Установка для комплексных испытаний обтекателей гиперзвуковых летательных аппаратов

Полезная модель относится к области комплексных испытаний с одновременным воспроизведением аэродинамического теплового воздействия, скоростного напора и линейных перегрузок на носовые обтекатели, передние кромки антенн и воздухозаборников, образцы теплозащиты и может быть использовано для проведения теплопрочностных испытаний элементов гиперзвукового летательного аппарата (ГЗЛА) .
Проблема таких исследований с целью проверки устойчивости функционирования ГЗЛА заключается в необходимости достижения максимального приближения к натурным условиям эксплуатации ГЗЛА при пуске с носителя, включая аэродинамический нагрев, скоростной напор и линейные перегрузки
Известна установка [патент RU №51214 «Установка для газодинамических испытаний образцов теплозащиты летательных аппаратов», авторы: Тихонов Владимир Николаевич (RU), Кулаков Анатолий Дмитриевич (RU), МПК: G01M 9/06 опубликовано 27.01.2006 Бюл. № 3] для испытаний образцов теплозащиты летательных аппаратов, обеспечивающая совмещение воспроизведения в одной установке двух параметров – скоростного напора и температуры газовой струи, приближенных к параметрам воздушного потока при реальном гиперзвуковом полёте. Источником создания высокоскоростного потока является авиационный газотурбинный двигатель с форсажной камерой. Недостатком данной установки является то, что в эксперименте не проводится моделирование линейных перегрузок, воздействующий на объект в реальном гиперзвуковом полёте.
Известны способ и установка [патент RU № 2625637 «Способ теплопрочностных испытаний обтекателей гиперзвуковых летательных аппаратов и установка для её реализации», авторы: Ходжаев Юрий Джураевич (RU), Сомов Дмитрий Олегович (RU), Суслин Владимир Владимирович (RU), МПК: G01N 25/72, G01M 9/04, опубликовано 17.07.2017 Бюл. № 20] для испытания носовых обтекателей и передних кромок воздухозаборников посредством облучения испытываемого объекта тепловым потоком большой плотности (4-5 МВт/м2), генерируемым инфракрасным нагревателем.
Известен способ [патент RU № 2703491 «Способ тепловых испытаний элементов летательного аппаратов», авторы: Райлян Василий Семёнович (RU), Русин Михаил Юрьевич (RU), Резник Сергей Васильевич (RU), Алексеев Дмитрий Владимирович (RU), Фокин Василий Иванович (RU), МПК: G01N 25/72, G01M 9/00, G01M 9/04, опубликовано 17.10.2019 Бюл. № 29 ]. В данном способе проводится испытание элементов летательного аппарата путем нагрева и обдува газовым потоком испытываемого объекта, причем газовый поток разделен на две струи, скорость которых регулируются автономно друг от друга, вдоль поверхности в сторону носка и в сторону торца элемента.
Недостатками данных технических решений является то, что при испытании не моделируются линейные перегрузки, возникающие при реальном полёте на гиперзвуковых скоростях.
Известен способ тепловых испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов [патент RU 2571442 «Способ тепловых испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов», авторы: Райлян Василий Семёнович (RU),  Русин Михаил Юрьевич (RU), Резник Сергей Васильевич (RU), Алексеев Дмитрий Владимирович (RU), Фокин Василий Иванович (RU), МПК: G01N 25/72, G01M 9/04, опубликовано 20.12.2015 Бюл. № 35]. Данный способ позволяет воспроизводить аэродинамическое тепловое воздействие на головную часть (обтекатель) ракеты в наземных условиях путем задания температурного поля элементов летательного аппарата типа тел вращения и равномерного теплового нагружения в сечениях изделия.
Известен способ тепловых испытаний керамических обтекателей ракет [патент RU 2531052 «Способ тепловых испытаний керамических обтекателей ракет», авторы: Райлян Василий Семёнович (RU), Русин Михаил Юрьевич (RU), Резник Сергей Васильевич (RU), Фокин Василий Иванович (RU), МПК: G01M 9/04 , G01N 25/72, опубликовано 20.10.2014 Бюл. № 29]. Данный способ позволяет воспроизводить аэродинамический нагрев на обтекатели ракет, причем нагреву до заданной температуры подвергается металлический шпангоут изнутри обтекателя в зоне узла соединения шпангоута с оболочкой с одновременным контролем температуры шпангоута.
Для представленных технических решений характерно то, что при испытании учитываются только тепловые воздействия (аэродинамический нагрев) на обтекатели ракет, но не учитываются скоростной напор и линейные перегрузки.
Известен способ [патент RU № 2369853 «Способ разгона объекта испытаний реактивным аппаратом и стенд для его осуществления, авторы: Крот Михаил Романович (RU), Мельник Анатолий Викторович (RU), Никулин Виталий Михайлович (RU), Ряполов Сергей Григорьевич (RU), МПК: G01M 15/00, опубликовано 10.10.2009 Бюл. № 28], позволяющий проводить динамические испытания посредством разгона объекта на ракетном треке. Данное техническое решение позволяет проводить испытания при линейных перегрузках без воспроизведения аэродинамического нагрева и скоростного напора. Данное изобретение является наиболее близким аналогом к заявленной полезной модели и может выступать в качестве прототипа.
Технической задачей, на решение которой направлена данная полезная модель, является создание установки, обеспечивающей проверку функционирования элементов ГЗЛА при одновременном воспроизведении аэродинамических нагрузок, скоростного напора и перегрузок при гиперзвуковых скоростях полёта. Тепловое и скоростное воздействие на обтекатели ГЗЛА воспроизводится потоком подогретого воздуха с помощью устройства нагрева воздушного потока непосредственно при движении объекта испытаний с перегрузкой близкой к натурной.
Технический результат, на достижение которого направлена заявленная полезная модель – моделирование условий полёта, максимально приближенных к реальным условиям полёта на гиперзвуковых скоростях, посредством того, что в одной установке совмещается воспроизведение трёх параметров – аэродинамического нагрева, скоростного напора и линейных перегрузок при обеспечении заданного быстродействия и мобильности проведения эксперимента.
Технический результат достигается при использовании установки для комплексных испытаний обтекателей гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЗЛА), представляющей собой ракетную тележку, совершающую движение по ракетному треку, на которой установлен обтекатель ГЗЛА, характеризующаяся тем, что соосно с обтекателем ГЗЛА установлено устройство нагрева воздушного потока до заданной температуры с регулированием скорости и температуры потока, включающее входное сопло, в которое поступает атмосферный воздух и выходное сопло, направленное на испытываемый обтекатель ГЗЛА, при этом обтекатель ГЗЛА включает в себя контрольно-измерительную аппаратуру.
В предпочтительном варианте выполнения установки устройство нагрева воздушного потока выполнено на базе прямоточного воздушно-реактивного двигателя.
В другом предпочтительном варианте выполнения установки контрольно-измерительная аппаратура включает в себя датчики температуры, давления, скорости и перегрузок, регистрирующую аппаратуру.
Далее полезная модель будет описана со ссылками на чертежи.
На фиг.1. представлена схема установки для комплексных испытаний обтекателей гиперзвуковых летательных аппаратов, где 1 – ракетная тележка; 2 – разгонный двигатель; 3 – «башмаки»; 4 –тележка разгонного двигателя; 5 – объект испытаний (обтекатель ГЗЛА); 6 – датчики скорости, давления, температуры, перегрузки, 7 –регистрирующая аппаратура; 8 – устройство нагрева воздушного потока; 9 – сопло на выходе; 10 – сопло на входе; 11 – форсунки; 12 – нагнетатель; 13 –стыковочный узел; 14 –отбойная стенка.
w
w
w
w
На фиг.2. представлены графики зависимости температуры торможения за соплом устройства подогрева воздушного потока T*, числа маха M, соответствующего T* и перегрузки объекта испытаний nот времени движения ракетной тележки по треку τ при проведении испытаний ГЗЛА с подогревом воздушного потока до 3000К.
На фиг.3. представлены графики зависимости пути, проходимого ракетной тележкой L, числа Маха движения ракетной тележки M и скорости движения ракетной тележки от времени τ.
На предлагаемой установке возможно проводить испытания обтекателя ГЗЛА с воспроизведением аэродинамического нагрева (температуры, скорости), скоростного напора и перегрузок с подогревом воздушного потока до 3000 К в соответствии с графиками фиг. 2. Изменение параметров при движении по ракетному треку представлена на фиг.3.
Установка функционирует следующим образом. До начала испытаний известны:
− нагрузки, которые необходимо воспроизвести;
− характеристики объекта испытаний – обтекатель ГЗЛА с установленными датчиками перегрузок, скорости (давления), температуры, регистрирующей аппаратурой.
На основании исходных данных, определяются характеристики разгонного двигателя (тяга) для обеспечения заданного режима движения и характеристики устройства нагрева воздушного потока, воспроизводящего аэродинамический нагрев и скоростной напор. Размеры выходного сопла устройства выбираются из условия обеспечения заданных температуры потока и скоростного напора на элементы обтекателя (например, передние кромки антенн и воздухозаборников, образцы теплозащиты).
Ракетная тележка (1) установлена на рельсовые направляющие ракетного трека с помощью башмаков (3), которые обеспечивают ее фиксацию к рельсовым направляющим, и состыкована с помощью узла (13) с тележкой разгонного двигателя (4).
Устройство для нагрева воздушного потока (8) установлено на ракетной тележке (1) и может представлять собой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД), содержащий форсунки (11) для подачи топлива в набегающий поток, нагнетатель (компрессор) (12), осуществляющий перемещение потока, входное сопло (10),  в которое поступает атмосферный воздух и выходное сопло (9), направленное на объект испытаний (обтекатель ГЗЛА) (5), который размещён в канале движения потока подогретого воздуха, причём объект испытаний (обтекатель ГЗЛА) (5) включает в себя контрольно-измерительную аппаратуру (6, 7). Отбойная стенка (14) служит для отвода высокотемпературной струи от элементов рельсового трека.
В ходе испытаний, осуществляется разгон ракетной тележки (1) до заданной скорости (фиг. 3) и создание в заданный момент времени высокоскоростного и высокотемпературного воздушного потока в канале посредством работы устройства нагрева воздушного потока (8), при этом осуществляются измерения и регистрация параметров потока и объекта испытаний.
На фиг. 2. представлены параметры движения обтекателя ГЗЛА на ракетном треке.
Видно, что на стенде воспроизводятся условия по аэродинамическому нагреву, скоростному напору и перегрузкам до M ≤ 10.