Способ управления нагревом при тепловых испытаниях антенных обтекателей ракет

Изобретение относится к области тепловых испытаний летательных аппаратов и может быть использовано при наземных испытаниях антенных обтекателей ракет. Предложен способ управления нагревом при тепловых испытаниях антенных обтекателей ракет, включающий зонный нагрев поверхности обтекателя регулируемыми электрическими нагревателями и измерение в каждой зоне датчиками теплового потока величины подводимого к обтекателю теплового потока. Причем управление и контроль радиационным нагревом производится по величине плотности теплового потока или излучательной мощности нагревателя, создаваемого в каждой зоне нагрева и равного плотности теплового потока или количеству тепла, подводимого к обтекателю в полете. Заявленный способ включает управление нагревом как в автоматическом режиме по датчику теплового потока, так и по программе изменения плотности теплового потока или мощности нагревателей в каждой нагревательной панели. Технический результат - повышение точности проводимых тепловых испытаний антенных обтекателей ракет за счет полной имитации условий полета обтекателя по плотности теплового потока или по количеству подводимого тепла в процессе испытаний и отсутствие необходимости в расчете и замере температур для управления. 2 з.п. ф-лы.

 

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

Испытания на тепловом стенде являются частью статических испытаний летательных аппаратов и их проводят с целью получения данных о фактической прочности антенных обтекателей ракет от действия аэродинамических силовых и тепловых нагрузок, максимально приближенных к условиям реального полета и осуществляют на специальных теплопрочностных стендах, имитирующих какой-либо расчетный случай полета: старт ракеты, разгон до сверхзвуковых скоростей, маршевый режим полета, различные маневренные режимы или один общий режим полета.

Известен способ испытания и воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на антенный обтекатель ракеты в наземных условиях на теплопрочностном стенде (Испытания летательных аппаратов (беспилотные летательные аппараты) / П.П. Афанасьев, В.В. Буркин, А.Н. Геращенко, И.С. Голубев, В.В. Доронин, И.П. Кириллов, С.Б. Левочкин, С.С. Левочкин, С.Г. Парафесь. - Калуга: ИП Стрельцов И.А. (Издательство «Эйдос»), 2015, стр. 246).

На стенде с шестью раздельными нагревательными панелями радиационного (лучистого) нагрева на основе галогенных ламп накаливания, контроль температуры в зонах нагрева осуществляется с помощью измерительных преобразователей (термопар), устанавливаемых на поверхность обтекателя в каждой регулируемой зоне и их количество равно, количеству независимых нагревательных панелей. Управление нагревом на таком стенде производят в автоматическом режиме по заданной температуре и ее сравнению с измеренной на обтекателе с помощью термопары.

Недостатком этого способа является необходимость расчета температуры на поверхности обтекателя в отдельных его точках (точки управления нагревом) от воздействия теплового потока в реальном полете, что приводит к ошибкам при расчете этих температур, а также к значительным погрешностям при измерении температуры на поверхности обтекателя с помощью термопары, особенно в процессе быстрого нагрева (стартовый режим полета).

Известен способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов (патент РФ №2517790, МПК G01M 9/04, G01N 25/72, опубл. 27.05.2014), который включает 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 в процессе нагрева.

Недостатками этого способа являются ограниченное применение при воспроизведении полного аэродинамического теплового воздействия на испытуемый обтекатель, невозможность реализовать задание поперечных нагрузок (изгибающих моментов), действующих на обтекатель.

Известен способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов (патент РФ №2456568, МПК G01M 9/04, G01N 25/72, опубл. 20.07.2012), который включает зонный нагрев обтекателя и измерение температуры, причем нагрев обтекателя осуществляют за счет контакта нагревателя с его наружной поверхностью, а распределение температуры по высоте обтекателя задают электропроводящими секторами нагревателя разной толщины, соединенными в электрическую цепь последовательно.

Недостатками этого способа является то, что способ нагрева подразумевает также управление нагревом по величине температуры на поверхности обтекателя в отдельных его точках и соответствия ее расчетной величине.

Наиболее близким по технической сущности является способ задания тепловых режимов керамических обтекателей ракет (патент РФ №2451971, МПК G05D 23/19, B64G 7/00, G01N 17/00, опубл. 27.05.2012), 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, а температуру для каждой зоны нагрева при постоянной плотности теплового потока задают по расчетной формуле с учетом степени черноты поверхности в этих зонах.

К недостаткам этого способа относится то, что этот способ задания тепловых режимов подразумевает управление нагревом по величине температуры на поверхности обтекателя в отдельных его точках, а также использование покрытий изменяющих степень черноты поверхности натурного обтекателя, т.е. испытанию подвергается конструкция не соответствующая реальной и погрешности по величине подводимого теплового потока, возникающие при этом, весьма существенны, а точность воспроизведения тепловых нагрузок, возникающих в реальном полете антенного обтекателя, весьма низкая.

Техническим результатом изобретения является увеличение точности проводимых тепловых испытаний антенных обтекателей ракет, имитирующих тепловое нагружение обтекателя, максимально приближенное к условиям нагрева, возникающее в реальном полете.

Указанная задача решается тем, что способ управления и контроля нагревом при тепловых испытаниях антенных обтекателей ракет, включающий зонный нагрев поверхности обтекателя регулируемыми электрическими нагревателями, отличающийся тем, что предварительно на макетных обтекателях, полностью соответствующих летному экземпляру, включая степень черноты поверхности, производят тарирование теплового потока в каждой зоне нагрева и величины управляющего сигнала, подаваемого на специальный регулятор напряжений для конкретной панели, путем измерения датчиками теплового потока величины подводимой к обтекателю теплового потока и связанного с ним величины управляющего сигнала или величины мощности нагревательной панели или напряжения подаваемого на панель и получают зависимость управляющего сигнала нагревательной панели и плотности теплового потока, или электрического напряжения подаваемого на панель, или электрической мощности, а управление и контроль радиационным нагревом во время испытания реального обтекателя производят по величине плотности теплового потока, создаваемого в каждой управляемой зоне нагрева, в каждый момент времени и равного плотности теплового потока, подводимого к обтекателю в эти же моменты времени в этих же зонах для конкретного режима полета ракеты.

При таком способе управления нагревом обтекателя совершенно не используется значение температуры и соответственно ее измерение термопарой, и исчезают, связанные с этим источники ошибок. Необходимо иметь ввиду, что ошибки показаний (измерений) термопар значительны, особенно на переходных режимах нагрева, в силу инерционности термопары, и большой зависимости их от условий заделки на стенке обтекателя и как экспериментально установлено, находятся в интервале от -150°С до +200°С. Таким образом, неточно вычисленные температуры затем используются для управления нагревом обтекателя со своими ошибками их неточного замера управляющих термопар на обтекателе и соответственно ошибочного теплового нагружения при испытании, которое превышает на переходных режимах необходимые величины по количеству тепла в 2-3 раза (перегрев конструкции).

Вместе с тем, необходимо иметь ввиду, что источником аэродинамического нагревания антенного обтекателя ракеты при сверхзвуковых режимах полета, является пограничный слой, в котором вследствие торможения потока воздуха его кинетическая энергия переходит в тепловую, в соответствии с законами газовой динамики.

В настоящее время существует довольно точная методика и вычислительная программа «АЭРО», а также длительный опыт ее применения, которые стали уже своеобразным стандартом в авиационной отрасли. (Юдин В.М. Комплекс программ рассчета параметров аэродинамического теплообмена на поверхности конструкций летательных аппаратов. - М., ЦАГИ: НПЦ «Вега-94», НТО, 2003. - 39 с.) Данную программу применяют для расчета параметров теплового потока, воздействующего на конструкцию ракеты при сверхзвуковых скоростях полета до скоростей (5-10)Маха. Вычисление осуществляют при заданных скорости, высоты и длительности полета, а также при заданной геометрической форме головной части (обтекателя) ракеты на всех режимах полета. При этом необходимо отметить, что вычисляемые параметры теплового потока не зависят от материала обтекателя, а только от геометрии его формы и применимы ко всем конструкциям обтекателей данного типоразмера и режима полета.

В программе «АЭРО» также вычисляются температуры на поверхности обтекателя в разных его точках по высоте обтекателя в процессе полета, но для этого уже необходимо задание теплофизических свойств материала обтекателя, тем самым расчеты по вычислению температуры на поверхности обтекателя строго привязаны к конкретному обтекателю, с конкретными свойствами его материала и даже степенью черноты поверхности.

Важно отметить, что физические законы конвективного (в полете) и лучистого (на испытательном стенде) теплообменов различны. Чтобы правильно воспроизвести в лабораторных условиях тепловую нагрузку на поверхность обтекателя, если он полностью соответствует летному экземпляру, включая степень черноты поверхности, необходимо воспроизвести плотность теплового потока, поступающего от пограничного слоя к обтекателю в полете. При таком способе исключается необходимость в расчете температур (источник погрешностей) на поверхности обтекателя и использование термопары (дополнительный источник погрешностей) для целей управления и, тем самым, существенно уменьшатся ошибки и повысится точность испытания.

Управление нагревом может осуществляться в полностью автоматическом режиме с обратной связью по датчику теплового потока или в полуавтоматическом режиме по заданной программе управляющего сигнала регулятора напряжений нагревательной панели. Последний способ более точен, не вносятся погрешности от помех, так как не используется обратная связь. Для этого, на макетном обтекателе, необходимо установить необходимое количество датчиков теплового потока и произвести тарировку плотности теплового потока подводимого к обтекателю, для каждой нагревательной панели, от величины управляющего сигнала, подаваемого на регулятор напряжения и соответственно требуемое напряжение на эту панель. Кроме того, необходимо определить коэффициент потерь на каждой нагревательной панели для конкретного обтекателя (его размеров, геометрии и положения относительно нагревательных панелей):

Kp=Wоб/Wнг,

где Wоб - плотность теплового потока, подведенная к стенке обтекателя, Wнг - плотность теплового потока, излучаемая панелью нагревателя, (Kр) - коэффициент рассеяния (или потерь) тепла на нагревательной панели значение которого находится в интервале (0,5-1,5).

Таким образом, величина коэффициента рассеяния (Kр) характеризует нагревательную панель и возможные потери мощности (или наоборот ее увеличение), при неизменных параметрах на стенде и наличии отражающих теплозащитных покрытий на стенде. Излучательную мощность (номинальную) каждой панели (Wнг) можно вычислить по количеству ламп N, их номинальной мощности Qл, номинального (паспортного) напряжения Uном и подведенного напряжения на панель Uнг

Wнг=N*Qл*(Uнг/Uном)

Таким образом, зная расчетную плотность теплового потока во времени, подводимую к обтекателю в полете для конкретной зоны W(t), и используя тарировочную зависимость, можно вычислить требуемое напряжение Uнг(t) на каждой панели в каждый момент времени (t) и осуществлять, тем самым, управление нагревом на стенде по плотности теплового потока W(t) и показаниям датчика теплового потока (обратная связь) в автоматическом режиме

Uнг(t)=(Kр*W(t)*Uном)/(N*Qл)

Вместе с тем, зная распределение расчетной плотности теплового потока, подводимое к обтекателю в полете в каждой точке обтекателя по высоте (z) и окружности (f) в каждый момент времени (t)-W (z, f, t), можно вычислить общую суммарную (интегральную) мощность подведенного тепла в полете к каждой его зоне и ко всему обтекателю, соответствующие зонам нагрева (панелям), путем суммирования по площади обтекателя в конкретной зоне и для всего обтекателя - Qобт(t)

(Qoбт(t))i=Σ(W(z,f,t)*Δz*Δf)

Qoбт(t)=Σ((Qобт(t))i)

Таким образом, зная плотность теплового потока и вычислив общую мощность тепла, подводимого в полете к обтекателю и к каждой его зоне, можно также управлять нагревом на стенде по величине этой мощности (Qобт(t))i в каждый момент времени для каждой конкретной зоны, подавая необходимое напряжение Uнг(t) на панель нагревателя или по соответствующей величине управляющего сигнала на регулятор напряжения, используя тарировочную зависимость. Причем, в этом случае нагрев может осуществляться по заданной программе нагрева и отсутствует обратная связь по датчику теплового потока, который только регистрирует подведенную мощность (дополнительный контроль испытаний по теплу).

Предложенный способ управления нагревом был реализован на стенде нагрева на натурном обтекателе, путем ведения нагрева, соответствующего одному из реальных режимов полета, по управляющему сигналу (заданной программе нагрева) для четырех нагревательных панелей, показал эффективность и применимость предлагаемого способа управления нагревом при испытании, существенно повысил точность проводимых испытаний, максимально приблизив их к реальным условиям теплового нагружения обтекателя в полете.

1. Способ управления нагревом при тепловых испытаниях антенных обтекателей ракет, включающий зонный нагрев поверхности обтекателя регулируемыми электрическими нагревателями, отличающийся тем, что предварительно на макетных обтекателях, полностью соответствующих летному экземпляру, включая степень черноты поверхности, производят тарирование теплового потока в каждой зоне нагрева и величины управляющего сигнала, подаваемого на специальный регулятор напряжений для конкретной панели, путем измерения датчиками теплового потока величины подводимого к обтекателю теплового потока и величины связанного с ним управляющего сигнала или величины мощности нагревательной панели или напряжения, подаваемого на панель, и получают зависимость управляющего сигнала нагревательной панели и плотности теплового потока, или электрического напряжения, подаваемого на панель, или электрической мощности, а управление и контроль радиационным нагревом во время испытания реального обтекателя производят по величине плотности теплового потока, создаваемого в каждой управляемой зоне нагрева в каждый момент времени и равного плотности теплового потока, подводимого к обтекателю в эти же моменты времени в этих же зонах для конкретного режима полета ракеты; или управление радиационным нагревом на каждой панели в каждый момент времени производят по величине излучательной мощности этой панели, которая равна интегральной величине количества тепла, подводимого к обтекателю в полете в этой же зоне

Qнг(t)=Qоб(t)/Kp,

где Qоб(t) - количество тепла, подводимое к стенке обтекателя в полете для конкретной зоны в момент времени (t); Qнг(t) - величина излучательной мощности нагревателя панели для этой же зоны в момент времени (t); Kр - коэффициент потерь тепла нагревательной панели, который определяется экспериментально и принимает значения в интервале Kр=(0,5-1,5), причем суммарное количество тепла, подводимое к обтекателю всеми нагревательными панелями стенда в каждый момент времени в процессе режима нагрева, должно быть не менее того количества тепла, которое получает обтекатель в каждый момент времени конкретного режима полета.

2. Способ управления нагревом при тепловых испытаниях антенных обтекателей ракет, по п. 1, отличающийся тем, что при использовании в нагревательных панелях ламп накаливания управление радиационным нагревом на каждой панели в каждый момент времени для каждой конкретной зоны нагрева производят по величине подведенного электрического напряжения на каждую панель

Uнг(t)=(Kр * Q(t) * Uном) / (N * Qл),

где N - количество ламп в панели; Uном и Qл - номинальное (паспортное) напряжение и мощность ламп накаливания в панели.

3. Способ управления нагревом при тепловых испытаниях антенных обтекателей ракет по пп. 1 и 2, отличающийся тем, что управление нагревом осуществляют с использованием тарировочной зависимости управляющего сигнала нагревательной панели и плотности теплового потока, или электрического напряжения, подаваемого на панель, или электрической мощности, по заданной программе испытаний и требуемой плотности теплового потока, подводимого к обтекателю в полностью автоматическом режиме с обратной связью по замеряемой датчиком теплового потока величине плотности теплового потока или по замеряемой электрической мощности или по замеряемому электрическому напряжению, в полуавтоматическом режиме по заданной программе управляющего сигнала на каждую нагревательную панель или в ручном режиме по показанию замеряемой датчиком теплового потока величине плотности теплового потока или по замеряемой электрической мощности или по замеряемому электрическому напряжению.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к области измерительной техники и может быть использована для контроля качества композитных броневых преград на основе результатов теплового контроля при попадании поражающего элемента в броневую преграду.
Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на обтекатель летательного аппарата в наземных условиях. Заявленный способ теплового нагружения обтекателей летательных аппаратов из неметаллических материалов включает нагрев наружной поверхности обтекателя и измерение температуры.

Группа изобретений относится к области неразрушающего контроля и может быть использована для идентификации близких к поверхности дефектов в контролируемом объекте.

Изобретение относится к прогнозированию и управлению состоянием буровой площадки. Техническим результатом является повышение эффективности прогнозирования и управления состоянием буровой площадки.

Изобретения относятся к измерительной технике. Способ заключается в измерении местоположения по глубине преграды слоя нитей, имеющих наибольшее энергопоглощение.

Группа изобретений относится к области неразрушающего контроля и может быть использована для идентификации близких к поверхности дефектов в контролируемом объекте.

Изобретение относится к области контроля технологических процессов и касается диагностического устройства для обнаружения состояния технологического трубопровода.

Изобретение относится к кабельным сетям и может быть использовано для предотвращения распространения пожара в смежные помещения через кабельные уплотнительные коробки (герметичный ввод, гермоввод, кабельные коробки), например, на морских судах.

Изобретение относится к технике для проведения испытаний, а именно для исследования устойчивости к воздействию резких температурных колебаний, и может быть использовано при испытаниях на термоудар приборов космического назначения.

Изобретение относится к области контроля качества изделий и касается установки неразрушающего контроля. Установка предназначена для неразрушающего контроля деталей газотурбинного двигателя и выполнена с возможностью проведения контроля места соединения между основным материалом, сформированным из армированного волокном материала, и металлическим соединяемым материалом.
Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на обтекатель летательного аппарата в наземных условиях. Заявленный способ теплового нагружения обтекателей летательных аппаратов из неметаллических материалов включает нагрев наружной поверхности обтекателя и измерение температуры.
Изобретение относится к области сертификационных испытаний авиационной техники и, в частности, к технологии имитации атмосферного облака, а также имитации перемежающейся облачности при испытаниях противообледенительных систем основных узлов летательного аппарата и его двигателя на наземных стендах.

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний и предназначено для использования в аэродинамических трубах для формирования градиента скорости воздушного потока.

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно к воспроизведению тепловых режимов головной части (обтекатель) ракеты в наземных условиях.

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно к воспроизведению тепловых режимов головной части (обтекатель) ракеты в наземных условиях.

Изобретение относится к испытательной технике, в частности к испытательным стендам для аэродинамических испытаний транспортных средств, а именно к покрытиям стендов.

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к устройствам для изменения положения испытываемой модели в рабочей части аэродинамической трубы.

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.

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.

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов и может быть использовано при наземных испытаниях элементов летательных аппаратов.

Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на головную часть обтекателя ракеты в наземных условиях. Предложен способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов, включающий зонный нагрев обтекателя контактным нагревателем в виде электропроводящих секторов, соединенных в электрическую цепь последовательно, координаты которых заданы относительно вершины обтекателя и измерение температуры. Причем электрическое сопротивление электропроводящего сектора определяется относительно вершины обтекателя по формуле: где Rn - электрическое сопротивление нагревателя; qn-i - плотность теплового потока от нагревателя на (n-i)-м участке наружной поверхности обтекателя; Sn-i - площадь поверхности (n-i)-го участка обтекателя; Р - мощность нагревателя. Технический результат - повышение точности воспроизведения температурного поля на поверхности обтекателей ракет из неметаллических материалов и упрощение технологии изготовления контактных нагревателей. 1 ил.

Изобретение относится к области тепловых испытаний летательных аппаратов и может быть использовано при наземных испытаниях антенных обтекателей ракет. Предложен способ управления нагревом при тепловых испытаниях антенных обтекателей ракет, включающий зонный нагрев поверхности обтекателя регулируемыми электрическими нагревателями и измерение в каждой зоне датчиками теплового потока величины подводимого к обтекателю теплового потока. Причем управление и контроль радиационным нагревом производится по величине плотности теплового потока или излучательной мощности нагревателя, создаваемого в каждой зоне нагрева и равного плотности теплового потока или количеству тепла, подводимого к обтекателю в полете. Заявленный способ включает управление нагревом как в автоматическом режиме по датчику теплового потока, так и по программе изменения плотности теплового потока или мощности нагревателей в каждой нагревательной панели. Технический результат - повышение точности проводимых тепловых испытаний антенных обтекателей ракет за счет полной имитации условий полета обтекателя по плотности теплового потока или по количеству подводимого тепла в процессе испытаний и отсутствие необходимости в расчете и замере температур для управления. 2 з.п. ф-лы.

Наверх