Способ теплового нагружения конструкций летательных аппаратов из неметаллических материалов

Изобретение относится к области машиностроения и авиационно-космической отрасли промышленности и может быть использовано при проведении испытаний конструкции летательных аппаратов и их узлов (головных обтекателей) из неметаллических материалов на тепловые, а также комплексные термовибрационные и термовакуумные воздействия. Заявленный способ теплового нагружения конструкций летательных аппаратов из неметаллических материалов включает зонный нагрев изделия и измерение температуры. Зонный нагрев изделия осуществляется бесконтактной передачей энергии переменным магнитным полем средней частоты, генерируемым индуктором, в промежуточный нагревательный элемент, выполненный из ферромагнитного материала, расположенный на поверхности изделия. Технический результат - повышение точности выполнения программ испытаний летательных аппаратов. 1 ил.

 

Изобретение относится к области машиностроения и авиационно-космической отрасли промышленности и может быть использовано при проведении испытаний конструкции летательных аппаратов и их узлов (головных обтекателей) из неметаллических материалов на тепловые, а также комплексные термовибрационные и термовакуумные воздействия при экспериментальной отработке в наземных условиях, как способ воспроизведения аэродинамического теплового воздействия.

В настоящее время воспроизведение аэродинамического нагрева осуществляется в различных установках: аэродинамических трубах, баллистических установках, плазменных установках, стендах на основе прямоточных реактивных двигателей [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.]. Недостатками способов является большая стоимость испытаний и, как следствие, ограничение применения в наземной отработке конструкций летательных аппаратов.

Одними из самых распространенных в практике наземных испытаний являются стенды радиационного нагрева.

Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов - Патент RU 2456568 C1, 20.07.2012. Способ включает 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.

Основным недостатком данного способа является то, что процесс передачи энергии в нагреватель осуществляется контактно с помощью токоведущих шин, расположенных на нагревателе, что создает конструктивные сложности в процессе проведения теплового нагружения, а также снижает точность выполнения программ испытаний.

Целью изобретения является конструктивное упрощение процесса передачи энергии в нагреватель и повышение точности выполнения программ испытаний при имитации в наземных условиях реального теплового воздействия за счет бесконтактной передачи энергии в нагреватель.

Цель достигается тем, что предложен способ теплового нагружения конструкций летательных аппаратов из неметаллических материалов, включающий зонный нагрев изделия и измерение температуры, отличающийся тем, что зонный нагрев изделия осуществляют бесконтактной передачей энергии переменным магнитным полем средней частоты, генерируемым индуктором, в промежуточный нагревательный элемент, выполненный из ферромагнитного материала, расположенный на поверхности изделия.

Авторы экспериментально установили, что при воздействии среднечастотного магнитного поля (2÷3 кГц), за счет магнитного сопротивления, происходит интенсивный разогрев промежуточного нагревательного элемента, выполненного из ферромагнитного материала, от которого теплопередачей осуществляется тепловое нагружение изделия. При этом остальная испытательная оснастка изготовлена из неферромагнитного материала, и при воздействии переменного магнитного поля средней частоты существенного нагрева ее не происходит. За счет этого эффекта исключены энергетические потери на нагрев испытательной оснастки.

Способ иллюстрирует схема, представленная на чертеже. Тепловое нагружение неметаллического изделия 1 осуществляется за счет передачи тепла от промежуточного нагревательного элемента 2, нагреваемого в переменном магнитном поле, генерируемом индуктором 3. Для уменьшения тепловых потерь и направления потока тепловой энергии на изделие промежуточный нагревательный элемент изолирован с внешней стороны специальным теплоизоляционным материалом 4. Исходя из условий режима теплового нагружения, индуктор и промежуточный нагревательный элемент изготавливают в различных конфигурациях и располагают как снаружи, так и внутри нагреваемого изделия.

Предлагаемый способ реализован следующим образом. При заданном распределении плотности теплового потока по высоте изделия конструкцию условно разделяют на зоны с заданной плотностью теплового потока. Далее для каждой зоны изготавливают промежуточный нагревательный элемент из ферромагнитного материала с поверхностью, эквидистантной поверхности изделия в соответствующей зоне теплового нагружения. Промежуточный нагревательный элемент вместе с изделием помещают в переменное магнитное поле средней частоты, генерируемое индуктором, в котором происходит его бесконтактный нагрев. Зонный нагрев изделия осуществляют теплопередачей от промежуточного нагревательного элемента и измеряют температуру в каждой зоне. Конструкционные, электрические и энергетические параметры системы индуктор - промежуточный нагревательный элемент устанавливают, исходя из режима теплового нагружения и специфики выполняемой задачи.

Для расчета распределения плотности теплового потока по высоте изделия нагревательный элемент разбивают на i зон (см. чертеж).

Плотность теплового потока qi в i-той зоне может быть определена с помощью формулы:

q i = ( w I k с в ) 2 ρ i μ i f F ф cos α π ( 2 r i + Δ h i t g α ) Δ h i ;    (1)

где w - количество витков индуктора, приходящихся на i-ую зону;

I - сила тока в индукторе;

kсв - коэффициент связи системы индуктор - нагреватель;

ρ - удельное электрическое сопротивление;

µ - относительная магнитная проницаемость;

f - частота тока в индукторе;

Fф - поправочная функция;

Δhi - высота i-той зоны;

ri - радиус i-той зоны;

α - угол наклона i-той зоны к вертикальной оси.

Формула (1) выводится путем решения системы дифференциальных уравнений электромагнитного поля

r o t H ¯ = J ¯ + D ¯ t , r o t E ¯ = B ¯ t , d i v H ¯ = 0, d i v E ¯ = 0 ; }   (2) ,

где B - магнитная индукция;

D - электрическая индукция;

H - напряженность магнитного поля;

J - плотность тока проводимости;

E - напряженность электрического поля;

с учетом следующих допущений:

- электромагнитное поле меняется по синусоидальному закону;

- так как в металлах ток смещения много меньше тока проводимости, то для проводников

D ¯ t = 0 , а для проводящих сред J ¯ = 0 .

Предлагаемый способ позволяет упростить процесс передачи энергии в промежуточный нагревательный элемент, повысить точность выполнения программ испытаний и снизить энергетические затраты на их проведение. Способ может найти широкое применение при проведении тепловых, а также комплексных термовибрационных и термовакуумных испытаний при экспериментальной отработке в наземных условиях конструкций летательных аппаратов и их узлов из неметаллических материалов с различной формой поверхности.

Способ теплового нагружения конструкций летательных аппаратов из неметаллических материалов, включающий зонный нагрев изделия и измерение температуры, отличающийся тем, что зонный нагрев изделия осуществляют бесконтактной передачей энергии переменным магнитным полем средней частоты, генерируемым индуктором, в промежуточный нагревательный элемент, выполненный из ферромагнитного материала, расположенный на поверхности изделия.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области тепловых испытаний и может быть использовано при наземных испытаниях элементов летательных аппаратов. Способ тепловых испытаний керамических обтекателей ракет включает нагрев и контроль температуры обтекателя в зоне узла соединения керамической оболочки со шпангоутом.
Изобретение относится к области стендовых тепловых испытаний и может быть использовано для диагностики характеристик термопрочности и термостойкости эксплуатируемых металлов.

Изобретение относится к области авиации, в частности к технике экспериментов в аэродинамических трубах кратковременного (импульсного) действия с продолжительностью пуска порядка 40 миллисекунд, работающих при высоких давлениях и температурах газа.

Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на обтекатель ракеты в наземных условиях и может быть использовано при наземных испытаниях элементов летательных аппаратов.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам с регулируемыми соплами. Устройство состоит из силового механизма, изменяющего его контур по заданной программе, и командного устройства, управляющего этой программой.

Изобретение касается систем управления в экспериментальной аэродинамике, в частности к аэродинамическим трубам с регулируемыми соплами. Устройство содержит контроллер управления приводами ведомых рядов гибких стенок сопла, приводы управления гибкими стенками сопла, цифровые датчики обратной связи, а также командное устройство, цифровой блок вычисления заданного положения ведомых рядов в функции измеренного положения ведущего ряда, а также цифровой датчик положения ведущего ряда и переключатель режима работы.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам с регулируемыми соплами. Способ заключается в том, что управление гибкими стенками сопла осуществляют автоматическими приводными механизмами по заданной программе.

Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на головную часть (обтекатель) ракеты в наземных условиях и может быть использовано при наземных испытаниях элементов летательных аппаратов.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в авиационной промышленности при проведении наземных испытаний объектов авиационной техники, подвергающихся обледенению в естественных условиях эксплуатации.

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний и предназначено для использования в аэродинамических трубах. .

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано при проведении испытаний в трансзвуковых аэродинамических трубах. Рабочая часть аэродинамической трубы включает камеру давления, перфорированные стенки на границах потока и шумоглушащие сетки. При этом шумоглушащие сетки с проницаемостью 5-70% размещены на неомываемой рабочим потоком стороне перфорированных стенок. Технический результат заключается в снижении фонового шума и устранении неблагоприятного влияния сетки на течение газа в рабочем потоке в трубе. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к испытаниям реактивных двигателей. Стенд для определения подъемной силы крыла, установленного на корпусе реактивного двигателя, содержит расположенную в аэродинамической трубе опорную стойку с подвижной платформой. Опорная стойка имеет шарнирно соединенные с ней звенья, обеспечивающие платформе с закрепленным на ней корпусом реактивного двигателя возможность вертикального перемещения при воздействии на крыло набегающего воздушного потока. Платформа имеет приспособление для зажима держателя корпуса реактивного двигателя. Система измерений содержит закрепленный на опорной стойке поворотный гидроцилиндр, соединенный штоком с одним из звеньев и шлангами с манометром. Изобретение направлено на повышение точности определения подъемной силы крыльев. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано для получения гиперзвукового потока углекислого газа в высокоэнтальпийных установках кратковременного действия типа импульсных аэродинамических труб с целью газотермодинамических исследований. Согласно способу осуществляют наполнение форкамеры исходным газом с заданными температурой и давлением, состоящим из смеси газов, в которой электродуговым разрядом инициируют экзотермическую реакцию. При этом концентрации оксида углерода и кислорода находятся в стехиометрическом соотношении, а изменением числа молей «n» углекислого газа обеспечивают регулирование температуры и давления образующегося рабочего газа с последующим его истечением из форкамеры после завершения реакции и принудительного вскрытия диафрагмы. Технический результат заключается в уменьшении энергозатрат на нагрев исходного газа, снятии ограничения по удельной энергии, вкладываемой в нагрев исходного газа, и снижении загрязнения полученного рабочего газа. 3 ил.

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА) и может быть использовано для проектирования аэродинамического теплового воздействия на головную часть (обтекатель) ракеты в наземных условиях. Предлагаемый способ воспроизведения аэродинамического нагрева дает возможность задать температурное поле элементов ЛА типа тел вращения с минимальными энергетическими затратами и с равномерным тепловым нагружением в сечениях изделия. Отличительными признаками способа является возможность задания температурного поля по высоте изделия, если известно значение температуры в одном сечении и геометрические размеры изделия. Способ включает условное разбиение поверхности изделия на сектора по окружности изделия, определения толщины секторов по электрическому сопротивлению, монтаж электропроводящего слоя на наружной поверхности изделия, расположение на изделии токоведущих шин и чехла из теплоизоляционного материала. Технический результат - повышение точности и достоверности результатов теплопрочностных испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов. 1 ил.

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов и может быть использовано при наземных испытаниях элементов летательных аппаратов. Заявленный способ включает зонный нагрев наружной поверхности изделия за счет контакта с нагревателем. Распределение температуры по высоте изделия задается электропроводящими секторами нагревателя разной толщины, которые соединены в электрическую цепь параллельно и сформированы за счет намотки токопроводящей нити под и (или) поверх электрических шин, размещенных на изделии вдоль образующих. Количество витков токопроводящей нити в каждом электропроводящем секторе выбирается по формуле: где Ni - количество витков в i-м секторе; U - напряжение на шинах; ρ - удельное сопротивление токопроводящего материала; Ri - наружный радиус изделия в i-м секторе; qi - требуемая плотность теплового потока в i-м секторе; Sn - площадь поперечного сечения токопроводящей нити; Δh - высота i-го сектора. Технический результат - устранение ограничений по заданию температурного поля на поверхности испытуемых объектов, высота которых меньше диаметра основания. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к аэродинамике летательных аппаратов сверхзвуковых и околозвуковых скоростей. Способ торможения сверхзвукового потока заключается в создании скачков уплотнения, движущихся относительно обтекаемой поверхности в направлении течения, со значениями скоростей меньшими разницы значений скоростей потока и скоростью звука перед скачками уплотнения. Движение скачков уплотнения осуществляют путем создания в потоке у обтекаемой поверхности поперечных волн, бегущих в направлении потока. Поперечные бегущие волны создают путем поперечных бегущих деформаций контура обтекаемой поверхности либо путем периодических, чередуемых отсоса и выдува воздуха из участков обтекаемой поверхности со сдвигом фаз отсоса и выдува между соседними участками обтекаемой поверхности. Изобретение направлено на уменьшение потерь полного давления. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к методике теплопрочностных испытаний носовых обтекателей и передних кромок воздухозаборника гиперзвуковых летательных аппаратов (далее ГЛА) с помощью инфракрасных нагревателей по программе гиперзвукового полета и касается способа создания большой величины плотности теплового потока (4-5 МВт/м2) и последующей передачи его на испытываемый объект в очень короткий срок (менее 0,1 с), в частности, на самую переднюю часть носового обтекателя или переднюю кромку воздухозаборника. Способ заключается в том, что с помощью автономного высокотемпературного нагревателя в специальной камере, расположенной перпендикулярно оси носовой части, накапливают тепловую энергию (тепловой поток), а затем через регулируемую диафрагму, определяющую распределение теплового потока по носку обтекателя, создают необходимую плотность теплового потока и совместно с боковыми нагревателями облучают этим тепловым потоком носовую часть обтекателя, раскрывая нижнюю стенку специальной камеры, находящейся непосредственно над фокусирующей диафрагмой и носком испытываемого обтекателя, причем нижняя стенка, состоящая из двух или нескольких частей, раскрывается со скоростью, обеспечивающей полетную скорость нарастания теплового потока на носке обтекателя совместно с боковыми нагревателями. Технический результат - обеспечение теплового удара на носок обтекателя, что имеет место при достижении гиперзвуковых скоростей полета и появлении сверхзвукового скачка в исключительно малый промежуток времени, упрощение процесса нагревания объекта, повышение достоверности и точности воспроизведения температурного поля. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к устройствам для изменения положения испытываемой модели в рабочей части аэродинамической трубы. Устройство содержит узел крепления державки для установки модели и три стойки, соединенные с одной стороны с шарнирами, установленными в двух точках, разнесенных по длине узла крепления державки, а с другой стороны - с тремя шарнирами, установленными на ползунах, размещенных на закрепленной в рабочей части продольной направляющей, и взаимодействующих с автономными приводами. Дополнительно оно снабжено дополнительной направляющей, установленной в рабочей части симметрично относительно вертикальной плоскости к основной, с дополнительными тремя ползунами и установленными на них дополнительными шарнирами, дополнительными шарнирами в двух точках на узле крепления державки, симметричными относительно вертикальной плоскости к основным, и дополнительными тремя стойками, соединяющими соответствующие дополнительные шарниры на узле крепления державки и ползунах. При этом соответствующие пары основных и дополнительных ползунов соединены перпендикулярными к вертикальной плоскости каретками, взаимодействующими с автономными приводами. Основной и дополнительный шарниры, размещенные на хвостовой части узла крепления державки, смещены по вертикали относительно продольной оси узла крепления державки на расстояние, соответствующее ее максимальному повороту в вертикальной плоскости. Части стоек, размещаемые в потоке аэродинамической трубы, выполнены обтекаемой формы, а части стоек, находящиеся вне потока и размещенные на одинаковых каретках, соединены перемычками. Технический результат заключается в повышении жесткости устройства и точности позиционирования модели в рабочей части аэродинамической трубы и расширении его функциональных возможностей. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к испытательной технике, в частности к испытательным стендам для аэродинамических испытаний транспортных средств, а именно к покрытиям стендов. Покрытие используется в испытательном стенде для аэродинамических измерений транспортных средств с, по меньшей мере, одним ленточным транспортером, проходящим, по меньшей мере, в области черного пола у передних и задних колес транспортного средства. При этом покрытие содержит множество опорных элементов, которые могут быть покрыты пластиковым материалом. Технический результат заключается в повышении прочности, упрощении ремонта и стойкости к загрязнениям. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и авиационно-космической отрасли промышленности и может быть использовано при проведении испытаний конструкции летательных аппаратов и их узлов из неметаллических материалов на тепловые, а также комплексные термовибрационные и термовакуумные воздействия. Заявленный способ теплового нагружения конструкций летательных аппаратов из неметаллических материалов включает зонный нагрев изделия и измерение температуры. Зонный нагрев изделия осуществляется бесконтактной передачей энергии переменным магнитным полем средней частоты, генерируемым индуктором, в промежуточный нагревательный элемент, выполненный из ферромагнитного материала, расположенный на поверхности изделия. Технический результат - повышение точности выполнения программ испытаний летательных аппаратов. 1 ил.

Наверх