие температуру и значения цветовых компонент или их комбинаций, а температуру в других точках исследуемой поверхности определяют по этим зависимостям.

Основным недостатком данного способа является изменение конструкции ЛА для установки средств измерения температуры, тем более что сами термопары для повышения точности измерений должны быть на поверхности исследуемого участка, съемка которого осуществляется, что приведет к изменению условий обтекания набегающим потоком данного участка. Данный способ практически не применим для модельных испытаний ЛА, находящихся в свободном полете, вследствие сложности установки средств измерения температуры, оснащенных носителем информации для сохранения данных о температуре и синхронизации этих данных с моментом съемки поверхности ЛА. Указанный способ выбран в качестве прототипа.

Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в создании способа определения температуры поверхности ЛА при обтекании набегающим потоком, как в статических, так и в летных испытаниях.

Технический результат при использовании заявленного способа заключается в определении температуры поверхности ЛА без изменения его конструкции, в результате повышение точности и упрощение испытаний, а для модельных испытаний, проводимых на аэробаллистических трассах: получение новых данных о режимах нагрева поверхности компактных ЛА при свободном сверхзвуковом полете.

Данный технический результат достигается за счет того, что в заявляемом способе определения температуры нагретой поверхности летательного аппарата при сверхзвуковом обтекании набегающим потоком, включающим съемку исследуемой поверхности, преобразование цветового изображения исследуемой поверхности в цветовые компоненты в цифровой форме, сопоставление с их эталонными значениями по температуре в градусах и определение температуры на поверхности ЛА по соответствующим эталонным значениям, в отличие от прототипа, эталонные значения получают путем съемки нагреваемой поверхности диска, выполненного из материала, аналогичного материалу исследуемой поверхности ЛА по величине температуры плавления и шероховатости поверхности, в режиме, соответствующем режиму измерения температуры поверхности ЛА, с последующим преобразованием изображения в цветовые компоненты, соответствующие градации серого цвета, в зависимости от изменения температуры, термопар, установленных с обратной стороны диска относительно его поверхности, нагреваемой внешним источником тепла.

В результате использования всей совокупности признаков заявляемого способа определения температуры нагретой поверхности летательного аппарата при сверхзвуковом обтекании набегающим потоком не требуется какая-либо доработка конструкции ЛА для установки регистрирующего оборудования.

Заявляемый способ поясняется следующими фигурами: на фиг. 1 схематично изображено устройство калибровки фото или видеокамеры, на фиг. 2 - эталонные значения температур (температурный градиент) в зависимости от изменения значений температуры от центра к периферии диска (Т_цт, Т_ст и Т_пт, соответственно), на фиг. 3 - нагретый диск с термопарами, установленными в выделенных зонах (центральной, средней и периферийной соответственно), которые использовались для измерения температуры.

Заявляемый способ определения температуры нагретой поверхности летательного аппарата (ЛА) при сверхзвуковом обтекании набегающим потоком осуществляется следующим образом.

Фото или видеокамерой 3 (например, цифровой камерой Frame) производят видеосъемку исследуемой поверхности ЛА при обтекании набегающим потоком, как в статических, так и в летных испытаниях.

Эталонные значения (температурный градиент) цветовых компонент по температуре в градусах получают в результате калибровки камеры 3 путем видеосъемки нагреваемой внешним источником тепла (в данном примере выполнения, при помощи размещенной соосно диску 1 газовой горелки) поверхности диска 1, выполненного из материала, аналогичного материалу исследуемой поверхности ЛА по величине температуры плавления и шероховатости поверхности, в режиме, соответствующем режиму съемки поверхности ЛА (величина экспозиции, чувствительность матрицы камеры 3, параметры объектива, расстояние до ЛА и наличие или отсутствие фоновой подсветки 4).

При помощи термопар 2, установленных с обратной стороны диска 1 (относительно поверхности, нагреваемой внешним источником 5 тепла), измеряют значения температур нагретого диска 1 от центра к его периферии.

Полученные изображения цифровой камеры 3 в графическом редакторе преобразуют в цветовые компоненты, соответствующие градации серого цвета в зависимости от изменения значений температуры (фиг. 2).

В результате сопоставления полученных при съемке изображений с эталонными их значениями по температуре в градусах определяют температуру поверхности ЛА при сверхзвуковом обтекании набегающим потоком по соответствующим эталонным значениям.

Технический результат при использовании заявленного способа заключается в определении температуры поверхности ЛА без изменения его конструкции, повышение точности и упрощение испытаний, а для модельных испытаний, проводимых на аэробаллистических трассах: получение новых данных о режимах нагрева поверхности компактных ЛА при свободном сверхзвуковом полете.