Способ тепловых испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов
METHOD OF THERMAL TESTS OF ROCKET FAIRINGS OF NONMETALLIC MATERIALS

Изобретение относится к испытательной технике, преимущественно к технике проведения тепловых испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов при радиационном нагреве.
В технике известен способ задания тепловых режимов при испытаниях ракетных обтекателей путем регулирования теплового потока, падающего на поверхность конструкции (Баранов А.Н., Белозеров Л.Г., Ильин Ю.С., Кутьинов В.Ф. Статические испытания на прочность сверхзвуковых самолетов. - М.: Машиностроение. - 1974. - 344 с.). В этом способе точность задания температурного поля ограничена размерами инфракрасных нагревателей.
При наборе зон для нагрева обтекателей сложной формы наблюдаются скачки температуры на границах зон. Кроме того, на открытых участках нагревателей (особенно снизу) наблюдается недогрев наружной поверхности испытуемого обтекателя.
4
Известен способ задания тепловых режимов, реализуемый с помощью «Устройства для регулирования температуры» по а.с. СССР 999029, МКИ G05D 23/19, опубл. в 1983 г. Устройство для регулирования температуры, содержащее датчик и задатчик температуры, подключенные к входам элемента сравнения, к выходу которого подключен усилитель, выходом связанный с первым входом сумматора, и последовательно соединенные усилитель, диод и эмиттерный повторитель, выходом соединенный со вторым входом сумматора, к выходу которого подключен исполнительный механизм, причем к точке соединения диода и эмиттерного повторителя подключены параллельно соединенные интегрирующий конденсатор и разрядный резистор; другие выводы которых заземлены, введен блок управления, а разрядный резистор выполнен регулируемым, при этом блок управления включен между выходом элемента сравнения и управляющим входом регулируемого разрядного резистора, причем блок управления может быть выполнен в виде усилителя.
При использовании указанного устройства регулирования температурных режимов температура обтекателя задается в одной точке заданной зоны, при этом точность задания реального температурного профиля зависит от геометрических размеров нагревателей - кварцевых галогенных или газоразрядных ламп. Кроме того, при воспроизведении температурного поля в установках радиационного нагрева наблюдается перегрев на участках с отрицательным темпом нагрева обтекателей из неметаллических материалов, например из керамики.
7
Для повышения точности при таком способе задания температуры требуется уменьшение геометрических размеров зон нагрева. При этом увеличивается количество зон и, как следствие, усложняется оборудование. Для повышения точности задания температурного поля при радиационном нагреве также могут применяться покрытия с изменяемой степенью черноты, например как в способе по патенту (Способ задания тепловых режимов керамических обтекателей ракет: пат. №2451971 Российская Федерация, МПК G05D 23/19, B64G 7/00, G01N 17/00, опубл. 27.05.2012). Указанный способ задания тепловых режимов керамических обтекателей ракет при инфракрасном нагреве путем автоматического регулирования температуры по конечному числу точек и изменения оптических свойств на остальной части нагреваемой поверхности, отличающийся тем, что на наружную поверхность обтекателя наносят покрытие, состоящее из двух компонентов, степень черноты одного из которых более чем в два раза превышает степень черноты другого и составляет от 0,8 до 0,9, а температуру для каждой зоны нагрева при постоянной плотности теплового потока задают расчетным путем. Недостатком этого способа является то, что он не может быть использован для тепловых испытаний обтекателей из композиционных материалов, так как происходит сильное газовыделение, что в свою очередь приводит к неконтролируемому нарушению прозрачности передающего пространства между нагревателями и обтекателем, а нанесенное покрытие, при этом, отслаивается с поверхности обтекателя. Тем самым возрастает погрешность задания температурного поля на поверхности испытуемого обтекателя. Кроме того, вредные вещества могут выделяться в рабочее пространство, где находится обслуживающий персонал, что значительно ухудшает условия труда и может привести к нарушению требований техники безопасности.
7
Наиболее близким по технической сущности является способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов по патенту (Пат. 2517790 Российская Федерация, МПК G05M 9/04, G01N 25/72, опубл. 27.05.2014). Указанный способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов, включающий нагрев наружной поверхности обтекателя за счет пропускания электрического тока через эквидистантный этой поверхности нагреватель в виде токопроводящей тонкостенной оболочки переменной толщины по высоте, контактирующей с ограничителем из теплоизоляционного материала также эквидистантным наружной поверхности обтекателя и измерение температуры, отличающийся тем, что токопроводящая тонкостенная оболочка расположена к наружной поверхности обтекателя с зазором, в который нагнетают инертный газ под давлением, а ограничитель из теплоизоляционного материала выполнен пористым, причем толщину токопроводящей оболочки по высоте определяют расчетным способом. Таким образом, обеспечивается минимальная погрешность задания распределения плотности теплового потока на поверхности обтекателей из материала, который не подвержен деструкции при повышении температуры, однако в остальном, такой способ задания тепловых режимов имеет все описанные выше недостатки.
Целью заявленного изобретения - повышение точности задания температурного поля на поверхности стеклопластиковых обтекателей и снижение выделения вредных веществ в рабочее пространство, где находится обслуживающий персонал, при наземных тепловых испытаниях в многозонных установках радиационного нагрева.
Эта цель достигается тем, что предложен способ тепловых испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов, включающий нагрев наружной поверхности обтекателя за счет пропускания электрического тока через нагреватели, расположенные к наружной поверхности обтекателя с зазором, и измерение температуры, отличающийся тем, что в качестве нагревателей используют кварцевые галогенные или газоразрядные лампы, нагреватели расположены с зазором к рефлекторам, установленным на несущей стенке, образуя зоны нагрева, причем рефлекторы выполнены полыми с перфорацией, а их поверхность эквидистантна поверхности обтекателя, зоны нагрева составляют единое целое и являются составной частью тракта удаления газов, в пространство между рефлекторами и поверхностью обтекателя подают газовую смесь в направлении от вершины к торцу обтекателя и со стороны зон нагрева в направлении нормали к поверхности обтекателя, причем скорость подачи газовой смеси в продольном направлении регулируется от нуля до требуемой, а скорость подачи газовой смеси в направлении нормали к поверхности обтекателя регулируется по каждой зоне нагрева по температуре колб ламп.
Авторы установили, что подача газовой смеси в пространство между рефлекторами и поверхностью обтекателя в направлении от вершины к торцу обтекателя и со стороны зон нагрева в направлении нормали к поверхности обтекателя (в продольном и поперечном направлениях) с требуемой скоростью обеспечит продув этого пространства и создаст условия, при которых коэффициент прозрачности не будет зависеть от выделяемых газов из обтекателя при нагреве, таким образом, обеспечит повышение точности задания температурного поля на поверхности обтекателя.
1
2
3
На фиг. 1 представлена схема взаимодействия частицы А (выделяемая из обтекателя 1 при нагреве) с продольным и поперечным газовыми потоками в пространстве между нагревателями 2 одной из зон нагрева, состоящей также из перфорированного рефлектора 3 с внутренней полостью 4 и несущей стенки 5. На фиг. 1 скорость газового потока в продольном направлении обозначена как V, в поперечном направлении как V, а собственная скорость частицы А при выходе из обтекателя как V (экспериментально установлено, что скорость частицы А варьирует в диапазоне 0,1-0,2 м/с).
1
6
На фиг. 2 представлен схематический разрез установки, выполненной по заявленному техническому решению, где цифрами 1 и 2 обозначены входной и выходной воздуховоды, в которых смонтированы нагнетающий и отсасывающий вентиляторы 9 и 10, а зоны нагрева, состоящие из несущих стенок 3, полых перфорированных рефлекторов 4 и нагревателей 5, например кварцевых галогенных ламп, являются составной частью системы продува испытуемого обтекателя 6, установленного на монтажном столе 7, который монтируется на силовом полу 8. Цифрой 9 на фиг. 2 обозначены отверстия в рефлекторах зон нагрева, через которые подается газ в поперечном направлении, по нормали к поверхности обтекателя, а индексами P-Р обозначены отверстия для подачи газа в сами зоны нагрева.
Условия, при которых коэффициент прозрачности пространства не будет зависеть от выделяемых газов из обтекателя при нагреве можно выразить системой уравнений:
где Н - высота обтекателя, м, причем максимальное значение H=1,5 м;
t - время прохождения частицы А от носка обтекателя до его основания, с;
δ - расстояние той же частицы А от поверхности обтекателя в момент времени t у основания обтекателя, м;
d - расстояние от наружной поверхности обтекателя до колб кварцевых ламп, м, причем, минимальное расстояние равно 0,1 м
При отсутствии поперечного газового потока скорость продольного газового потока должна удовлетворять следующему условию:
3
Подставляя численные значения Н, d и V (для реальных стеклопластиковых обтекателей) в (4) находим, что скорость продольного газового потока должна изменяется в диапазоне от 15 до 30 м/с.
При наличии поперечного газового потока формула (4) принимает вид:
1
Из (5) видно, что включение поперечного газового потока через рефлекторы зон нагрева дает возможность уменьшить продольную скорость V.
Кроме того, поперечный газовый поток, подаваемый через рефлекторы, позволяет стабилизировать температуру колб ламп, что существенно повышает надежность тепловых испытаний при задании температурных режимов выше 1000°С.
Источники информации
1. Баранов А.Н., Белозеров Л.Г., Ильин Ю.С., Кутьинов В.Ф. Статические испытания на прочность сверхзвуковых самолетов. - М.: Машиностроение. - 1974. - 344 с, аналог.
4
2. Авторское свидетельство №999029 СССР, МКИ G05D 23/19, опубл. 1983, аналог.
7
3. Патент №2451971 Российская Федерация, МПК G05D 23/19, B64G 7/00, G01N 17/00, опубл. 27.05.2012, аналог.
7
4. Патент №2517790 Российская Федерация, МПК G05M 9/04, G01N 25/72, опубл. 27.05.2014, прототип.