Способ теплового нагружения конструкций летательных аппаратов из неметаллических материалов



Способ теплового нагружения конструкций летательных аппаратов из неметаллических материалов
Способ теплового нагружения конструкций летательных аппаратов из неметаллических материалов

 


Владельцы патента RU 2534362:

Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" (RU)

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.
Наверх