Способ теплового нагружения обтекателей ракет
METHOD FOR THERMAL LOADING OF ROCKET FAIRINGS

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 аэродинамического нагрева элементов летательных аппаратов осуществляется в различных установках: аэродинамических трубах, баллистических установках, плазменных установках, стендах на основе сжигания топлива (прямоточных реактивных двигателях) (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). Испытание натурных конструкций в таких установках требует огромных материальных затрат, поэтому широкого распространения в практике наземных испытаний эти установки не получили.
Наиболее широкое распространение в практике наземных испытаний получили стенды радиационного нагрева, так как они просты в эксплуатации, позволяют достаточно легко изменять конфигурацию нагревателя в зависимости от геометрии конструкции обтекателя и воспроизводить аэродинамического теплового воздействия.
Наиболее близким по технической сущности является способ, включающий радиационный нагрев авиационных конструкций с помощью нагревателей, разделенных на несколько зон нагрева, и контроль в этих зонах температуры с помощью измерительных преобразователей (Баранов А.Н., Белозеров Л.Г., Ильин Ю.С., Кутьинов В.Ф. Статические испытания на прочность сверхзвуковых самолетов. - М.: Машиностроение. - 1974. - 344 с.).
Разделение нагревателя на несколько зон нагрева обеспечивает необходимое распределение по координате температурного поля объекта испытания. Однако радиационный нагрев имеет ряд ограничений. Для элементов летательных аппаратов сложной формы, когда геометрические размеры конструкции сравнимы с размерами нагревателей, присутствует большая погрешность задания температурного поля. Кроме того при радиационном нагреве необходимо выравнивать степень черноты всей поверхности конструкции, которая обращена к нагревателям. Это осуществляют посредством нанесения на нее высокотемпературных порошков, например, из оксидов хрома, алюминия, кремния и др. Однако в ряде случаев нанесение покрытий не допускается, например, при высокотемпературном термоциклировании в установках радиационного нагрева конструкции со встроенными элементами с высокой степенью черноты, нагреваемая поверхность которых вступает во взаимодействие (химическое или механическое) с компонентами покрытия.
Техническим результатом предлагаемого изобретения является увеличение точности задания температурного поля в локальных зонах испытуемых изделий.
Указанный технический результат достигается тем, что способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов, включающий зонный радиационный нагрев обтекателя и измерение температуры, отличающийся тем, что нагрев локальной зоны обтекателя осуществляют через металлический экран, установленный вблизи его поверхности, при этом температуру поверхности локальной зоны обтекателя корректируют посредством нанесения на внутреннюю и внешнюю поверхности металлического экрана покрытия с требуемой степенью черноты.
1
3
1
3
6
7
На фигуре приведена часть наружной поверхности 1 обтекателя 2, имеющего степень черноты ε, с локальной зоной 3, степень черноты наружной поверхности которой ε, причем ε≠ε. Обтекатель подвергается тепловому воздействию от нагревателя 4. На фигуре цифрой 5 обозначен тонкий металлический экран на внутренней и наружной поверхностях которого нанесены покрытия 6 и 7 со степенями черноты ε и ε соответственно.
1
3
Очевидно, что при ε≠ε (без выравнивания степени черноты локальной зоны обтекателя 3 с остальной частью наружной поверхности 1) плотности падающих тепловых потоков непосредственно на поверхность локальной зоны и обтекателя в целом будут разные (пропорционально степени черноты), что не соответствует воспроизведению падающего теплового потока от пограничного слоя в реальных условиях работы обтекателя. В практике тепловых наземных испытаний равенство степени черноты обеспечивают высокотемпературными покрытиями, например, окисью хрома, однако, если покрытие локальной зоны взаимодействует с материалом покрытия для выравнивания степени черноты, этот способ не применим. Единственной возможностью коррекции является предлагаемый способ.
В действительности, если накрыть поверхность локальной зоны 3 тонким металлическим экраном 5, то за счет покрытий 6 и 7 можно корректировать температуру наружной поверхности локальной зоны 3.
7
Рассмотрим случай, когда степень черноты ε наружной поверхности экрана 5 постоянна. Теплообмен на поверхности обтекателя 2 и под металлическим экраном 5 при радиационном нагреве можно описать системой уравнений (1-5):
где q - плотность падающего теплового потока от нагревателя 4;
a
1
1
3
n
а
3
q - плотность поглощаемого теплового потока покрытием обтекателя со степенью черноты ε; q - плотность падающего теплового потока на поверхность локальной зоны обтекателя 3; ε — приведенная степень черноты; q - плотность теплового потока поглощаемого наружной поверхностью локальной зоны обтекателя 3.
Т3
Решая систему уравнений (1-5) относительно температуры  локальной зоны обтекателя 3 находим, что
6
а
1
а
3
Из (6) вытекает, что за счет изменения степени черноты ε внутренней поверхности тонкого металлического экрана 5 можно добиться требуемой температуры поверхности и условия q=q.
Применение предложенного способа коррекции дало возможность провести наземные тепловые испытание перспективной конструкции керамического обтекателя.
Предложенный способ расширяет технические возможности воспроизведения аэродинамического нагрева в установках радиационного нагрева.