способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов

Формула изобретения

Способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов, включающий зонный нагрев изделия и измерение температуры, отличающийся тем, что нагрев изделия осуществляют за счет контакта нагревателя с наружной поверхностью, а распределение температуры по высоте обтекателя задают электропроводящими секторами нагревателя разной толщины, соединенными в электрическую цепь последовательно, причем толщину каждого сектора нагревателя определяют по формуле



где _i - толщина нагревателя в i-м секторе; I - сила тока в электрической цепи; - удельное сопротивление токопроводящего материала; R _i - наружный радиус в i-м секторе; q_i - требуемая плотность теплового потока в i-м секторе; h_i - высота i-го сектора; - угол наклона поверхности i-го сектора относительно оси обтекателя.

Описание изобретения к патенту

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 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.: ил.]. 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. 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.

Техническим результатом заявляемого изобретения является увеличение точности задания температурного поля в процессе тепловых испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов, например из керамики. Указанный технический результат достигается тем, что в способе теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов, включающем зонный нагрев изделия и измерение температуры, нагрев изделия осуществляют за счет контакта нагревателя с наружной поверхностью, а распределение температуры по высоте обтекателя задают электропроводящими секторами нагревателя разной толщины, соединенными в электрическую цепь последовательно, причем толщину каждого сектора нагревателя определяют по формуле:

где _i - толщина нагревателя в i-м секторе; I - сила тока в электрической цепи; - удельное сопротивление токопроводящего материала; R _i - наружный радиус в i-м секторе; q_i - требуемая плотность теплового потока в i-м секторе; h_i - высота i-го сектора; - угол наклона поверхности i-го сектора относительно оси обтекателя.

Выражение (1) выводится из решения системы уравнений (см. фиг.1):

где P_i - мощность, выделяемая i-м сектором; r_i - электрическое сопротивление i-го сектора; l_i - высота боковой поверхности i-го сектора; S_i - площадь поперечного сечения контактного нагревателя в i-м секторе; h_i - высота i-го сектора; S_bi - площадь наружной боковой поверхности i-го сектора.

Подставляя (9) в (7) находим, что площадь боковой поверхности i-го сектора равна:

Из (2)-(6) находим, что мощность, которая выделяется i-м сектором, равна:

Подставляя (10) и (11) в (8) получим, что плотность теплового потока в i-м секторе равна:

Если известна величина q_i в i-м секторе, то можно найти требуемую толщину покрытия или электропроводящего материала:

Способ иллюстрирует схема, представленная на чертеже. Нагреватель 1 вместе с токоведущими шинами 2 располагают на обтекателе 3. Сверху надевают кожух 4 из теплоизоляционного материала. Теплоизоляционный кожух необходим для исключения тепловых потерь в окружающую среду.

Практически, предлагаемый способ теплового нагружения реализуется следующим образом. При заданном распределении плотности теплового потока по высоте обтекателя конструкцию условно разделяют по секторам с одинаковой плотностью теплового потока, далее формируют нагреватель из токопроводящего материала, толщину которого выбирают по формуле (1).

Заявленный способ дает возможность воспроизвести аэродинамический нагрев на неметаллических элементах летательных аппаратов сложной геометрической формы. Способ был отработан при задании тепловых режимов перфорированных стеклопластиковых накладок и керамических обтекателей.