Способ воспроизведения аэродинамического нагрева элементов летательных аппаратов
Владельцы патента RU 2773024:
Федеральное автономное учреждение "Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем", (ФАУ "ГосНИИАС") (RU)
Изобретение относится к наземным испытаниям элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на поверхности элементов ЛА, например обтекатели головок самонаведения авиационных ракет, антенные обтекатели, отсеки с ракетой, в наземных условиях. Предлагаемый способ воспроизведения аэродинамического нагрева элементов ЛА путем проведения теплового эксперимента на стенде с применением горячего кожуха включает в себя несколько циклов нагревания элементов ЛА подогретым воздушным потоком и лучистым тепловым потоком от горячего кожуха. Перед проведением теплового эксперимента рассчитывают температуру восстановления воздушного потока в полете и коэффициент теплоотдачи на стенде и в полете при условии, что коэффициент теплоотдачи на стенде меньше коэффициента теплоотдачи в полете, затем проводят первый цикл нагревания элементов ЛА при стендовом коэффициенте теплоотдачи и температуре восстановления подогретого воздушного потока равной температуре восстановления в полете. Особенностью предлагаемого способа является то, что первый цикл нагревания проводят при дополнительном условии проведения теплового эксперимента, согласно которому температура горячего кожуха равна температуре окружающей среды, воспринимающей тепловое излучение от элементов ЛА в полете. Причем в процессе первого цикла нагревания элемента ЛА измеряют температуру поверхности элемента ЛА. Затем проводят второй и последующие циклы нагревания подогретым воздушным потоком и лучистым тепловым потоком от горячего кожуха при неизменном стендовом коэффициенте теплоотдачи и температуре восстановления, равной температуре восстановления в полете с поддержанием температуры поверхности горячего кожуха, которую рассчитывают перед каждым текущим циклом нагревания элемента ЛА. Причем тепловой эксперимент завершают, когда измеренная температура элемента ЛА на текущем цикле нагревания будет отличаться от измеренной температуры элемента ЛА на предыдущем цикле нагревания не более чем на величину допускаемой погрешности измерения или температуры равны друг другу. Технический результат - повышение точности и достоверности воспроизведения теплового воздействия на поверхность элементов ЛА при аэродинамическом нагреве при снижении трудоемкости проведения эксперимента. 1 ил.
Изобретение относится к наземным испытаниям элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на поверхности элементов ЛА, например обтекатели головок самонаведения, авиационных ракет, антенные обтекатели, отсеки с ракетой, в наземных условиях.
Для проведения тепловых испытаний элементов ЛА в наземных условиях применяются различные установки: стенды радиационного нагрева, аэродинамические трубы, стенды тепловых испытаний на основе сжигания топлива в потоке воздуха [Полежаев Ю.В. и др. Материалы и покрытия в экстремальных условиях. В 3 т. Т. 3. Экспериментальные исследования. МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2002].
В практике наземных испытаний широко применяются стенды радиационного нагрева и/или нагрева ленточными нагревателями, особенно для случая тепловых испытаний при заданном температурном поле испытываемого объекта или при заданной величине теплового потока, поступающего на элементы ЛА в полете [патент RU 2571442 «Способ тепловых испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов», патент RU 2676385 «Способ управления нагревом при тепловых испытаниях антенных обтекателей ракет»].
Известен способ тепловых испытаний приборного отсека летательного аппарата [RU 2526406 «Способ тепловых испытаний приборного отсека летательного аппарата»], при котором тепловой эксперимент проводится в два этапа. На первом этапе проводят тепловое испытание фрагмента натурного теплоизоляционного пакета приборного отсека в термокамере с тепловым нагружением, соответствующим полетному, поддерживая на внешней поверхности теплоизоляции расчетные значения температуры, с одновременным созданием на внутренней поверхности теплоизоляционного пакета граничных условий теплообмена, имитирующих условия теплоотвода от оболочки корпуса внутрь приборного отсека. Затем по измеренным значениям температур внутренней поверхности теплоизоляционного пакета получают график зависимости температур корпуса приборного отсека от времени. На втором этапе корпус приборного отсека нагревают без теплоизоляции в соответствии с ранее полученным графиком изменения температур и одновременным замером температур газовой среды и аппаратуры приборного отсека, производящей тепловыделение в соответствии с полетной циклограммой.
Общим недостатком данных способов является необходимость заранее рассчитывать температуру элементов ЛА в исследуемых точках перед проведением теплового эксперимента, что в случае отсутствия сведений о теплофизических характеристиках материала осуществить с необходимой точностью невозможно.
Также для определения действительного температурного поля элементов ЛА испытания осуществляются в сверхзвуковых аэродинамических трубах с обеспечением режимов максимально приближенных к полетным [Баранов А.Н. и др. Статические испытания на прочность сверхзвуковых самолетов. - М. Машиностроение, 1974.]. Этот вид воспроизведения полетных тепловых режимов трудоемкий, требует больших трудозатрат, финансовых затрат и времени получения результатов.
Известен способ моделирования параметров среды при аэродинамическом нагреве элементов летательного аппарата (ЛА), в том числе теплозащитных материалов, в наземных условиях при обеспечении условий проведения теплового эксперимента аналогичных полетным. [CN 109029907 «Метод параметрического подобия для условий эксперимента по моделированию аэродинамической тепловой среды»].
Способ включает в себя расчет температуры восстановления воздушного потока в полете и коэффициента теплоотдачи в полете по известным формулам. Затем определяется плотность теплового потока на основе рассчитанного коэффициента теплоотдачи в полете. Температура поверхности элемента ЛА в полете определяется по законам теплопередачи, затем в процессе итерационного процесса за счет переменного коэффициента теплоотдачи на стенде, рассчитываемого до начала эксперимента на основе метода вычислительной гидродинамики, регулируется температура восстановления потока на стенде, по которой определяется плотность теплового потока на стенде.
Недостатком данного способа является то, что для расчета температуры поверхности элемента ЛА необходимо иметь информацию о теплофизических характеристиках материала элемента ЛА. А также из-за того, что температура восстановления воздушного потока на стенде меньше температуры восстановления воздушного потока в полете, поэтому невозможно обеспечить моделирование реальных условий полета, в связи с чем температурное поле элемента ЛА будет недостоверным.
Известен способ воспроизведения тепловых режимов летательного объекта при сверхзвуковых скоростях полета дозвуковым потоком подогретого воздуха с размещением исследуемого объекта в специально спрофилированный канал (кожух), при котором обеспечивается поступление в ракету теплового потока 
, равного полетному 
[Афанасьев В.А. Экспериментальная отработка космических летательных аппаратов М., МАИ, 1994].
; (1)
(2)
где
– коэффициент теплоотдачи на стенде и в полете;
– температура восстановления потока на стенде и в полете;
– температура поверхности ракеты на стенде и в полете;
– приведенная степень черноты поверхности ракеты на стенде и в полете;
σ - постоянная Стефана-Больцмана.
Равенство температур в сходственных точках ЛА на стенде и в полете достигается при испытаниях по данному способу при 
, 
, 
.
Недостатком данного известного способа тепловых испытаний является необходимость обеспечения равенства коэффициентов теплоотдачи и температур восстановления при 
, , что фактически требует создания аэродинамической трубы, обеспечивающей достижение чисел Рейнольдса и Маха, равных полетным, что является чрезвычайно сложной технической задачей при высокой стоимости.
Известен способ определения температурного поля элементов ЛА при аэродинамическом нагреве по патенту RU 2739524, включающий в себя несколько циклов нагревания элементов ЛА подогретым воздушным потоком. Перед проведением теплового эксперимента рассчитывают температуру восстановления воздушного потока в полете и коэффициенты теплоотдачи на стенде и в полете так, что коэффициент теплоотдачи на стенде меньше коэффициента теплоотдачи в полете. Первый цикл нагревания осуществляется при коэффициенте теплоотдачи, равном коэффициенту теплоотдачи на стенде, и температуре восстановления подогретого воздушного потока, равной температуре восстановления воздушного потока в полете, а последующие циклы нагревания проводятся при неизменном коэффициенте теплоотдачи и рассчитанной температуре восстановления подогретого воздушного потока. Причем время проведения каждого цикла нагревания элемента ЛА равно заданному времени полета, при этом тепловой эксперимент завершается, когда измеренная температура поверхности элемента ЛА на текущем цикле нагревания элемента ЛА будет отличаться от измеренной температуры поверхности элемента ЛА на предыдущем цикле нагревания элемента ЛА не более чем на величину допустимой погрешности системы измерения или температуры будут равны друг другу.
Реализация данного способа характеризуется тем, что на испытательный образец воздействуют тепловым потоком без учета влияния на температурное поле теплового излучения от окружающей среды с температурой 
, что приводит к погрешности в найденных температурах объекта испытаний. Недостатком данного способа моделирования аэродинамического нагрева является также необходимость создания потока с температурой 
, превышающей 
, что недопустимо при ограничениях воздействующих температур.
Представленный способ по технической сущности является наиболее близким к заявляемому изобретению и может выступать в качестве прототипа.
Технической задачей, на решение которой направлено данное изобретение, является создание способа воспроизведения аэродинамического нагрева элементов ЛА при полетах на сверхзвуковых скоростях, обеспечивающего определение в стендовых условиях с высокой точностью температурного поля элементов ЛА, например, обтекателей ракет, при заранее неизвестных теплофизических характеристиках материала (теплопроводность, удельная теплоемкость, температуропроводность).
Технический результат, на достижение которого направлено заявляемое изобретение, является повышение точности и достоверности воспроизведения теплового воздействия на поверхность элементов ЛА при аэродинамическом нагреве при снижении трудоемкости проведения эксперимента.
Заявленный технический результат достигается за счет реализации способа воспроизведения аэродинамического нагрева элементов ЛА путем проведения теплового эксперимента на стенде с применением горячего кожуха, в который помещают элемент ЛА, включающего в себя несколько циклов нагревания элементов ЛА воздушным потоком и лучистым тепловым потоком от горячего кожуха, при котором перед проведением теплового эксперимента рассчитывают температуру восстановления воздушного потока в полете и коэффициент теплоотдачи на стенде и в полете при условии, что коэффициент теплоотдачи на стенде меньше коэффициента теплоотдачи в полете, затем проводят первый цикл нагревания элементов ЛА при стендовом коэффициенте теплоотдачи и температуре восстановления подогретого воздушного потока равной температуре восстановления воздушного потока в полете.
Особенностью предлагаемого способа является то, что первый цикл нагревания проводят при дополнительном условии проведения теплового эксперимента, согласно которому температура горячего кожуха 
равна температуре окружающей среды, воспринимающей тепловое излучение от элементов ЛА в полете, причем в процессе первого цикла нагревания элемента ЛА измеряют температуру поверхности элемента ЛА, затем проводят второй и последующие циклы нагревания подогретым воздушным потоком и лучистым тепловым потоком от горячего кожуха при неизменном стендовом коэффициенте теплоотдачи и температуре восстановления, равной температуре восстановления в полете с поддержанием температуры поверхности горячего кожуха, которую рассчитывают перед каждым текущим циклом нагревания элемента ЛА по формуле:
(3)
на основе температуры поверхности элемента ЛА, которую измеряют на предыдущем цикле нагревания элемента ЛА с учетом температуры горячего кожуха, полученной на предыдущем цикле нагревания,
где
n – цикл нагревания элемента ЛА воздушным потоком и лучистым тепловым потоком от горячего кожуха, n=1…N;
– температура горячего кожуха на n-м цикле нагревания элемента ЛА;
– температура горячего кожуха на (n-1) цикле нагревания элемента ЛА;
– температура восстановления в полете;
– разница между коэффициентами теплоотдачи в полете и на стенде;
– температура наружной поверхности элемента ЛА, измеренная на (n-1) цикле нагревания элемента ЛА;
σ – постоянная Стефана-Больцмана (5,67*10-8 Вт/(м2*К4);
– приведенная степень черноты,
причем тепловой эксперимент завершают, когда измеренная температура элемента ЛА на текущем цикле нагревания будет отличаться от измеренной температуры элемента ЛА на предыдущем цикле нагревания не более чем на величину допускаемой погрешности измерения или температуры равны друг другу.
Таким образом, при испытаниях по предлагаемому способу достигается равенство температур на стенде и полете методом последовательных приближений за счет компенсации уменьшенной интенсивности конвективного теплового потока (коэффициент теплоотдачи на стенде меньше полетного) увеличением лучистого теплового потока от нагретого кожуха, при этом выполняется равенство теплового потока, поступающего на элемент ЛА, например, обтекатель ракеты на стенде и в полете. Расчет требуемой температуры кожуха осуществляется на основе измеренной температуры поверхности обтекателя ракеты на предыдущем цикле нагревания при известной температуре восстановления, полетном и стендовом коэффициенте теплоотдачи, приведенной степени черноты поверхности элемента ЛА.
На фиг.1 представлена схема установки для воспроизведения аэродинамического нагрева испытываемого образца ЛА, в качестве которого представлен обтекатель ракеты, где 1 – горячий кожух; 2 – обтекатель ракеты; 3 – нагнетатель воздуха с подогревателем; 4 – датчики температуры (термопреобразователи сопротивления, термопары); 5 – система регистрации параметров; 6 – инфракрасные лампы; 7 – система охлаждения; 8 – система управления нагревом; 9 – основание; 10 – силовой пол.
Воспроизведение аэродинамического нагрева элементов ЛА по данному изобретению производится следующим образом (фиг. 1).
Тепловой эксперимент проводится на тепловом стенде, так что в горячий кожух (1) помещают испытательный образец, в качестве которого может выступать обтекатель ракеты (2), который подвергают нескольким циклам нагревания конвекцией от воздуха при помощи нагнетателя воздуха с подогревателем (3) и лучистым тепловым потоком от горячего кожуха (1), температура которого изменяется за счет инфракрасных ламп (6) с системой охлаждения (7). На основе данных, снимаемых с датчиков температуры (4) в контрольных точках, система регистрации параметров (5) подает управляющее воздействие на систему управления нагревом (8).
В качестве нагнетатель воздуха (3) могут выступать турбореактивные двигатели, газоплазменные нагреватели, жидкостные реактивные двигатели, электродуговые нагреватели, прямоточные реактивные двигатели и др.
Обоснование предлагаемого способа тепловых испытаний основано на следующем.
Следует отметить, что в качестве испытательного образца рассматривается обтекатель ракеты.
Полетное (искомое) значение температуры обтекателя ракеты 
и стендовое (экспериментальное) 
свяжем с помощью ряда Тейлора:
(4)
где
- температура обтекателя ракеты при нагреве его потоком с стендовым коэффициентом теплообмена 
, при 
, 
, первое приближение к (первый цикл нагревания), - температура окружающей среды;
;
Температурное поле обтекателя ракеты на стенде при его нагреве воздушным потоком с и 
и лучистым тепловым потоком с 
и 
- первое приближение к , описывается системой уравнений:
; (5)
; (6)
; (7)
; (8)
где
с, ρ(r) – теплоемкость и коэффициент теплопроводности материала обтекателя ракеты;
R – внешний радиус элемента ракеты (обтекатель ракеты);
r – поперечная координата;
- температура поверхности обтекателя ракеты.
Продифференцировав систему (4-7) по 
и выполнив ряд преобразований с учетом, что вторым приближением к будет:
(9)
получим систему уравнений в виде:
(10)
(11)
; (12)
; (13)
где
(14)
Из равенства (9) и системы (10-14) следует, что эта система описывает температурное поле обтекателя ракеты во втором приближении (второй цикл нагревания).
Следовательно, нагревая объект испытаний потоком с и температурой , температурой кожуха 
(14), получим температурное поле 
(в том числе и
) во втором приближении.
В общем случае, повторив вышеизложенную методологию n раз, придем к системе уравнений:
(15)
(16)
; (17)
; (18)
где
(19)
Система уравнений (15-19) определяет натурное температурное поле обтекателя ракеты в (n-1) –м приближении.
Таким образом, натурное температурное поле обтекателя ракеты при испытаниях определяется следующим образом:
- первый цикл нагревания (из n циклов, n=1…N) с , , 
, в результате эксперимента определяется температура обтекателя ракеты в первом приближении ;
- второй цикл нагревания с , и 
, в результате эксперимента определяется температура обтекателя ракеты во втором приближении ;
- n-ый цикл нагревания с , и 
, в результате эксперимента находится температура обтекателя ракеты в n-ом приближении к .
Количество циклов нагреваний обтекателя ракеты определяется из условия, что измеренная температура поверхности обтекателя ракеты на текущем цикле нагревания обтекателя ракеты будет отличаться от измеренной температуры поверхности обтекателя ракеты на предыдущем цикле нагревания не более чем на величину допустимой погрешности системы измерения или температуры будут равны друг другу.
Способ воспроизведения аэродинамического нагрева элементов летательных аппаратов (ЛА) путем проведения теплового эксперимента на стенде, включающий в себя несколько циклов нагревания элементов ЛА подогретым воздушным потоком, при котором перед проведением теплового эксперимента рассчитывают температуру восстановления воздушного потока в полете и коэффициент теплоотдачи на стенде и в полете при условии, что коэффициент теплоотдачи на стенде меньше коэффициента теплоотдачи в полете, затем проводят первый цикл нагревания элементов ЛА при стендовом коэффициенте теплоотдачи и температуре восстановления подогретого воздушного потока, равной температуре восстановления воздушного потока в полете, отличающийся тем, что тепловой эксперимент проводят с применением горячего кожуха, в который помещают элемент ЛА, для дополнительного нагревания элементов ЛА лучистым тепловым потоком при условии, что первый цикл нагревания проводят при температуре горячего кожуха, равной температуре окружающей среды, воспринимающей тепловое излучение от элементов ЛА в полете, причем в процессе первого цикла нагревания элемента ЛА измеряют температуру поверхности элемента ЛА, затем проводят второй и последующие циклы нагревания подогретым воздушным потоком и лучистым тепловым потоком от горячего кожуха при неизменном стендовом коэффициенте теплоотдачи и температуре восстановления, равной температуре восстановления в полете с поддержанием температуры поверхности горячего кожуха, которую рассчитывают перед каждым текущим циклом нагревания элемента ЛА по формуле:
на основе температуры поверхности элемента ЛА, которую измеряют на предыдущем цикле нагревания элемента ЛА с учетом температуры горячего кожуха, полученной на предыдущем цикле нагревания,
где n - цикл нагревания элемента ЛА воздушным потоком и лучистым тепловым потоком от горячего кожуха, n=1…N;
- температура горячего кожуха на n-м цикле нагревания элемента ЛА;
- температура горячего кожуха на (n-1) цикле нагревания элемента ЛА;
- температура восстановления в полете;
- разница между коэффициентами теплоотдачи в полете и на стенде;
- температура наружной поверхности элемента ЛА, измеренная на (n-1) цикле нагревания элемента ЛА;
σ - постоянная Стефана-Больцмана (5,67*10-8 Вт/(м2*К4);
- приведенная степень черноты,
причем тепловой эксперимент завершают, когда измеренная температура элемента ЛА на текущем цикле нагревания будет отличаться от измеренной температуры элемента ЛА на предыдущем цикле нагревания не более чем на величину допускаемой погрешности измерения или температуры равны друг другу.
