WO2020096477A1 - Термодинамический стенд для моделирования аэродинамического нагрева - Google Patents

Термодинамический стенд для моделирования аэродинамического нагрева Download PDF

Info

Publication number
WO2020096477A1
WO2020096477A1 PCT/RU2018/000732 RU2018000732W WO2020096477A1 WO 2020096477 A1 WO2020096477 A1 WO 2020096477A1 RU 2018000732 W RU2018000732 W RU 2018000732W WO 2020096477 A1 WO2020096477 A1 WO 2020096477A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
reflector
heating
vacuum chamber
temperature
glass
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Ceased
Application number
PCT/RU2018/000732
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
WO2020096477A8 (ru
Inventor
Дмитрий Вячеславович ФЕДОТОВ
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Individual
Original Assignee
Individual
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Individual filed Critical Individual
Priority to PCT/RU2018/000732 priority Critical patent/WO2020096477A1/ru
Publication of WO2020096477A1 publication Critical patent/WO2020096477A1/ru
Publication of WO2020096477A8 publication Critical patent/WO2020096477A8/ru
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G7/00—Simulating cosmonautic conditions, e.g. for conditioning crews
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels

Definitions

  • Thermodynamic bench for modeling aerodynamic heating is thermodynamic bench for modeling aerodynamic heating.
  • the device relates to ground-based bench tests of aerospace engineering and is intended for high-temperature testing of aircraft, machine parts, their structural materials and other bodies moving at hypersonic speeds.
  • the described invention allows to carry out high-temperature tests using infrared (IR) heating, as a whole object, as well as more detailed studies of a separate group of critical points subject to the most active influence of temperature and mechanical pressure, which are characteristic of movement at hypersonic speed.
  • IR infrared
  • Hypersonic speed flight is part of the supersonic flight mode and is carried out in a supersonic gas flow.
  • the supersonic model of aircraft motion fundamentally differs from the subsonic dynamics of the interaction and loading of the aircraft at speeds above the speed of sound (above 1.2 M).
  • the lower boundary of such a flight is usually associated with the onset of the processes of ionization and dissociation of molecules in
  • hypersonic speed is the recreation of conditions characteristic of speeds at large Mach numbers.
  • the proportion of radiation is the proportion of radiation
  • the essence of the invention lies in the fact that inside the vacuum chamber are installed the heating units of the IR heating unit with the test object (OI) inside and a flexible concentrator of radiant energy with a given curvature (options are provided with a reflector outside the vacuum chamber).
  • the focal length of the flexible reflector is adjusted before the experiment so that the hybrid shape of the reflecting surface concentrates most of the non-parallel rays that fell on it in focus, and the resulting aberrations around the focus cover the region of critical points of the optical radiation.
  • This area abuts against heat-resistant glass (from silicon, diamond, germanium or chalcogenide glass), which transmits a wide range of infrared waves.
  • the OI is connected to the rod of the rotary pusher, which rotates or rotates the object
  • Heat-resistant glass is mounted on the reflector or in the wall of the vacuum chamber with
  • a special device with a set of pressure sensors, on which a nozzle is also attached, connected by a pipeline with cylinders and a compressor to create high-pressure gas.
  • a protective shutter with a drive, the opening and closing time of which is seconds.
  • thermocouples are installed on the surface and inside the apparatus before its tests, and non-contact pyrometers are placed behind the reflector mirror, which can be sent to the focal length of the flexible reflector specified by the experiment and the shape of the OI.
  • non-contact pyrometers are placed behind the reflector mirror, which can be sent to the focal length of the flexible reflector specified by the experiment and the shape of the OI.
  • an accelerometer is attached to the stem or to the model itself in addition to the pressure sensors in the device for
  • This method includes the generation of high pressure gas from liquid gas by gasifying it, regulating the pressure and heating the gas, cooling the walls of the nozzle, the working part and
  • the disadvantages of this invention are the large size, high costs of heating the working gas in the nozzle, maintaining the vacuum in the vacuum chamber, where the gas is supplied and subsequent cooling of the gas mixture and the difficulty in modeling the oxidizing medium, since the blowing is carried out by high pressure gas.
  • test sample in addition to blowing is subjected to radiation heating, which when hypersonic motion in accordance with
  • Known invention (patent RU 2562277), implemented by the device Block simulator of temperature fields, which consists of infrared tube emitters and reflector and is designed to provide reproduction of non-stationary temperature fields in the tested structures of aerospace aircraft (VKS).
  • VKS aerospace aircraft
  • the disadvantage of this invention is the lack of airflow, focused effects on a specific area of the test object, as well as on the block simulating temperature fields, it is impossible to simulate the effect of pressure on the area of critical points. But at the same time, a similar design of the blocks of heating elements can be used in sections of the heating modules of the present invention, as a prototype for reproducing non-stationary temperature fields, and the cooling system of reflectors is also applicable to
  • a known method of setting the thermal conditions of ceramic rocket fairings during radiation heating uses automatic temperature control by a finite number of points and changes in optical properties on the rest of the heated surface of the fairing by applying a coating consisting of two components.
  • the degree of blackness of one of these components is more than twice the degree of blackness of the other and amounts to 0.8 - 0.9, and the temperature for each heating zone at a constant heat flux density is set by calculation.
  • This method in comparison with the presented device has a significant drawback in that it is used exclusively for modeling the radiation heating of ceramic fairings.
  • the invention is known (patent RU 2172709), implemented by a bench for thermal testing of space objects, in which the test object is installed in a vacuum chamber on a stand, the position of the heaters (simulators of solar radiation) relative to the irradiated surfaces is adjusted, to provide simulated conditions for the impact of outer space. After this, the vacuum chamber is closed, evacuated and chilled. During operation of the vacuum chamber, control is carried out according to the readings of temperature sensors, external calculated temperature fields, for each individual
  • each surface is isolated from radiation by heaters designed to heat other surfaces, as well as to exclude lateral reflection of radiant fluxes from the elements of the internal structure of the test bench.
  • the disadvantage of this method is that the thermal radiation load is modeled only by the spectrum of solar radiation and a low value of the corresponding radiation flux (not more than one solar constant of 1300 W / m).
  • ICE internal combustion engine
  • GTE gas turbine engines
  • a device is known (patent RU 2085897), implemented by a stand for thermal testing of products for heat resistance, containing a source and a profiled channel for supplying a loading medium with a given law of pressure distribution along the length of the test section of the product and a heater, which is a gas-dynamic device such as a plasma torch.
  • a device is known (patent RU 2010213), implemented by a stand for thermal testing of strength at temperature exposure.
  • test product is placed in a vacuum chamber between the means of temperature exposure in the form of chambers of elastic material.
  • the cameras are interconnected by couplers with adjustable height.
  • the product is subjected to temperature by contact heat transfer. Tests can be made on products of various configurations due to the tight fit of the chamber walls to each part of the surface of the product.
  • non-metallic materials (patent RU 2456568), including zone heating of the product and temperature measurement.
  • the product is heated due to the contact of the heater with the outer surface, and the temperature distribution along the height of the fairing is set by the electrically conductive sectors of the heater of different thicknesses connected in series to the electric circuit, and the thickness of each sector of the heater is determined by the calculation formula.
  • This method implements the ability to simulate heat fluxes of any magnitude, but only by the contact method, without the ability to determine convective and radiant components in different areas of the test material or products of complex shape. Besides,
  • a known method of testing objects of aviation technology (patent RU 2117926), which consists in the cyclic impact on the test object located in the test chamber, climatic factors - temperature, pressure and humidity. It is also known a device for implementing this test method, containing a test chamber associated with a temperature change system, recording equipment, etc.
  • a known method (patent RU 2526406), during which the tests are carried out in a heat chamber in two stages. At the first stage, they are subjected to full-scale
  • the technical result of the invention is to reduce the cost of testing conducted without the use of special large stands and cameras, with simulated aerodynamic flow.
  • the disadvantage of this invention is that it is sufficiently accurate modeling the temperature field in this case is difficult due to the need to reproduce the complex heat transfer of the equipment with the casing proceeding by convection, radiation and heat conduction, as well as the uncertainty of the boundary conditions.
  • a known method (patent RU 2530443), which consists in the fact that thermal tests of materials and products include the placement and adjustment of the position of the heaters relative to the surfaces of the object before
  • the working area of the installation consisting of six sections, made it possible to test objects up to 4.5 m in length and reproduce its own mode of exposure to loads for each section.
  • the module is made in the form of a nine-sided supporting frame, on each face of which there are heating blocks.
  • the heating blocks are a flat polished reflector with an internal cooling jacket and heating elements mounted on it.
  • Each such heating section “UMAN-6" has its own IR heating control channel, which is carried out using a feedback control system on the external surface of the object. As measuring transducers used
  • thermocouples group chromel drops.
  • Known invention (patent RU 2498362), which is a mirror with a given curvature, which can be used in concentrators of solar radiation and radio waves, devices for changing the light flux.
  • the flexible mirror sheet of this device allows the claimed invention to focus radiation energy on the toe of the test object.
  • Tests of the aircraft or its individual parts are carried out in order to check the resistance of the product model and its critical points to the effects of infrared heating and some other features of hypersonic flight,
  • thermal loads is determined by the thermal characteristics of the product, which is tested at the bench, and is carried out with the required accuracy of reproducing the parameters of thermal loading by infrared radiation.
  • Yu Aerodynamic heating of aircraft causes structural problems, the number and complexity of which increases with increasing speed.
  • the intensity of aerodynamic heating can be estimated by changing the temperature of the structure or by the heat flux supplied to the structure. These primarily include thermal protection of the structure and equipment, the selection of structural materials, and the determination of thermal stresses in the structure. To solve these issues, it is first necessary to determine the temperature of the outer skin.
  • the main physical phenomena characteristic of hypersonic motion and which cannot be ignored when considering it are the thin layer of the shock wave, the formation of viscous shock layers, the appearance of instability waves in the boundary layer that are not characteristic of supersonic and supersonic flows, and high-temperature flow.
  • thermodynamic transport along with growth speed.
  • Gas modeling in this case is divided into two cases: optical thin (gas does not reabsorb the radiation that comes from its other parts or selected volume units) and optical thick (gas, which takes into account the absorption of radiation by the plasma, which is then reradiated including body of the apparatus).
  • the boundary layer on the surface of the apparatus begins to grow and merge with a thin layer of the shock wave near the nose, forming a viscous shock layer.
  • this layer there is a transition from laminar to turbulent gas flow.
  • the high-temperature flow in the frontal region
  • the average molecular range of the medium under consideration will be comparable with the dimensions of these critical regions and much larger than their linear dimensions.
  • the integration limits from to 0 with respect to the variable u are chosen because molecules having positive velocities u in the x direction, which is the external normal to the surfaces at this location, obviously will not experience collisions with the body wall.
  • T' is the effective temperature included in the accommodation ratio
  • n and the mass flux of diffusely reflected molecules will be:
  • n 2 n * cos q.
  • E s a * s * T, where a is the absorption coefficient of the radiant energy of the material on the surface of the body, and s is the Stefan-Boltzmann constant for the thermal radiation of a completely black body.
  • Air is considered to be composed of 14% oxygen and 86% nitrogen.
  • the mass flow to the wall, t * p (mass by the number of gas particles colliding with the wall).
  • Gas constant R y 8.314 * 10 3 J.
  • FIG. Figure 8 shows the results of calculating the physical and mathematical model for different angles of attack, the magnitude of which in degrees is shown directly in the figure for each curve.
  • the main objective of the designed test facility is to provide preliminary
  • the claimed invention uses a movable nozzle (or several nozzles), which blows OI with a high-pressure gas stream.
  • the heating of this gas mixture occurs due to radiation energy from the sections of the heating elements and the collision of the gas particles with the surface of the OI. As a result, relevant thermal requirements were obtained.
  • the maximum heating rate is up to 20 ° C per second. on the entire surface of the aircraft can significantly increase at its critical points and the adjacent body structure at the time of thermal shock. Current requirements for the duration of operation for continuous heating up to 6 hours, and for thermal shock up to 75 seconds.
  • the heat stroke mode can be significantly increased in time. In this case, it is necessary to additionally calculate the temperature of the stand structure and in particular the flexible concentrator, in which the injected gas used to create the necessary reflection curvature and focal length is also necessary
  • thermodynamic equilibrium will not be achieved.
  • the claimed invention allows an experiment to be performed to identify the radiation component of aerodynamic heating in different gas environments.
  • existing studies and experiments show that the radial component of heating during hypersonic motion can have a major temperature effect on the apparatus and on its critical point regions, and chemical reactions and physical processes
  • the gas flow rate in the blowing system consisting of a nozzle, cylinders with a barometer, compressor and pipelines, is controlled by creating the necessary pressure and the degree of opening of the valve located in the minimum section of the nozzle in each cylinder. The opening of this valve is carried out by the control system
  • control system also adjusts the position of the nozzle by turning it so as to simulate the angle between the flow of gas emitted by the nozzle, and
  • nozzle pipeline for its connection with one of the cylinders, depending on what pressure is needed.
  • the amount of heat removed by the cooling system from ten infrared lamps is determined by:
  • G 2 Q 2 / (CpT 2 );
  • the diameter of the pipeline is calculated from the equation of continuity: d - l1 (4 G / p x y);
  • T max 1500 ° C; Pressure of water cooling the inner jacket of the reflector:
  • the device is automatic tracking balancing type KSP-4;
  • Electrodynamic vibrator type "Elin" Electrodynamic vibrator type "Elin"
  • the invention can be performed in two configurations: horizontal (figure 2) and vertical (figure 1), each of which is presented in additional versions with a reflector (21) outside the vacuum chamber (28), which is attached to one of the walls using the device ( 20) glass (19) (figures 12 and 13).
  • a reflector (21) outside the vacuum chamber (28) which is attached to one of the walls using the device ( 20) glass (19) (figures 12 and 13).
  • the invention is carried out in the following ways:
  • the protective shutter (22) is connected to the solenoid motor (25), which controls its closing and opening. Behind the reflector (21), pyrometers (16) are installed so that with the curtain open (22), they determine the temperature at the focal length (18). On the device for fixing glass (20) is also located
  • rotatable nozzle (31) which is connected by a pipeline with cylinders (24) and a compressor (30). Together with the pipeline to the nozzle (31), a harness was laid from the control system (5) for transmission
  • the pusher (13) is located outside the vacuum chamber (28), and its rod (17) passes through a special hole in the wall or door of the chamber (28), allowing the rod (17) to move freely and maintaining the necessary level of tightness inside the chamber (28).
  • control system (5) At a safe distance from the test setup is the control system (5) and the site of the facility operator.
  • a control system (5) can be
  • the control system (5) is connected via a synchronizer (12) so as to supply control signals to voltage regulators of the ⁇ type (1), a vacuum system (26), a rotatable nozzle (31), and a driver (10).
  • the automated control system (5) receives feedback data from groups of temperature sensors (6) of the KhK-0.2 type inside the product (27), semi-infinite calorimeters (3) to determine the temperature on the surface of the OI (27), and vibration type 4343 accelerometer ( 4), pyrometers (16), pressure sensors in the device (20) and a set of sensors (29). Accelerometer (4) and sensors from the device (20)
  • preamplifier (8) sets the automatic device
  • the reflector (21) covers the glass (19) on the outside of the vacuum chamber (28).
  • the external components (16, 21, 22, 25) can be rigidly fixed to the wall of the vacuum chamber (28) together with the glass (19), or
  • a heat-resistant IR-transparent glass (19) and a protective shutter (22) between them are also fixed using a device with pressure sensors (20) so that the focal length (18) of the reflector (21) and its aberration are located exactly behind the glass (19), as shown in the drawings.
  • the protective shutter (22) is connected to the solenoid motor (25), which controls its closing and opening.
  • Behind the reflector (21), pyrometers (16) are installed so that with the curtain open (22), they determine the temperature at the focal length (18).
  • On the device for fixing glass (20) is also located
  • rotatable nozzle (31) which is connected by a pipeline with cylinders (24) and a compressor (30). Together with the pipeline to the nozzle (31), a harness was laid from the control system (5) for transmission
  • a rotary pusher (13) is installed with an interchangeable stem (17).
  • the pusher (13) is located outside the vacuum chamber (28), and its rod (17) passes through a special hole in the floor of the chamber (28), which allows the rod (17) to move freely and maintains the necessary level of tightness inside the chamber (28) .
  • a weight mechanism (14) is connected to the rotary pusher (13), which is controlled by a motor using electromagnets (23) and sets of weights (15). At a safe distance from
  • control system (5) As a control system (5), a modified analogue ACS Termis, another analogous ACS, computer, or
  • the control system (5) is connected via
  • the ACS (5) receives feedback data from groups of temperature sensors (6) of the XK-0.2 type inside the product (27), semi-infinite calorimeters (3) to determine the temperature on the surface of the OI (27), and vibration type 4343 accelerometer ( 4), pyrometers (16), pressure sensors in the device (20) and a set of sensors (29).
  • the accelerometer (4) and the sensors from the device (20) are connected so that the data from them also goes through the preamplifier (8) and the analyzer (9) to the master device (10), which sends control signals through the power amplifier (11) to the rotary a pusher (13) and a motor with electromagnets (23) to control the impact.
  • the master device (10) which sends control signals through the power amplifier (11) to the rotary a pusher (13) and a motor with electromagnets (23) to control the impact.
  • preamplifier (8) sets the automatic device
  • the invention is carried out with the preparation of the test object (27) and the development of the test program.
  • the parameters are loaded and the temperature and dynamic loads are calculated in the control system computer (5).
  • the flexible reflector (21) is calculated and adjusted so that its predetermined curvature makes it possible to focus the majority of the rays incident on it from the tube furnace in the focal length necessary for testing (18) immediately behind the heat-resistant glass (19).
  • the control system (5) also downloads the work programs of the vacuum systems (26) and airflow (24, 30, 31), which can be either
  • the curvature is adjusted, taking into account the position of the heating modules (2) and OI (27) in the framework of the upcoming experiment. Since the flow from the lamps (2) and the surfaces of the product (27) is far from many parallel rays, the reflector (21) is given a hybrid, rather than a parabolic or hemispherical curvature for
  • heating elements (2) was uniform (if the experiment does not require uneven heating) for the entire curved surface OI (27).
  • the door of the vacuum chamber (28) is hermetically closed, and on the ACS (5), a test program for the previously calculated parameters of the thermal effect is launched. From the ACS (5) with the help of a synchronizer (12), control signals simultaneously arrive at the voltage regulators (1), the system
  • the voltage regulators (1) set the power of the heating blocks (33), relative to the irradiated surfaces of the object (in the process of heat exposure, to achieve the required parameters) both individually and by changing the mutual loads of individual modules or the whole
  • the rotary pusher (13) can start the rotation of the OI (27) around the horizontal axis, if necessary during the test.
  • the evacuation system (26) gradually evacuates the air from the vacuum chamber (28), simulating changes in height above the surface of the earth. If necessary, during a prolonged temperature effect of the application of blowing by the control system (5) in the nozzle (31) connected to one of the cylinders (24) with the pressure set by the compressor (30), the valve opens so that the vacuum system (26) can cope with this gas flow and continue to pump out air from the chamber (28) in accordance with the program.
  • the unit Upon receipt by the control system (5) of signals from the feedback systems (3, 4, 6, 20, 29) of the necessary parameters of temperature, pressure, degree of vacuum, and the balance of the gas mixture, or when the time specified by the program is reached, the unit switches to thermal shock mode. In this mode, the control system (5) gives signals to the voltage regulators (1), the solenoid motor (25), the nozzle (31) and the master (10) about a sharp increase temperatures on the surface of the entire sample (27) and even more
  • the solenoid motor (25) opens and closes (when the required temperature is reached) the protective shutter (22) between the mirror surface of the reflector (21) and the heat-resistant glass (19).
  • infrared lamp radiation from all heaters (2) and a heated sample (27) is passed through glass (19), which managed to heat up under the regime of prolonged temperature exposure, and, as a black source, along with the transmitted radiation from the entire volume of the lamp furnace, radiates heat to the reflector ( 21), in focus (18) of which radiation amplified by reflections is collected.
  • a feedback system consisting of calorimeters (3) and pyrometers (16), the data from which are sent back to the ACS (5).
  • critical pressure is created through the glass (19) at the critical points of the product with the appropriate pressure for flight speeds and altitudes. From each installed nozzle (31), the airflow of the OI (27) begins or the gas outflow rate increases in comparison with the regime of prolonged temperature exposure due to
  • ACS (5) sends a signal to all subordinate systems and devices to terminate the temperature and dynamic effects, after which the phase of natural cooling of the sample begins (27).
  • the pressure and balance of the gas mixture are normalized in the vacuum chamber (28).
  • the vacuum chamber (28) opens when the conditions in it become normal, then the upper parts of the nine-sided frame (38) of each section of the heating modules (2) are opened, as shown in figure 3.
  • the object (27) is disconnected from the rod (17), removed from the test setup and undergoes an analysis of the consequences of the experiment. )
  • the curvature is adjusted, taking into account the position of the heating modules (2) and OI (27) in the framework of the upcoming experiment and
  • the reflector (21) is given a hybrid rather than parabolic or hemispherical curvature to direct the focal length (18) of the largest number of non-parallel rays passing through the transparent in the IR range glass (19).
  • heating elements (2) was uniform (if the experiment does not require uneven heating) for the entire curved
  • Voltage regulators (1) set the power of the heating blocks (33) relative to the irradiated the surfaces of the object (in the process of heat exposure, to achieve the required parameters) both individually and by changing the mutual loads of individual modules or the whole
  • the pusher (13) can start the rotation of the OI (27) around the vertical axis, if necessary during the test.
  • the evacuation system (26) gradually evacuates the air from the vacuum chamber (28), simulating changes in height above the surface of the earth. If necessary, during a prolonged temperature effect of the application of blowing by the control system (5) in the nozzle (31) connected to one of the cylinders (24) with the pressure set by the compressor (30), the valve opens so that the vacuum system (26) can cope with this gas flow and continue to pump out air from the chamber (28) in accordance with the program.
  • the unit Upon receipt by the control system (5) of signals from the feedback systems (3, 4, 6, 20, 29) of the necessary parameters of temperature, pressure, degree of vacuum, and the balance of the gas mixture, or when the time specified by the program is reached, the unit switches to thermal shock mode. In this mode, the control system (5) sends control signals to the voltage regulators (1), the solenoid motor (25), the nozzle (31) and the driver (10) about a sharp increase in temperature on the surface of the entire sample (27) and an even more rapid increase temperature and pressure in the region of critical points located at the focal length (18).
  • the solenoid motor (25) opens and closes (when the required temperature is reached) the protective shutter (22) between the mirror surface of the reflector (21) and the heat-resistant glass (19).
  • infrared lamp radiation from all heaters (2) and a heated sample (27) is passed through glass (19), which managed to heat up under the regime of prolonged temperature exposure, and how the black source, along with the transmitted radiation from the entire volume of the lamp furnace, radiates heat to the mirror (21), in the focus (18) of which radiation amplified by the reflections is collected.
  • a feedback system is used, consisting of calorimeters (3) and pyrometers (16), the data from which are sent back to the ACS (5).
  • ACS (5) sends a signal to all subordinate systems and devices to terminate the temperature and dynamic effects, after which the phase of natural cooling of the sample begins (27).
  • the pressure and balance of the gas mixture are normalized in the vacuum chamber (28).
  • the vacuum chamber (28) opens when the conditions in it become normal, then the upper parts of the nine-sided frame (38) of each section of the heating modules (2) are revealed, as shown in figure 7.
  • the object (27) is disconnected from the rod (17), removed from the test setup and undergoes an analysis of the consequences of the experiment.
  • reflectors receive fluid from the water cooling system. Water from the cooling system begins to flow into the reflector of the reflector (21) shortly before the first opening of the protective curtain (22), or the pneumatic chambers of the reflector (21) are initially filled with cooling gas, which, in addition to adjusting the curvature of the mirror surface, is also responsible for cooling the reflector.

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области аэрокосмической техники, а именно, к испытательным стендам. Термодинамический стенд для моделирования аэродинамического нагрева в состоит из секционной ламповой печи, закрепляемой внутри вакуумной камеры и системы датчиков для определения давления и концентрации газов. Стенд содержит двигатель на электромагнитах с весовым механизмом, на котором находится поворотный толкатель со сменным штоком и вибрационным акселерометром для размещения внутри ламповой печи объекта испытаний с системой датчиков температуры. Стенд содержит прозрачное в ИК диапазоне жаропрочное стекло, в которое упирается область критических точек объекта испытаний, и подвижное сопло (одно или несколько), соединенное трубопроводом с баллонами и компрессором для создания газа высокого давления. За стеклом расположен гибкий отражатель заданной кривизны и пирометры, между стеклом и отражателем находится защитная шторка, открываемая и закрываемая двигателем соленоида. Предусмотрена вертикальная и горизонтальная компоновки. Достигается расширение области моделирования.

Description

Термодинамический стенд для моделирования аэродинамического нагрева.
Область техники, к которой относится изобретение.
Устройство относится к наземным стендовым испытаниям аэрокосмической техники и предназначено для высокотемпературных испытаний летательных аппаратов, деталей машин, их конструкционных материалов и других тел, движущихся на гиперзвуковых скоростях.
Описываемое изобретение позволяет провести высокотемпературные испытания с помощью инфракрасного (ИК) нагрева, как объекта целиком, так и более детальные исследования отдельной группы критических точек, подверженных наиболее активному влиянию температуры и механического давления, которые свойственны движению на гиперзвуковой скорости.
Полет на гиперзвуковой скорости является частью сверхзвукового режима полета и осуществляется в сверхзвуковом потоке газа. Сверхзвуковая модель движения ЛА коренным образом отличается от дозвуковой динамики взаимодействия и нагружения летательного аппарата при скоростях выше скорости звука (выше 1,2 М). Нижняя граница подобного полёта обычно связана с началом процессов ионизации и диссоциации молекул в
пограничном слое около движущегося аппарата. Подобные явления начинают происходить примерно при 5 скоростях Маха.
Основная проблематика наземных испытаний тел, движущихся с
гиперзвуковой скоростью, является воссоздание условий, характерных для скоростей при больших числах Маха. При этом с увеличением скорости движения тела в натурных условиях полёта растёт доля лучевой
составляющей нагрева. Для моделирования этой особенности заявленный экспериментальный стенд создан на основе активно эксплуатируемой испытательной установки «УМАН-6» для моделирования аэродинамического нагрева лучистой энергией в качестве модернизации существующего прототипа ламповой печи, либо как принципиально новое устройство, отличающееся габаритами. При этом описываемом изобретении
предусмотрен обдув поверхности объекта испытаний (ОИ) за пределами области критических точек газом высокого давления, который нагревается относительно первоначально заданной в баллонах для хранения данного газа температуры в ламповой ИК печи вместе с ОИ.
Сущность изобретения заключается в том, что внутри вакуумной камеры устанавливаются нагревательные блоки установки ИК нагрева с объектом испытания (ОИ) внутри и гибкий концентратор лучистой энергии с заданной кривизной (предусмотрены варианты с отражателем вне вакуумной камеры). Настройка фокусного расстояния гибкого отражателя производится перед экспериментом так, чтобы гибридная форма отражающей поверхности концентрировала большую часть непараллельных лучей, упавших на неё в фокусе, а получившиеся аберрации вокруг фокуса покрывали область критических точек ОИ. Эта область упирается в жаропрочное стекло (из кремния, алмаза, германия или халькогенидного стекла), пропускающее широкий диапазон ИК волн. С другой стороны ОИ подсоединён к штоку поворотного толкателя, который поворачивает или вращает объект
испытаний и передает давление от весового механизма и двигателя на электромагнитах, примерно равное давлению газовой среды, оказываемому на область критических точек ОИ в процессе эксплуатации. Жаропрочное стекло закреплено на отражателе или в стенке вакуумной камеры с
помощью специального устройства с набором датчиков давления, на которое также крепится сопло, соединённое трубопроводом с баллонами и компрессором для создания газа высокого давления. Между жаропрочным стеклом и гибким отражателем с регулируемой кривизной расположена защитная шторка с приводом, время открытия и закрытия которой секунды.
К вакуумной камере подключена система датчиков обратной связи для моделирования условий наиболее приближенных к реальной среде. Для осуществления обратной связи при управлении нагревом на поверхности и внутри аппарата перед его испытаниями устанавливаются термопары, а за зеркалом отражателя размещены бесконтактные пирометры, которые возможно направлять в заданное экспериментом и формой ОИ фокусное расстояние гибкого отражателя. Для осуществления обратной связи при управлении вращением ОИ и давлением, оказываемым на область
критических точек образца, к штоку или к самой модели прикрепляется акселерометр в дополнение к датчикам давления в устройстве для
закрепления стекла. Уровень техники.
Из уровня техники известна группа изобретений (патент RU 2526505), представленная способом создания потока газа в гиперзвуковой
аэродинамической трубе. Этот способ включает в себя генерацию газа высокого давления из жидкого газа путем его газификации, регулирование давления и нагрева газа, охлаждение стенок сопла, рабочей части и
диффузора, охлаждение рабочего газа в газоохладителе, создание
разряжения в вакуумной камере. Откачку газа из вакуумной камеры производят с помощью ККН, вымораживая рабочий газ на криопанелях в твёрдую фазу.
Недостатками этого изобретения являются большие габариты, высокие затраты на разогрев рабочего газа в сопле, поддержание разряжения в вакуумной камере, куда газ подаётся и последующее охлаждение газовой смеси и трудность в моделировании окислительной среды, так как обдув производится газом высокого давления. К тому же в заявленном
изобретении исследуемый образец помимо обдува подвергается лучевому нагреву, который при гиперзвуковом движении в соответствии с
существующими физическими теориями даёт одну из самых значительных составляющих температурного нагружения на высоких скоростях движения.
Известно изобретение (патент RU 2562277), реализованное устройством Блок-имитатор температурных полей, которое состоит из инфракрасных ламповых излучателей и рефлектора и предназначено для обеспечения воспроизведения нестационарных температурных полей в испытываемых конструкциях воздушно-космических самолётов (ВКС).
Недостатком данного изобретения является отсутствие возможности обдува, фокусированного воздействия на конкретный участок объекта испытаний, а так же на блоке-имитаторе температурных полей невозможно моделировать воздействие давления на области критических точек. Но при этом подобная конструкция блоков нагревательных элементов может быть использована в секциях нагревательных модулей представленного изобретения, как прототип для обеспечения воспроизведения нестационарных температурных полей, а система охлаждения рефлекторов так же применима для
концентратора лучистой энергии. Известен способ задания тепловых режимов керамических обтекателей ракет при радиационном нагреве (патент RU 2451971). В этом способе применяется автоматическое регулирование температуры по конечному числу точек и изменения оптических свойств на остальной части нагреваемой поверхности обтекателя за счет нанесения покрытия, состоящего из двух компонентов. При этом степень черноты одного из этих компонентов более чем в два раза превышает степень черноты другого и составляет 0.8 - 0.9, а температуру для каждой зоны нагрева при постоянной плотности теплового потока задают расчетным путем.
Данный способ по сравнению с представленным устройством имеет существенный недостаток в том, что применяется исключительно для моделирования радиационного нагрева керамических обтекателей.
Известно изобретение (патент RU 2172709), реализованное стендом для тепловых испытаний космических объектов, в котором объект испытания устанавливают в вакуумной камере на подставке, регулируют положение нагревателей (имитаторов солнечного излучения) относительно облучаемых поверхностей, для обеспечения моделируемых условий воздействия космического пространства. После этого производят закрытие вакуумной камеры, ее вакуумирование и захолаживание. Во время работы вакуумной камеры осуществляют контроль по показаниям температурных датчиков, внешних расчетных полей температур, по каждой отдельно взятой
поверхности контролируемого объекта и регулировку мощности излучения нагревателей. При этом каждую поверхность изолируют от облучения нагревателями, предназначенными для нагрева других поверхностей, а также для исключения бокового отражения лучистых потоков от элементов внутренней конструкции испытательного стенда.
Недостатком данного способа является то, что терморадиационная нагрузка моделируется только спектром солнечного излучения и низким значением соответствующего потока излучения (не более одной солнечной постоянной 1300 Вт/м). Кроме этого отсутствует воспроизведение тепловых потоков ультрафиолетового излучения, например, для имитации входа в плотные слои атмосферы, а также в ближнем инфракрасном диапазоне для
моделирования условий облучения в камерах сгорания двигателей
внутреннего сгорания (ДВС) и газотурбинных двигателях (ГТД). Так же подобная конструкция стенда не позволяет проводить детальные исследования областей, наиболее сильно подверженных воздействию температуры.
Известно устройство (патент RU 2085897), реализованное стендом для тепловых испытаний изделий на теплостойкость, содержащее источник и профилированный канал для подвода нагружающей среды с заданным законом распределения давления по длине испытуемого участка изделия и нагреватель, представляющий собой газодинамическое устройство типа плазмотрона.
Недостатком данного технического решения является то, что
комбинированное испытание проводится только на отдельном участке изделия и нагреватель, представляющий собой газодинамическое
устройство, к недостаткам которого можно так же отнести высокую
стоимость испытаний и значительные габариты установки.
Известно устройство (патент RU 2010213), реализованное стендом для тепловых испытаний на прочность при температурном воздействии.
Сущность его в том, что испытуемое изделие размещают в вакуумной камере между средствами температурного воздействия в виде камер из эластичного материала. Камеры соединены между собой стяжками с возможностью регулировки по высоте. Изделие подвергают температурному воздействию путем контактного теплообмена. Испытаниям могут подвергаться изделия различной конфигурации за счет плотного прилегания стенок камеры к каждой части поверхности изделия.
Недостатком данного технического решения является то, что такое
испытание, обеспечивая тестирование теплопрочностных характеристик изделий криволинейной формы при заданном температурном режиме нагрева, не позволяет оценить вклад лучистых и конвективных компонент. Оно также не указывает, насколько возможно увеличение интенсивности тепловой нагрузки, которая в свою очередь будет деформировать и нарушать целостность прилегающих к стенкам изделия эластичных камер.
Известен способ имитации внешних тепловых потоков для наземной отработки теплового режима космических аппаратов (патент RU 2302984), заключающийся в воспроизведении характеристик штатного облучения космического аппарата имитатором внешних тепловых потоков с
предварительным использованием аппарата-имитатора. Он тестируется при температурном режиме полета, при штатной эксплуатации космического аппарата на орбите, при указанных значениях вакуума и температуры криоэкранов.
Несмотря на точное предварительное моделирование тепловых потоков аппаратом-имитатором и воспроизведение внешних температурных режимов и вакуума, данное техническое решение обеспечивает испытание при интенсивностях теплового потока не выше солнечной постоянной, при отсутствии вклада конвективной и терморадиационной компонент теплового потока, т.е. моделируются только условия космического полета. Поэтому невозможно воспроизведение физических условий входа и полёта в плотных слоях атмосферы. Кроме того, данные тепловые испытания не позволяют обеспечить тепловую нагрузку в другом диапазоне длин волн, например, в ближнем ИК - актуальном для режимов эксплуатации камер сгорания ДВС и ГТД.
Также известен способ теплового нагружения обтекателей ракет из
неметаллических материалов, (патент RU 2456568), включающий 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 расчетной формуле.
В данном способе реализована возможность моделирования тепловых потоков любой величины, но только контактным способом, без возможности определения конвективных и лучистых компонент на различных участках испытуемого материала или изделий сложной формы. Кроме того,
отсутствуют характеристики динамической нагрузки и внешние условия термовакуума и атмосферного давления. При этом может быть испытаны конструкции только неметаллических корпусов, что обусловлено модельным электронагревом, а температуры нагрева должны быть ограничены, чтобы избежать процессов термической деструкции.
Известен способ испытаний объектов авиационной техники (патент RU 2117926), заключающийся в циклическом воздействии на объект испытаний, размещенный в испытательной камере, климатических факторов - температуры, давления и влажности воздуха. Известно и устройство для осуществления этого способа испытаний, содержащее испытательную камеру, связанную с системой изменения температуры, регистрирующей аппаратурой и т.д.
Так же известен способ регулирования температуры объекта испытаний в термокамере, включающий измерение температур на объекте испытаний, сравнение их значений с допустимыми, расчет и подачу управляющего напряжения на нагреватели (патент RU 2195695).
К недостаткам этих двух технических решений следует отнести высокую стоимость испытаний и необходимость откачки воздуха, реактивной струёй которого обдувают образец, при создании эквивалентных эксплуатационным уровней разряжения и окислительной среды. Так, для имитации натурного воздействия аэродинамического потока необходим специальный
дорогостоящий стенд, в котором отсеки ЛА обдуваются потоком воздуха с высокой скоростью и соответствующей температурой.
Известен способ (патент RU 2526406), в ходе которого испытания проводят в термокамере в два этапа. На первом этапе подвергают натурный
теплоизоляционный пакет приборного отсека внешнему тепловому нагружению, имитирующему полетное. Одновременно создают на
внутренней поверхности пакета граничные условия теплообмена,
соответствующие теплоотводу от оболочки корпуса внутрь приборного отсека. По измеренным температурам указанной внутренней поверхности получают график изменения температур корпуса приборного отсека по времени. На втором этапе нагревают корпус без теплоизоляции в
соответствии с полученным графиком. Одновременно замеряют
температуры газовой среды и аппаратуры приборного отсека, производящей тепловыделение в соответствии с полетной циклограммой. Техническим результатом изобретения является сокращение затрат на испытания, проводимые без использования специальных крупногабаритных стендов и камер, с имитацией аэродинамического потока.
Если аппаратуру испытывать без несущего корпуса, то это воздействие можно воспроизвести с невысокими затратами энергии, моделируя только вызванное им изменение температурного поля, внутри отсека. Однако недостатком этого изобретения является то, что достаточно точное моделирование поля температур в данном случае затруднено вследствие необходимости воспроизведения сложного теплообмена аппаратуры с обшивкой, протекающего путем конвекции, излучения и теплопроводности, а также неопределенности граничных условий.
Известен способ (патент RU 2530443), заключающийся в том, что тепловые испытания материалов и изделий включают размещение и регулировку положения нагревателей относительно поверхностей объекта до их
облучения, а в процессе облучения поверхностей объекта по результатам контроля температурными датчиками параметров теплового воздействия осуществляют управление ими. Согласно изобретению нагреватели
размещают набором отдельных модулей относительно облучаемых
поверхностей объекта до их облучения, а в процессе облучения
параметрами теплового воздействия их положение регулируют как
индивидуально, так и взаимным расположением отдельных модулей. При этом осуществляют контролируемые и управляемые воздействия силовыми и динамическими нагрузками, а также воздействие окислительной средой на облучаемые поверхности объекта.
Недостатком этого технического решения является то, что описывается способ проведения испытаний без раскрытия конкретного устройства стенда, предусматривающего сконцентрированное воздействие всех нагревательных модулей в критических областях испытуемого тела. Однако достоинства этого способа испытаний, по сравнению с ранее описанными патентами, очевидны и поэтому он является прототипом для описания
функционирования изобретения. В частности способ, предложенный в патенте N2 2530443, раскрывает возможность регулировки параметров работы стенда во время проведения эксперимента. Прототипом же
конструкции нагревательных блоков описываемого изобретения была выбрана существующая и активно эксплуатируемая установка
моделирования аэродинамического нагрева «УМАН» с использованием ламп ИК -нагрева, позволяющая моделировать длительное воздействие высоко-динамичного температурного нагружения до +100 +180° С, а также термический удар до +350 + 400° С. Разработчиками стенда были Петров В.Л., Гайдученок М.С.
Данная установка неоднократно усовершенствовалась и модернизировалась исходя из соображений повышения качества и непрерывно возрастающих требований для испытательной аппаратуры аэрокосмической техники.
Постепенное и планомерное развитие от макета до целостной системы позволило существенно повысить характеристики и эргономичность, получившегося в результате стенда. Так появилась установка «УМАН-6» с аналоговым управлением «Аналог», созданная в 1977г с использованием наработок, полученных от эксплуатации макетной установки «УМАН».
Рабочая зона установки, состоящая из шести секций, позволяла испытывать объекты длиной до 4,5 м и воспроизводить на каждую секцию свой режим воздействия нагрузок. Максимальная температура теплового удара
достигала + 600° С. Максимальная скорость температурного нагружения до + 25 -г 30° С в секунду. В создании установки принимали участие Петров В.Л., Гайдученко М.С., Сильвестрова Н.П., Черторижская Г.С., Колосов А.Е., Репшис Ю.Г. В 1984г совместно с Институтом Прикладного Управления Академии Наук Украинской Советской Социалистической Республики (ИНУ АН УССР) была проведена частичная модернизация системы управления и
регистрации. Ключевым в доработанной версии установки являлся переход на разработанную на Украине цифровую систему управления АСУ «Термис».
В настоящее время на территории ФГУП ГосНИИАС ведутся работы по увеличению мощности «УМАН-6».
Конструктивно модуль выполнен в виде девятигранной несущей рамы, на каждой грани которой, расположены нагревательные блоки. Нагревательные блоки представляют собой плоский полированный рефлектор с внутренней рубашкой охлаждения и установленными на нем нагревательными
элементами.
На девятигранной несущей раме смонтировано 9 рефлекторов, которые имеют возможность плоскопараллельно передвигаться к центру
девятигранника. В верхней части рамы предусмотрено приспособление, позволяющее раскрыть верхнюю часть девятигранной рамы и поместить изделие в рабочий объем модуля. Каждая такая нагревательная секция «УМАН-6» имеет свой канал управления ИК нагревом, осуществляющийся с помощью системы управления по внешней поверхности объекта с обратной связью. В качестве измерительных преобразователей используется
термопары группы хромель-капель.
Описываемое изобретение так же рассматривает возможность продолжения усовершенствования существующей сейчас и активно используемой аппаратуры из данной серии испытательных стендов «УМАН» за счет модернизации установки «УМАН-6». Но так же предполагается возможность создания на основе приведённой формулы изобретения принципиально нового стенда. При этом описываемое здесь изобретение имеет
существенное преимущество перед взятой в качестве прототипа установкой «УМАН», на которой в силу относительно малой температуры нагрева объекта испытаний не представляется возможным производить
моделирование аэродинамического нагрева, характерного для движения на гиперзвуковых скоростях, без представленной доработки. Так же исходный прототип не позволяет моделировать соударения критических точек испытуемого аппарата с частицами газа. Этот существенный недостаток по сравнению с установками, обдувающими образец реактивной струёй, так же устранён в представленном изобретении.
Известно изобретение (патент RU 2498362), являющееся зеркалом с заданной кривизной, которое может быть использовано в концентраторах солнечного излучения и радиоволн, устройствах по изменению светового потока. Гибкое зеркальное полотно данного устройства позволяет в заявленном изобретении фокусировать лучевую энергию на носке объекта испытаний.
Известна научная статья «Расчёт пространственного распределения энергии сложного излучателя», написанная авторами из МАИ и ФГУП «НПО им. С.А. Лавочкина»: И. Е. Евдокимовым, В. С. Николаенко, Г. С. Филипповым и Б. Ю. Ященко - в которой приводятся методики для расчёта и изменения кривизны отражателя необходимого для проведения конкретного эксперимента с использованием заявленного изобретения.
Раскрытие изобретения.
Испытания ЛА или его отдельных деталей проводятся с целью проверки стойкости модели изделия и его критических точек к воздействию ИК нагрева и некоторых других особенностей гиперзвукового полёта,
предшествующего разгона и последующего торможения при различных условиях эксплуатации.
Формирование тепловых нагрузок определено ТТЗ на изделие, которое подвергается испытаниям на стенде, и проводится с требуемой точностью воспроизведения параметров теплового нагружения ИК излучением.
ю Аэродинамический нагрев летательных аппаратов вызывает появление конструктивных проблем, число и сложность которых растет с увеличением скорости. Интенсивность аэродинамического нагревания может быть оценена по изменению температуры конструкции или по тепловому потоку, подводимому к конструкции. Сюда в первую очередь относятся тепловая защита конструкции и оборудования, выбор конструкционных материалов, и определение термических напряжений в конструкции. Для решения этих вопросов необходимо вначале определить температуру наружной обшивки.
Существует много вариантов испытательных установок, которые за счёт обдува ОИ реактивной струёй газа позволяют моделировать скачки
уплотнения и динамические процессы ионизации-рекомбинации с
химическими реакциями, возникающими при взаимодействии
сверхскоростного потока газа с поверхностью ЛА. Однако физико- математическая модель зависимости температуры стенки тела от скорости движения, выраженной в Махах, с целым рядом упрощений процесса нагревания была в разное время разработана Э. Зенгером и Широковым М. Ф. на основе баланса энергий.
Данная расчётная модель, хотя и даёт несколько искаженную картину, но позволяет выделить зависимость температуры от лучистого нагрева, соответствующего некоторой эффективной температуре, связанной с температурой стенки известным условием аккомодации.
Для получения данной физико-математической модели использовалась целый ряд упрощений, а наибольшему вниманию были подвержены области критических точек, которые испытывают наибольший нагрев от
взаимодействия с плазмой, которая образуется перед носком движущегося на гиперзвуковой скорости тела.
Основными физическими явлениями, свойственными гиперзвуковому движению и которые не могут быть проигнорированы при его рассмотрении, являются тонкий слой ударной волны, образование вязких ударных слоев, появление волн неустойчивости в пограничном слое не свойственных до- и сверхзвуковым потокам и высокотемпературный поток.
Однако на скоростях выше 12 км/с передача тепла аппарату начинает происходить в основном через лучевой перенос, который начинает
доминировать над термодинамическим переносом вместе с ростом скорости. Моделирование газа в данном случае подразделяется на два случая: оптический тонкий (газ не перепоглощает излучение, которое приходит от других его частей или выбранных единиц объёма) и оптический толстый (газ, в котором учитывается поглощение излучения плазмой, которое потом переизлучается в том числе и на тело аппарата).
При этом пока происходит наращивание скорости ЛА, взаимодействие газовой среды с областями критических точек приводит к образованию тонких ударных волн, позади которых плотность увеличивается, что
соответствует уменьшению объёма пограничного слоя благодаря
сохранению массы. В результате этого и роста внутренний энергии и
температуры вязких течений, сформировавшихся при скоростях больших 3 М, пограничный слой на поверхности аппарата начинает расти и сливаться с тонким слоем ударной волны вблизи носка, образуя вязкий ударный слой. В этом слое происходит переход от ламинарного в турбулентное течение потока газа. Однако высокотемпературный поток в лобовой области
критических точек вызывает нагревание газа до очень высоких температур. В результате перед носком аппарата образуется плазма. Высокие
температуры, в свою очередь, создают неравномерные химические свойства потока, которые заключаются в диссоциации и рекомбинации молекул газа, ионизации атомов и химических реакциях в потоке и с поверхности аппарата. При этом высокая скорость полёта условно разграничивает области
поверхности аппарата так, что чем ближе рассматриваемая зона поверхности к области критических точек, тем меньше вероятность того, что эти процессы будут в ней успевать происходить. Высокая скорость также частично смещает или даже вытесняет тонкие ударные волны и тонкий пограничный слой за пределы критических областей на носке аппарата. В результате можно представить, что гиперзвуковое движение происходит за пределами критических точек максимально близко к тому, как оно описывается в критериях подобия, применяемых в аэродинамических трубах, но сами критические области успевают взаимодействовать преимущественно только с плазмой перед носком аппарата. Следовательно, если мы рассматриваем такую область критических точек, которая в своих линейных размерах столь мала, что практически стремится к одной точке или небольшой пластинке, то можно считать, что волны неустойчивости тонкого пограничного слоя, высокотемпературный поток и ударные волны в этих областях имеют крайне слабое влияние. Данное упрощение модели подтверждается ещё и тем, что с ростом скорости влияние излучения плазмы на аппарат становится всё более существенным, так как остальные физические и химические процессы успевают происходить лишь далеко позади за аппаратом, а не только вне области его критических точек. Из чего следует, что взаимодействие со средой в областях критических точек и на остальной поверхности тела происходит по разным физическим принципам. Ламинарный подслой и турбулентные течения в критических областях не успевают сформироваться, либо оказывают крайне слабое влияние по сравнению с давлением и излучением от плазмы, образующейся перед движущимся телом.
Следовательно, чем меньше размер рассматриваемой в эксперименте области критических точек, тем раньше будет проявляться преобладание в этой области лучевой составляющей нагружения по сравнению с остальными проявлениями свойств гиперзвукового движения. Таким образом,
остальными габаритами ЛА в рамках рассматриваемой физико- математической модели можно пренебречь и рассматривать критические области, как небольшого размера пластинки, которые движутся в
молекулярной среде и совершают работу проталкивания сквозь неё. При этом средний молекулярный пробег рассматриваемой среды будет сопоставим с габаритами данных критических областей и много больше их линейных размеров.
В случае, когда средний пробег между молекулами газа велик по сравнению с линейными размерами движущегося тела течение вокруг него будет свободным молекулярным. В таких течениях влиянием тела на
распределение скоростей беспорядочного теплового движения молекул можно пренебречь, а поэтому можно принять, что в окружающей газовой среде имеет место распределение скоростей Максвелла
Figure imgf000015_0001
При этом скорость дрейфа й й = г^равна скорости полёта с обратным знаком. Таким образом, мы будем рассматривать происходящие явления в системе координат, связанной с самим телом. Предположим, что ось Xi направлена нормально к элементу поверхности тела. Полное число молекул, ударяющихся в единицу времени об единичный элемент площади в данной точке поверхности тела, будет:
Figure imgf000016_0001
Пределы интегрирования от до 0 по переменной щ выбраны потому, что молекулы, имеющие положительные скорости щ в направлении оси х являющейся внешней нормалью к поверхностям в данном месте, очевидно, не будут испытывать соударения со стенкой тела.
Интеграция выражения дает:
Figure imgf000016_0002
Поток массы к стенке тела соответственно будет: qt = т * п.
В результате для расчета напряжения на поверхности тела, создаваемого ударами молекул об стенку тела, мы получим:
Figure imgf000016_0003
Положив в этом соотношении иа = щи произведя интегрирование, получим давление, создаваемое ударами этих молекул:
Figure imgf000016_0004
erf(f )]·
Уравнение становится особенно простым для двух предельных случаев:
v = 0 и v » с . В первом случае
Figure imgf000017_0001
Эта половина давления, создаваемая покоящимся газом на стенку, так как при расчете его не было учтено количество движения, сообщаемое стенкам при отражении газовых молекул.
Для v » с когда v — v, давление от ударяющих молекул
Figure imgf000017_0002
Касательное напряжение (t12)ϊ получится, если в (t1a)ί положить иа = и2. Тогда
Figure imgf000017_0003
Если обозначить через (т12)г касательное напряжение на стенке, возникшее вследствие отражения молекул от стенки, то при зеркальном отражении их
Figure imgf000017_0004
и, следовательно, полная тангенциальная сила на единицу поверхности стенки
Figure imgf000017_0005
В случае диффузного отражения
(т12 )г — 0
и соответственно t12 — (t12) ί ·
Давление Рг, обусловленное диффузным отражением, можно подсчитать через положив в ней na = 0 и заменив h на
Figure imgf000017_0006
где T'— эффективная температура, входящая в соотношение аккомодации
Г - Т = а(Тш - Г). Такого рода вычисление дает:
Рг—— pc'2 = - R * Т'.
г 2
По п и поток массы диффузно отраженных молекул будет:
Figure imgf000018_0001
Следовательно,
Figure imgf000018_0002
Но, очевидно, поток массы отраженных молекул равен потоку массы падающих молекул, поэтому в предыдущем выражении можно заменить qr на qir определяемое через п и qt = т * п. Поэтому
Figure imgf000018_0003
Если теперь, предположить, что S— доля молекул, отражающихся диффузно, а (1— S)— зеркально, то полное давление
P = (2 - S) * Pi + S * Pr.
Полное же касательное напряжение учитывая, что
Figure imgf000018_0004
В полученные выше уравнения можно ввести число М при помощи формул:
Figure imgf000018_0005
Выведенные выше формулы применимы для пластинки с углом атаки Q, плоскость которой перпендикулярна к оси хх, а скорость составляет угол Q с осью х2. Тогда в предыдущие формулы надо ввести v = v * sin Q и
n2 = n * cos q.
Figure imgf000019_0001
Формулы применимые для расчета т12 и - в комбинации с (Tn)i и Рг позволяют найти коэффициенты подъемной силы Су и сопротивления Сх. Если предположить полную диффузию отражения (S = 1) и ввести число М
V V
при помощи подстановки - и— то
с с
Figure imgf000019_0002
Весьма существенным фактором при полете тел в разреженных газах является равновесная температура их поверхности. Эта температура характеризует величину так называемого «теплового барьера». Для пластинки формулу для расчета ее при целом ряде упрощающих
предположений вывел Зенгер. Он исходил из баланса энергии на
поверхности пластинки, считая, что поток энергии от газа на пластинку Е, равен при тепловом равновесии энергии, испускаемой пластинкой
излучением Es и отраженными молекулами Ег. Таким образом,
Es = Ei— Er.
Обозначим далее через eh, еь и ек энергию беспорядочного теплового движения, приходящуюся на единицу массы газа на степени свободы поступательного, вращательного и колебательного движений. Принимается, что коэффициент диффузии отражения S=l. Потоки энергии, входящие в выражение энергетического баланса Es, определяются соотношениями
Figure imgf000019_0003
Er ~ Qi rn Уь Ук
где q — поток массы на стенку, определяемый п и qi = т * п. Энергии Ег, вообще говоря, относятся к некоторым температурам аккомодации , определяемым соотношениями вида T'—Т = a Tw— Г). Зенгер полагает a = 1 для энергий поступательного и вращательного движений.
Следовательно,
Figure imgf000020_0001
где индексом w отмечаются энергии, отнесенные к температуре стенки Tw. Для энергии колебаний принимается а = 0, что согласно Т'— Т = a(Tw— Г) обозначает, что Егк должно быть отнесено к температуре Т в потоке газа, т. е.
Егк— Eik.
Таким образом, соотношение для Ег запишется в виде
Figure imgf000020_0002
Подставляя выражения Ei и Ег в Es, получим:
В конкретном случае азота и кислорода можно положить, обозначая через Ry газовые постоянные, отнесенные к единице массы:
Figure imgf000020_0003
Тогда по последнему уравнению для Es получим выражение:
Figure imgf000020_0004
И по закону Стефана-Больцмана:
Es = а * s * Т , где а— коэффициент поглощения лучистой энергии материала поверхности тела, а s— постоянная Стефана— Больцмана для теплового излучения абсолютно черного тела.
Согласно этим формулам, находятся необходимые точки на графике, показанном на фиг. 8., где начальная температура Т=300°К (27°С), плотность воздуха р = 101,5 * 10-9 кг*сек2/м4. Отношение этой плотности к
плотности при нормальных условиях составляет 0,802 * 10 6, что
соответствует высоте в 90 км, и среднему пробегу примерно 8,8 см. Воздух считается состоящим из 14% кислорода и 86% азота. Коэффициент лучистого поглощения вещества пластинки а = 0,8. Поток массы на стенку ,=т*п (масса на количество столкнувшихся со стенкой частиц газа). Газовая постоянная Ry=8,314*103 Дж.
При скорости полёта тела в статическом газе v2=v cos 0=2 М, температуре стенки Tw= 140 К и угле атаки 0 = 21° найдём поток массы на стенку.
Figure imgf000021_0001
0,8 * 5,67 * 1(Г8 * 5004 = <?i(2.+°7)Z + * 8,314 * 103 * (500 - 500));
2835
4i = 55,85788.
50,7538+0 Проверка:
0,8 * 5,67 * 1(Г8 * 5004 = 55,85788(2*(c 1o0s07) 7 2 + - 2 * 8,314 * 103 * ( 4500 -
500));
2835=2835;
Es = Es.
Figure imgf000022_0001
На фиг. 8 показаны результаты расчета физико-математической модели для разных углов атаки, величина которых в градусах указана непосредственно на рисунке при каждой кривой.
Практические расчеты показывают необходимые тепловые и силовые характеристики для создания нового комплекса на базе «УМАН-6»,
представленного данным изобретением. Основной целью проектируемой испытательной установки является обеспечение предварительных
испытаний критических точек модели на земле при моделировании расчётной температуры и давления торможения при перемещении /1А в невозмущённой среде на различных высотах. Вычисления производятся в соответствии с новой моделью работы вытеснения dPV=PdV+VdP, состоящей из суммы работы по расширению телом невозмущенной среды и работой проталкивания, совершаемой телом в среде. Расчеты, проведённые профессором Лапушкиным В. Н., старшим преподавателем Мининым И. В. и повторенные автором, показывают параметры по температуре в критических точках ОИ в зависимости от скорости полёта при различных высотах от 10 до 300 км и глубинах разряжения вытесняемой среды. За основу была взята физико-математическая модель поведения тела при геперзвуковых скоростях, выведенная при целом ряде упрощающих предположений
Зенгером для пластинки. Впоследствии эта модель была приведена в монографии М. Ф. Широкова «Физические основы газодинамики». Данная модель справедлива только в случае, если принимается, что тело ОИ не влияет на набегающий поток, и аэродинамический нагрев и точечное нагружение критических точек могут быть условно смоделированы на основе кинетической теории газов и классического распределения Максвелла.
Таким образом, можно выделить влияние лучистой составляющей
аэродинамического нагрева на областях критических точек при
гиперзвуковых скоростях и провести исследование её влияния на ОИ. А для частичного моделирования турбулентного и ламинарного течений на поверхностях движущегося тела за пределами критических областей в заявленном изобретении применяется подвижное сопло (или несколько сопел), которое обдувает ОИ потоком газа высокого давления. Нагрев данной газовой смеси происходит за счёт лучевой энергии от секций нагревательных элементов и соударения частиц газа с поверхностью ОИ. В результате были получены актуальные требования по тепловым
воздействиям начальные условия стабилизации для которых + 25 ± 5° С.
В зависимости от времени нарастания температуры до максимального значения и длительности воздействия температуры с максимальным уровнем в одном полете, можно выделить три режима теплового
нагружения:
1) режим длительного температурного воздействия от + 35 до + 150° С с незначительными или малыми силовыми нагрузками в критических точках (возможно применения обдува зон ОИ за пределами
критической области);
2) максимальные значения силовых нагрузок и температуры в режиме термического удара до + 1500° С (или выше при необходимости) в критических точках и до более + 600° С на остальной поверхности конструкции испытуемого объекта (при этом для учёта скачков уплотнения-разряжения и механического нагружения на поверхности за пределами критических областей ОИ обдувается газом высокого давления), далее естественное охлаждение;
3) режим стоянки от + 25° до + 60° С без силовых нагрузок.
При этом максимальная скорость нагрева до 20° С в сек. на всей поверхности ЛА может существенно возрастать в его критических точках и прилегающей к ним конструкции тела в момент термического удара. Современные требования по времени действия для режима длительного нагрева до 6 часов, а для режима теплового удара до 75 сек. Однако для исследования длительного влияния лучистой составляющей гиперзвукового нагрева на такие детали, как, например, лопатки газотурбинного реактивного двигателя, режим теплового удара может быть существенно увеличен по времени. В этом случае необходимо дополнительно производить расчёт температуры конструкции стенда и в особенности гибкого концентратора, в котором закаченный газ, применяющийся для создания необходимой кривизны отражения и фокусного расстояния, необходимо также
дополнительно охлаждать во избежание перегрева зеркальной поверхности отражателя и повреждения конструкции заполненных газом камер, формирующих необходимую кривизну. При увеличении длительности режима теплового удара также следует учитывать дополнительные нагрузки на систему обдува ОИ газом высокого давления и на систему
вакуумирования, которой придётся откачивать из вакуумной камеры излишки горячего воздуха, которые могут влиять на эксперимент при времени моделирования теплового удара меньшем или равном 75
секундам.
Исследование заданных режимов длительного температурного воздействия и температурного удара с динамическими нагрузками, действующими на модель в области критических точек, проводятся в газовой среде,
приближенной к реальной эксплуатации изделия. При этом эксперимент может повторяться для различных смесей газов, так как процессы
диссоциации, ионизации и рекомбинации, а также химические реакции - при больших (порядка гиперзвуковых) скоростях - могут не успевать завершаться в области соответствующих элементов ДА, так что в реальных условиях не будет достигнуто и термодинамическое равновесие. Хотя более точное моделирование химических и динамических процессов на стенке ОИ можно осуществить в аэродинамических трубах, заявленное изобретение позволяет проводить эксперимент для выявления лучевой составляющей аэродинамического нагрева в условиях различных газовых сред. При этом существующие исследования и проводимые эксперименты показывают, что лучевая составляющая нагрева при гиперзвуковом движении может оказывать основное температурное воздействие на аппарат и на его области критических точек, а химические реакции и физические процессы,
возникающие на стенках летательного аппарата, частично моделируются за счёт обдува газом высокого давления ОИ. Перед проведением эксперимента необходимо также учитывать, что конструкция системы вакуумирования может не успевать производить откачку излишка газа из вакуумной камеры при слишком интенсивном обдуве поверхности ОИ. Однако со схожими проблемами застаивания газа (что приводит к завершению физических и химических процессов, которые в реальных условиях не успевали бы происходить на поверхности аппарата) можно столкнуться и устройствах для моделирования гиперзвуковых условий полёта с помощью
аэродинамической трубы.
Расчет скорости работы вакуумной системы и мощности вакуумного насоса целесообразно проводить в соответствии с тем, какая скорость истечения газа (зависящая от габаритных параметров сопла и давления в баллоне, созданном компрессором), обдувающего поверхность ОИ, необходима в производимом на стенде эксперименте. В натурных условиях эта скорость может сильно колебаться относительно скорости движения тела в момент термического удара, так как с поверхностью за пределами критических областей соударяются частицы, которые находятся как в состоянии покоя, так и движущиеся с высокими скоростями, полученными в результате
состоявшихся соударений с образовавшимися ударными волнами. В заявленном изобретении скорость истечения газа в системе обдува, состоящей из сопла, баллонов с барометром, компрессора и трубопроводов, регулируется за счёт создания в каждом баллоне необходимого давления и степени раскрытия клапана, расположенного в минимальном сечении сопла. Открытие данного клапана осуществляется системой управления
заявленного изобретения, а конструкция позволяет регулировать диаметр пропускного отверстия, тем самым увеличивая или уменьшая минимальное сечение сопла и как следствие скорость истечения газа из него. Система управления также регулирует положения сопла, поворачивая его так, чтобы смоделировать угол между потоком газа, испускаемого соплом, и
поверхностью ОИ так, как того требует эксперимент, и переключает
трубопровод сопла для его связи с одним из баллонов в зависимости от того, какое необходимо давление.
Расчет оказываемых на критические точки ОИ динамических и тепловых нагрузок производится по формулам физико-математической модели, представленной выше. Для изобретения так же произведён расчет мощности для системы
охлаждения рефлекторов нагревательных блоков и отражателя, а так же прочностной расчет рефлектора.
Расчет мощности насоса системы водяного охлаждения для
нагревательного блока.
Исходные данные:
Qo = 2,20 (кВт) - количество тепла, воспринятое рефлектором от одной ИК - лампы;
Q2 = 22,00 (кВт) = 22 000 (Вт) - количество тепла, воспринятое
рефлектором от десяти ИК -лампы (для стационарного режима);
То = 20 0 С— начальная температура воды; р = 998 (кг/м ) - плотность воды при 20 С и давлении Р = 1атм;
Ср = 1000 (Дж/кг· град С ) - удельная теплоемкость воды при 20 0 С и давлении Р = 1атм [14];
Для режима теплового удара (1):
D Ti = 1500 - 20 = 1480° С - температура поверхности рефлектора, без охлаждения; т// = 75 (сек) - длительность теплового удара; t 12— 228 (сек) - длительность естественного охлаждения;
Для стационарного режима совместного полета (2):
D Т[ ~ 120 - 20 = 100° С - температура поверхности рефлектора, без охлаждения;
Воспроизведение дополнительного увеличения давления за счет преодоления трения в подводящих трубках в рамках данного проекта не рассматривается. Расчет:
Количество тепла, отводимого системой охлаждения от десяти ИК - ламп, определяется:
Q = G CP T;
Построим примерный график изменения температуры на поверхности объекта от времени нагрева, выполненный на фигуре 10.
Вычислим площадь фигуры, ограниченной функцией изменения
температуры от времени (параболы) и прямой у = 20 (начальные условия).
Общее уравнение для параболы имеет вид: у = а х2 + 2 в х + с;
Напишем уравнение параболы для теплового удара: у = 20, X! = 0, х2 = 114; у = 1500, х = 75;
20 = О2 а + 2в · 0 + с; с = 20;
20 = 1142 а + 2 · 114 в + 20;
1500 = 752 а + 2 · 75 в + 20;
228 в = - 12996 а; в = - 57 а;
1500 = 5625 а + 150 · (- 57 а) + 20;
5625 а - 8550 а = 1500 - 20;
- 2925 а = 1480; a = -0,5; в = 28,8; у = -0,5 x2 + 28,8 x + 20; у = 20;
-0,5 х2 + 28,8 х + 20 = 20;
-0,5 х2 + 28,8 х =0; х (-0,5 х + 28,8) = 0;
X = 0, -0,5 х = -28,8; х2 = 57,68;
Для вычисления искомой площади воспользуемся формулой:
Figure imgf000028_0001
где функции / (х) и f2(x) ограничивают фигуру соответственно снизу и сверху, в данной задаче fj(x) = 20, f2(x) = -0,5 х2 + 28,8 х + 20;
Figure imgf000028_0002
!/2 (-0,5/3 · 753 + 14,4 · 752) - 0 = У2 (81000-70312,5) = 5343,75 (м2);
Напишем уравнение параболы для естественного охлаждения: у = 1500, х = 75; у = 20, Ci = -114, х2 = 228;
1500 = 752 а + 2 · 75 в + с;
20 = (- 114)2 а + 2 · (-114) в + с; 20- 12996 a -228 в + с; в = 0; с = 20- 12996 а;
1500 = 5625 а + 20- 12996 а;
7371 а = -1480; а = -0,2; с = 20 + 12996 · 0,2; с = 2619,2; у = -0,2 х2 +2619,2;
У = 20;
-0,2 х2 +2619,2 = 20; х2= 12996;
X! = 114, х2 = -114; в данной задаче fi(x) = 20, f2(x) = - 0,2 х2 +2619,2;
S2 = V2 С 0 * 2*2 + 2619,2) - 20 ]dx = V2 0'2*2 + 2599,2x)d
=‘/2 [(-0,2/3 · 1143 + 2599,2 - 114)- (-0,2/3 - (-114)3 + 2599,2 -(-114)] = iD [(- 98769,6 +296308,8)- (98769,6-296308,8)] = 197539,2 (м2);
3. Qi = S =
Figure imgf000029_0001
+ S2 = 5343,75 +197539,2 = 202882,95 (Вт);
4.5 = Бэкв;
Для упрощения будем считать, что:
Q, = Q3Ke = 202882,95 (Вт); 5. Эквивалентная температура (Фигура 11).
Тэ = Q3K t;
где т - длительность режима 1 ;
т = г// + t 12 ;
t= 75 + 153 =228 (сек);
Тэ = z)3kb/t= 202882,95 / 228 - 889,8375° С;
6. Секундный массовый расход воды:
G=Q/(CpT);
1 ). Секундный массовый расход воды для режима 1 :
G!=Q1/(CpT!);
G; = 202882,95 / (1000 · 889,8375) = 0,228 (кг/с);
2). Секундный массовый расход воды для режима 2 (стационарного):
G2 = Q2/(CpT2);
G2 = 22000 / (1000 · 100) = 0,22 (кг/с);
7. Диаметр трубопровода рассчитывается из уравнения неразрывности: d— л1(4 G/ р ж у);
где v - допустимая скорость движения жидкости (для воды v = 5—7 м/с); d = 6,5 (мм) = 0,0065 (м);
Пересчитываем скорость для 1 режима:
v = G/ (d2 р ж);
v = 4 · 0,228/ (0,00652 · 998 · 3,14) = 6,9 (м/с); Пересчитываем скорость для 2 режима: v = G2/ (d2 р p ); n = 4 · 0,22 / (0,00652 · 998 · 3,4) = 6,71 (м/с);
8. Для концентратора, 9 рефлекторов и 6 колец соответственно секундный массовый расход воды системы охлаждения:
Gy = GMax +9 - б · GMax =0,228+ 9 · 6 · 0,228 = 12,54 (кг/с) = 12,54 (л/с);
9. Мощность насоса системы водяного охлаждения:
N G^ - H/ ц;
Выходное и номинальное выходное давление определяют требуемый напор насоса:
Н = (Рвых - Рвх) / р , где h = 0,95 - кпд насоса;
Обычно для насосов водяного охлаждения считают, что D Р = 1 , 188 (МПа) = 1188000 (Па);
Н = 1188000 / 998 = 1190 (Дж/кг);
Л/ = 12,54 · 1190 / 0,95 = 15708(Вт) =15,708 (кВт);
Принимаем, что потребная мощность N должна быть не менее 15,708 кВт.
Расчет прочности нагревательного блока от внутреннего водяного давления.
Исходные данные:
Максимальная температура нагрева рефлектора без охлаждения:
Ттах = 1500° С; Давление воды, охлаждающей внутреннюю рубашку рефлектора:
D Р = 1 , 188 (МПа) = 1188000 (Па) = 11880000 (дина/см2) = 118,8 (Н); Толщина стенки рефлектора: h - 5 (мм) = 0,5 (см);
Длина поверхности внутренней рубашки охлаждения рефлектора, находящаяся под давлением водной среды:
/ = 293 (мм) = 29,3 (см);
Материал рефлектора - Ал 34 ГОСТ 1583-93; опред. = 22 (гс/мм2) = 2,2 (кгс/см2) - предел прочности для алюминия [23]; Расчет проводится по наиболее "слабому" месту в конструкции узла.
Расчет:
Уравнение реакции опор составляется по эпюрам изгибающей нагрузки Qy и изгибающего момента Mz стенки рефлектора (фигура 11).
Уравнение реакции опор:
S У = 0;
2R— Р = 0;
R = 0,5 Р;
Уравнение моментов:
S M0 = 0;
2 R · I - Р · I = 0;
R = 0,5 Р;
Изгибающая нагрузка: Qy = 0,5 · 0,5 P · I = 0,25 P · I;
Изгибающий момент:
Mz = /0 118,80,5P(l)dP(l) = 0,25 - P2;
Расчетное предельное напряжение: sR = Mz -h/Qy = Mz -h/Qy = 0,25 · P2-h/(0,25 P · I) = 0,25 · (118, 8)2 ·
• 0, 5/(0, 25 · 118,8 · 29,3) = 2,027 (кгс/см2);
Коэффициент запаса прочности для алюминия: к = Опред /Ор = 2,2 / 2,027 = 1,085;
Краткое описание чертежей.
1) Вертикальная компоновка стенда.
1. Регуляторы напряжения типа РНТТ;
2. Секции нагревательных модулей;
3. Полу-бесконечный калориметр для определения температуры на поверхности ОИ;
4. Вибрационный акселерометр типа 4343;
5. АСУ «Термис» или компьютер;
6. Датчики температуры типа ХК-0,2 внутри изделия;
7. Прибор автоматический следящего уравновешивания типа КСП-4;
8. Предусилитель;
9. Анализатор;
10. Задающее устройство;
11. Усилитель мощности;
12. Синхронизатор на базе РУР крейта КАМАК;
13. Электродинамический вибратор типа «Элин»;
14. Весовой механизм;
15. Набор грузов для балансировки объекта испытаний;
16. Пирометры;
17. Шток;
18. Область критического нагрева ОИ (фокус отражателя 21); 19. Жаропрочное прозрачное в ИК диапазоне стекло из кремния, алмаза, германия или халькогенидного стекла;
20. Устройство для закрепления стекла с датчиком давления;
21. Гибкий отражатель с зеркальной поверхностью с заданной
кривизной из свежеосажденного алюминия с защитным покрытием из моно окиси кремния;
22. Защитная подвижная шторка;
23. Двигатель на электромагнитах;
24. Баллоны с газовой смесью;
25. Двигатель соленоида;
26. Система вакуумирования;
27. Объект испытаний;
28. Вакуумная камера;
29. Набор датчиков для определения уровня вакуума и концентрации газовой смеси;
30. Компрессор для создания газа высокого давления
31. Сопло для выпуска газовой струи.
) Горизонтальная компоновка стенда.
) Схема креплений ламп нагрева в секциях нагревательных модулей при горизонтальной компоновке стенда.
32. Основание тележки;
33. Нагревательный блок;
34. Колёса тележки;
35. Поддерживающий раму домкрат;
36. Крепление, соединяющее вал нагревательного блока с силовой рамой;
37. Поверхность пола испытательной установки;
38. Рама для крепления нагревательных блоков;
39. Кабель, передающий данные об объекте испытания. ) Схема креплений ламп нагрева и полусферический отражатель при горизонтальной компоновке (вид сбоку). ) Схема креплений ламп нагрева, полусферического отражателя и объект испытаний при горизонтальной компоновке.
40. Запирающее устройство;
41. Крепление полусферического отражателя к тележке;
42. Рельсы или углубления в полу для прокатывания тележки;
43. Крепление силовой рамы к тележке. ) Схема крепления ламп нагрева и полусферический отражатель при вертикальной компоновке.
44. Поддерживающий раму вал;
45. Запирающее устройство;
46. Опора для секций нагревательных модулей и полусферического отражателя;
47. Система противовесов опоры. ) Схема креплений ламп нагрева без установки отражателя при
вертикальной компоновке (вид сверху).
) График зависимости температуры критических точек тела от скорости, выраженной числами Маха, для высоты 90 км над поверхностью Земли.
) Схема расположения датчиков на объекте испытаний.
48. Зоны наибольшего воздействия нагревательных модулей на объект испытания, соответствующие количеству этих модулей (в данном случае 6); 0) Графики для расчета мощности системы охлаждения.
1) Эпюры изгибающей нагрузки Qy и изгибающего момента Mz стенки рефлектора.
2) Вертикальная компоновка стенда с гибким отражателем вне
вакуумной камеры.
3) Горизонтальная компоновка стенда с гибким отражателем вне
вакуумной камеры. Осуществление изобретения.
Изобретение может быть выполнено в двух конфигурациях: горизонтальной (фигура 2) и вертикальной (фигура 1), каждая из которых представлена в дополнительных вариантах исполнения с отражателем (21) вне вакуумной камеры (28), в одну из стенок которой крепится при помощи устройства (20) стекло (19) (фигуры 12 и 13). Статически изобретение осуществляется следующими образами:
1) В горизонтальной компоновке изобретения, как показано на фигуре 2 в вакуумной камере (28), к которой подключены система
вакуумирования (26), набор датчиков (29) и система обдува (24, 30, 31), установлены секции нагревательных модулей (2) и отражатель с заданной кривизной (21). Для удобства использования отражатель (21) и модули (2) размещены в камере (28) на тележках (32) и могут передвигаться по рельсам (42), а затем фиксироваться с помощью запирающего устройства (40). На тележке с отражателем (21) с помощью устройства с датчиками давления (20) закреплено
жаропрочное прозрачное в ИК диапазоне стекло (19) и защитная шторка (22) между ними так, что фокусное расстояние (18) отражателя (21) и его аберрации расположены точно за стеклом (19), как это показано на чертежах. Защитная шторка (22) подключена к двигателю соленоида (25), который управляет её закрытием и открытием. За отражателем (21) установлены пирометры (16) так, чтобы при открытой шторке (22), они определяли температуру в фокусном расстоянии (18). На устройстве для закрепления стекла (20) также размещено
поворачиваемое сопло (31), которое соединено трубопроводом с баллонами (24) и компрессором (30). Вместе с трубопроводом к соплу (31) проложен жгут от системы управления (5) для передачи
управляющих сигналов на поворот сопла (31) и открытие/закрытие клапана внутри него (31). В случае необходимости обдува в процессе эксперимента ОИ (27) с разных сторон на устройстве (20) могут быть установлены дополнительные сопла (31). С противоположной от отражателя (21) стороны модулей (2) установлен поворотный
толкатель (13) со сменным штоком (17). При этом сам толкатель (13) находится за пределами вакуумной камеры (28), а его шток (17) проходит через специальное отверстие в стенке или двери камеры (28), позволяющее свободно двигаться штоку (17) и сохраняющее необходимый уровень герметичности внутри камеры (28). К
поворотному толкателю (13) подсоединён весовой механизм (14), который управляется с помощью двигателя на электромагнитах (23) и наборов грузов (15). На безопасном расстоянии от испытательной установки находится система управления (5) и место оператора установки. В качестве системы управления (5) может быть
использована доработанная аналоговая АСУ Термис, другая
аналогичная ей АСУ, ЭВМ или персональный компьютер с
соответствующим программным обеспечением. Система управления (5) подключается через синхронизатор (12) так, чтобы подавать сигналы управления регуляторам напряжения типа РНТТ (1), системе вакуумирования (26), поворачиваемому соплу (31) и задающему устройству (10). К АСУ (5) приходят данные обратной связи от групп датчиков температуры (6) типа ХК-0,2 внутри изделия (27), полу- бесконечных калориметров (3) для определения температуры на поверхности ОИ (27), вибрационного акселерометра типа 4343 (4), пирометров (16), датчиков давления в устройстве (20) и набора датчиков (29). Акселерометр (4) и датчики из устройства (20)
подключены таким образом, чтобы данные с них так же шли через предусилитель (8) и анализатор (9) в задающее устройство (10), которое через усилитель мощности (11) посылает управляющие сигналы поворотному толкателю (13) и двигателю на электромагнитах (23) для регулирования воздействия. Для изменения напряжения и силы постоянного тока сигналов обратной связи перед
предусилителем (8) устанавливается прибор автоматический
следящего уравновешивания типа КСП-4 (7).
) Для заявленного изобретения возможен вариант горизонтальной компоновки с гибким отражателем (21) вне вакуумной камеры (28), как это показано на фигуре 13. В этом случае прозрачное в ИК диапазоне стекло (19) вмонтировано в стенку вакуумной камеры (28) при помощи устройства (20). В остальном этот вариант стенда аналогичен
горизонтальной компоновке за исключением того, что гибкий
отражатель (21) закрывает собой стекло (19) с внешней стороны вакуумной камеры (28). При этом вместе с отражателем (21) вне вакуумной камеры (28) находится шторка (22), двигатель соленоида (25) и пирометры (16). В данном варианте горизонтальной компоновки внешние компоненты (16, 21, 22, 25) могут быть жестко закреплены на стене вакуумной камеры (28) вместе со стеклом (19), либо
перемещаемыми на тележке (32) по дополнительным рельсам (42) вне вакуумной камеры (28). В целях безопасности оператора его место в данной конфигурации изобретения должно быть защищено от излучения, исходящего от стекла (19) дополнительной защитной стенкой, либо жестко закреплённым отражателем (21). Данный вариант горизонтальной компоновки позволяет уменьшить объём вакуумной камеры (28) и упрощает работу системы вакуумирования
(26).
) В вертикальной компоновке изобретения, как показано на фигуре 1, в вакуумной камере (28), к которой подключены система
вакуумирования (26), набор датчиков (29) и система обдува (24, 30, 31), установлены секции нагревательных модулей (2) и отражатель с заданной кривизной (21) на специальную опору (46). Опора (46) поддерживается с помощью системы противовесов (47) и позволяет перемещать вверх и вниз по вертикальной оси отражатель (21) и каждую из секций модулей (2). Последующее закрепление на нужной высоте осуществляется при помощи запирающих устройств (45) для каждого поддерживающего раму (38) вала (44). На отражателе (21) так же закреплено с помощью устройства с датчиками давления (20) жаропрочное прозрачное в ИК диапазоне стекло (19) и защитная шторка (22) между ними так, что фокусное расстояние (18) отражателя (21) и его аберрации были расположены точно за стеклом (19), как это показано на чертежах. Защитная шторка (22) подключена к двигателю соленоида (25), который управляет её закрытием и открытием. За отражателем (21) установлены пирометры (16) так, чтобы при открытой шторке (22), они определяли температуру в фокусном расстоянии (18). На устройстве для закрепления стекла (20) также размещено
поворачиваемое сопло (31), которое соединено трубопроводом с баллонами (24) и компрессором (30). Вместе с трубопроводом к соплу (31) проложен жгут от системы управления (5) для передачи
управляющих сигналов на поворот сопла (31) и открытие/закрытие клапана внутри него (31). В случае необходимости обдува в процессе эксперимента ОИ (27) с разных сторон на устройстве (20) могут быть установлены дополнительные сопла (31). Ниже модулей (2)
устанавливается поворотный толкатель (13) со сменным штоком (17). При этом сам толкатель (13) находится за пределами вакуумной камеры (28), а его шток (17) проходит через специальное отверстие в полу камеры (28), позволяющее свободно двигаться штоку (17) и сохраняющее необходимый уровень герметичности внутри камеры (28). К поворотному толкателю (13) подсоединён весовой механизм (14), который управляется с помощью двигателя на электромагнитах (23) и наборов грузов (15). На безопасном расстоянии от
испытательной установки находится система управления (5) и место оператора, осуществляющего программу испытаний. В качестве системы управления (5) может быть использована доработанная аналоговая АСУ Термис, другая аналогичная ей АСУ, ЭВМ или
персональный компьютер с соответствующим программным
обеспечением. Система управления (5) подключается через
синхронизатор (12) так, чтобы подавать сигналы управления
регуляторам напряжения типа РКП (1), системе вакуумирования (26), поворачиваемому соплу (31) и задающему устройству (10). К АСУ (5) приходят данные обратной связи от групп датчиков температуры (6) типа ХК-0,2 внутри изделия (27), полу-бесконечных калориметров (3) для определения температуры на поверхности ОИ (27), вибрационного акселерометра типа 4343 (4), пирометров (16), датчиков давления в устройстве (20) и набора датчиков (29). Акселерометр (4) и датчики из устройства (20) подключены таким образом, чтобы данные с них так же шли через предусилитель (8) и анализатор (9) в задающее устройство (10), которое через усилитель мощности (11) посылает управляющие сигналы поворотному толкателю (13) и двигателю на электромагнитах (23) для регулирования воздействия. Для изменения напряжения и силы постоянного тока сигналов обратной связи перед
предусилителем (8) устанавливается прибор автоматический
следящего уравновешивания типа КСП-4 (7).
) Для заявленного изобретения возможен вариант вертикальной
компоновки с гибким отражателем (21) вне вакуумной камеры (28), как это показано на фигуре 12. В этом случае прозрачное в ИК диапазоне стекло (19) вмонтировано в потолок вакуумной камеры (28) при помощи устройства (20). В остальном этот вариант стенда аналогичен горизонтальной компоновке за исключением того, что гибкий отражатель (21) закрывает собой стекло (19) с внешней стороны вакуумной камеры (28). При этом вместе с отражателем (21) вне вакуумной камеры (28) находится шторка (22), двигатель соленоида (25) и пирометры (16). В данном варианте вертикальной компоновки внешние компоненты (16, 21, 22, 25) жестко закреплены над потолком вакуумной камеры (28) вместе со стеклом (19). Данный вариант вертикальной компоновки позволяет уменьшить объём вакуумной камеры (28) и упрощает работу системы вакуумирования (26).
Работа изобретения осуществляется с подготовки объекта испытаний (27) и разработки программы испытаний. Для этого в соответствии с формулами физико-математической модели, представленными в главе раскрытия изобретения, и графиком на фигуре 8 производится загрузка параметров и расчет температурных и динамических нагрузок в вычислителе системы управления (5). Помимо этого производится расчёт и корректировка гибкого отражателя (21) таким образом, чтобы его заданная кривизна позволяла сфокусировать большинство попавших на него из ламповой печи лучей в необходимом для проведения испытаний фокусном расстоянии (18) сразу за жаропрочным стеклом (19). Для этих целей возможно использование математического аппарата, представленного в статье «Расчёт
пространственного распределения энергии сложного излучателя». Её авторы из МАИ и ФГУП «НПО им. С. А. Лавочкина» И. Е. Евдокимов, В. С.
Николаенко, Г. С. Филиппов и Б. Ю. Ященко приводят в статье методики, позволяющие рассчитать необходимую кривизну отражателя (21) для испытаний тел (27) с заданной формой области критических точек, на которой фокусируется отраженная лучевая энергия.
В систему управления (5) также загружаются программы работы систем вакуумирования (26) и обдува (24, 30, 31), которые могут быть как
синхронизированными с этапами программы испытаний лучевым нагревом и давлением в критических областях ОИ (27), так и функционировать по независимым алгоритмам. Типовой вариант синхронной работы всех систем приведён ниже для двух компоновок стенда. Через компрессор (30) в баллоны (24) закачивается газовая смесь с необходимым составом и требуемым давлением в каждом независимом от других баллоне для применения обдува ОИ (27) в процессе испытаний. На объекте испытаний (27) устанавливаются датчики (6) и калориметры (3), как это показано на фигуре 9 или по аналогичной схеме для изделий, отличающихся по форме. Вне зависимости от того находится отражатель (21) снаружи или внутри вакуумной камеры (21) на алгоритм работы заявленного стенда влияет только его горизонтальное или вертикальное положение. Процесс функционирования стенда для горизонтальной и вертикальной компоновок осуществляется следующим образом:
1) При горизонтальной компоновке внутри вакуумной камеры (28)
раскрываются верхние части девятигранной рамы (38) каждой из секций нагревательных модулей (2), как показано на фигуре 3. Заранее подготовленный образец (27) помещается в рабочий объём установки и закрепляется на штоке (17). Производится балансировка ОИ (27) с помощью весового механизма (14) и набора грузов (15). При этом область критических точек модели (27), наиболее подверженная нагреву при гиперзвуковых скоростях прислоняется к прозрачному в ИК диапазоне стеклу (19) в фокусном расстоянии (18) предварительно настроенного гибкого отражателя (21). Для отражателя (21)
корректируется кривизна, учитывающая положение нагревательных модулей (2) и ОИ (27) в рамках предстоящего эксперимента. Так как поток от ламп (2) и поверхностей изделия (27) далёк от множества параллельных лучей, отражателю (21) задаётся гибридная, а не параболическая или полусферическая форма кривизны для
направления в фокусное расстояние (18) наибольшего количества непараллельных лучей, прошедших через прозрачное в ИК диапазоне стекло (19). Для проверки правильности рассчитанной кривизны отражателя (21) могут применяться ИК лазерные модули или
аналогичные технические устройства, которые позволяют проверить попадает ли отдельный луч, направленный от лам (2) или отраженный от ОИ (21) в сторону отражателя (21), после отражения им (21) в фокусное расстояние (18). На образце (27) или штоке (17) размещается акселерометр (4). Устройства обратной связи (3) и (6), расположенные на ОИ (27) подключаются к системе управления (5). Верхние части девятигранной рамы (38) закрываются и фиксируются. Нагревательные блоки (33) регулируются так, чтобы нагрев от всех секций
нагревательных элементов (2) был равномерным (если эксперимент не требует неравномерного нагрева) для всей криволинейной поверхности ОИ (27). Дверь вакуумной камеры (28) герметично закрывается, а на АСУ (5) запускается программа испытаний по предварительно рассчитанным параметрам теплового воздействия. От АСУ (5) при помощи синхронизатора (12) одновременно поступают сигналы управления в регуляторы напряжения (1), систему
вакуумирования (26) и в задающее устройство (10) о плавном переходе от моделирования режима стоянки ОИ (27) к режиму длительного температурного воздействия. Регуляторы напряжения (1) задают мощность нагревательных блоков (33), относительно облучаемых поверхностей объекта (в процессе теплового воздействия, для достижения требуемых параметров) как индивидуально, так и изменением взаимных нагрузок отдельных модулей или всей
нагревательной секции (2) по результатам контроля температурными датчиками (6). Одновременно с тепловым воздействием, могут осуществляться контролируемые акселерометром (4), датчиками устройства (20) и задающим устройством (10) воздействия в
критических точках объекта (27) силовыми и динамическими
нагрузками с помощью весового механизма (14) с двигателем на электромагнитах (23) и вибратора (13). При этом поворотный толкатель (13) может начать вращение ОИ (27) вокруг горизонтальной оси, если это необходимо в процессе испытаний. Система вакуумирования (26) постепенно откачивает воздух из вакуумной камеры (28), имитируя изменения высоты над поверхностью земли. При необходимости в процессе длительного температурного воздействия применения обдува системой управления (5) в сопле (31), соединённом с одним из баллонов (24) с заданным компрессором (30) давлением, открывается клапан так, чтобы вакуумная система (26) могла справляться с этим поступлением газа и продолжать откачивать воздух из камеры (28) в соответствии с программой.
При получении системой управления (5) сигналов от систем обратной связи (3, 4, 6, 20, 29) необходимых параметров температуры, давления, степени разряжения и баланса газовой смеси, либо при достижении заданного программой момента времени установка переходит в режим термического удара. В этом режиме система управления (5) подаёт сигналы на регуляторы напряжения (1), двигателю соленоида (25), соплу (31) и задающему устройству (10) о резком возрастании температуры на поверхности всего образца (27) и ещё более
стремительном возрастании температуры и давления в области критических точек, расположенных в фокусном расстоянии (18).
Двигатель соленоида (25) за секунды открывает и закрывает (при достижении требуемой температуры) защитную шторку (22) между зеркальной поверхностью отражателя (21) и жаропрочным стеклом (19). При этом ламповое ИК излучение от всех нагревателей (2) и нагретого образца (27) пропускается стеклом (19), которое успело нагреться за режим длительного температурного воздействия, и как черный источник вместе с пропущенным излучением от всего объёма ламповой печи излучает тепло на отражатель (21), в фокусе (18) которого собирается усиленное отражениями излучение. Для
регулирования этого нагрева используется система обратной связи, состоящая из калориметров (3) и пирометров (16), данные с которых отправляются назад в АСУ (5). Одновременно с этим толкателем (13) и механизмом (14) создаётся критическое давление через стекло (19) в критических точках изделия с соответствующим для скоростей и высот полёта давлением. Из каждого установленного сопла (31) начинается обдув ОИ (27) или возрастает скорость истечения газа по сравнению с режимом длительного температурного воздействия за счёт
переключения на работу с баллонами (24), в которых компрессором (30) было создано большее давление, и/или сужения пропускного отверстия в клапане сопла (31).
После проведения эксперимента АСУ (5) посылает сигнал всем подчинённым системам и устройствам о прекращении температурного и динамического воздействия, после чего наступает фаза естественного охлаждение образца (27). Одновременно с этим в вакуумной камере (28) нормализуются давление и баланс газовой смеси. Вакуумная камера (28) открывается, когда условия в ней станут нормальными, затем раскрываются верхние части девятигранной рамы (38) каждой из секций нагревательных модулей (2), как показано на фигуре 3. Объект (27) отсоединяется от штока (17), извлекается из испытательной установки и подвергается анализу последствий эксперимента. ) При вертикальной компоновке внутри вакуумной камеры (28)
раскрываются подвижные части девятигранной рамы (38) каждой из секций нагревательных модулей (2), как показано на фигуре 7. Заранее подготовленный образец (27) помещается в рабочий объём установки и закрепляется на штоке (17). Производится балансировка ОИ (27) с помощью весового механизма (14) и наборов грузов (15). При этом область критических точек модели (27), наиболее подверженная нагреву при гиперзвуковых скоростях прислоняется к прозрачному в ИК диапазоне стеклу (19) в фокусном расстоянии (18) предварительно настроенного гибкого отражателя (21). Для отражателя (21)
корректируется кривизна, учитывающая положение нагревательных модулей (2) и ОИ (27) в рамках предстоящего эксперимента и
испытания. Так как поток от ламп (2) и частей изделия далёк от множества параллельных лучей, отражателю (21) задаётся гибридная, а не параболическая или полусферическая форма кривизны для направления в фокусное расстояние (18) наибольшего количества непараллельных лучей, прошедших через прозрачное в ИК диапазоне стекло (19). Для проверки правильности рассчитанной кривизны отражателя (21) могут применяться ИК лазерные модули или
аналогичные технические устройства, которые позволяют проверить попадает ли отдельный луч, направленный от лам (2) или отраженный от ОИ (21) в сторону отражателя (21), после отражения им (21) в фокусное расстояние (18). На образце (27) или штоке (17) размещается акселерометр (4). Устройства обратной связи (3) и (6), расположенные на ОИ (27) подключаются к системе управления (5). Подвижные части девятигранной рамы (38) закрываются и фиксируются. Нагревательные блоки (33) регулируются так, чтобы нагрев от всех секций
нагревательных элементов (2) был равномерным (если эксперимент не требует неравномерного нагрева) для всей криволинейной
поверхности ОИ (27). Дверь вакуумной камеры (28) герметично закрывается, а на АСУ (5) запускается программа испытаний по предварительно рассчитанным параметрам теплового воздействия. От АСУ (5) при помощи синхронизатора (12) одновременно поступают сигналы управления в регуляторы напряжения (1), систему
вакуумирования (26) и в задающее устройство (10) о плавном переходе от моделирования режима стоянки ОИ (27) к режиму длительного температурного воздействия. Регуляторы напряжения (1) задают мощность нагревательных блоков (33), относительно облучаемых поверхностей объекта (в процессе теплового воздействия, для достижения требуемых параметров) как индивидуально, так и изменением взаимных нагрузок отдельных модулей или всей
нагревательной секции (2) по результатам контроля температурными датчиками (6). Одновременно с тепловым воздействием, могут осуществляться контролируемые акселерометром (4), датчиками в устройстве (20) и задающим устройством (10) воздействия на
критические точки объекта (27) силовыми и динамическими
нагрузками с помощью весового механизма (14) с двигателем на электромагнитах (23) и вибратора (13). При этом поворотный толкатель (13) может начать вращение ОИ (27) вокруг вертикальной оси, если это необходимо в процессе испытаний. Система вакуумирования (26) постепенно откачивает воздух из вакуумной камеры (28), имитируя изменения высоты над поверхностью земли. При необходимости в процессе длительного температурного воздействия применения обдува системой управления (5) в сопле (31), соединённом с одним из баллонов (24) с заданным компрессором (30) давлением, открывается клапан так, чтобы вакуумная система (26) могла справляться с этим поступлением газа и продолжать откачивать воздух из камеры (28) в соответствии с программой.
При получении системой управления (5) сигналов от систем обратной связи (3, 4, 6, 20, 29) необходимых параметров температуры, давления, степени разряжения и баланса газовой смеси, либо при достижении заданного программой момента времени установка переходит в режим термического удара. В этом режиме система управления (5) подаёт сигналы управления на регуляторы напряжения (1), двигателю соленоида (25), соплу (31) и задающему устройству (10) о резком возрастании температуры на поверхности всего образца (27) и ещё более стремительном возрастании температуры и давления в области критических точек, расположенных в фокусном расстоянии (18).
Двигатель соленоида (25) за секунды открывает и закрывает (при достижении требуемой температуры) защитную шторку (22) между зеркальной поверхностью отражателя (21) и жаропрочным стеклом (19). При этом ламповое ИК излучение от всех нагревателей (2) и нагретого образца (27) пропускается стеклом (19), которое успело нагреться за режим длительного температурного воздействия, и как черный источник вместе с пропущенным излучением от всего объёма ламповой печи излучает тепло на зеркало (21), в фокусе (18) которого собирается усиленное отражениями излучение. Для регулирования этого нагрева используется система обратной связи, состоящая из калориметров (3) и пирометров (16), данные с которых отправляются назад в АСУ (5). Одновременно с этим толкателем (13) и механизмом (14) создаётся критическое давление через стекло (19) в критических точках изделия с соответствующим для скоростей и высот полёта давлением. Из каждого установленного сопла (31) начинается обдув ОИ (27) или возрастает скорость истечения газа по сравнению с режимом длительного температурного воздействия за счёт
переключения на работу с баллонами (24), в которых компрессором (30) было создано большее давление, и/или сужения пропускного отверстия в клапане сопла (31).
После проведения эксперимента АСУ (5) посылает сигнал всем подчинённым системам и устройствам о прекращении температурного и динамического воздействия, после чего наступает фаза естественного охлаждение образца (27). Одновременно с этим в вакуумной камере (28) нормализуются давление и баланс газовой смеси. Вакуумная камера (28) открывается, когда условия в ней станут нормальными, затем раскрываются верхние части девятигранной рамы (38) каждой из секций нагревательных модулей (2), как показано на фигуре 7. Объект (27) отсоединяется от штока (17), извлекается из испытательной установки и подвергается анализу последствий эксперимента.
На всех этапах работы нагревательных элементов к их пустотелым
рефлекторам поступает жидкость из системы водяного охлаждения. В рефлектор отражателя (21) вода из системы охлаждения начинает поступать незадолго до первого открытия защитной шторки (22), либо пневмокамеры отражателя (21) изначально заполняются охлаждающим газом, который помимо регулировки кривизны зеркальной поверхности в этом случае также отвечает за охлаждение рефлектора.

Claims

Формула изобретения «Термодинамический стенд для моделирования аэродинамического нагрева».
1) Термодинамический стенд для моделирования аэродинамического нагрева в горизонтальной компоновке состоит из секционной ламповой печи, закрепляемой горизонтально на тележках и рельсах внутри вакуумной камеры с системой датчиков для определения давления и концентрации газов, при этом с одной стороны секций нагревательных модулей снаружи камеры установлен двигательна электромагнитах с весовым механизмом, на котором находится поворотный толкатель со сменным штоком и вибрационным
акселерометром для размещения внутри ламповой печи объекта испытаний с системой датчиков температуры, а с другой стороны секций нагревательных модулей на дополнительной тележке установлены: прозрачное в ИК диапазоне жаропрочное стекло, в которое упирается область критических точек объекта испытаний, а на устройстве для закрепления стекла помимо датчиков давления также размещено подвижное сопло (одно или несколько), соединённое трубопроводом с баллонами и компрессором для создания газа высокого давления, за стеклом расположен гибкий отражатель заданной кривизны и пирометры, между стеклом и отражателем находится защитная шторка, открываемая и закрываемая двигателем соленоида.
2) Вариант горизонтальной компоновки термодинамического стенда для моделирования аэродинамического нагрева с отражателем вне вакуумной камеры аналогичен горизонтальной компоновке, но отличается тем, что прозрачное в ИК диапазоне жаропрочное стекло закреплено специальным устройством с датчиками давления в стене вакуумной камеры, а гибкий отражатель заданной кривизны, пирометры, защитная шторка и двигатель соленоида закреплены за стеклом на внешней стороне стенки, либо на тележке.
3) Термодинамический стенд для моделирования аэродинамического нагрева в вертикальной компоновке состоит из секционной ламповой печи, расположенной вертикально внутри вакуумной камеры и отличной от горизонтальной компоновки тем, что секции
нагревательных элементов, жаропрочное стекло, шторка и отражатель закреплены на вертикальной опоре с системой противовесов, а объект испытания устанавливается вертикально на шток весового механизма, расположенного внутри или под вакуумной камерой.
4) Вариант вертикальной компоновки термодинамического стенда для моделирования аэродинамического нагрева с отражателем вне вакуумной камеры аналогичен вертикальной компоновке, но
отличается тем, что прозрачное в ИК диапазоне жаропрочное стекло закреплено специальным устройством с атчиками давления в потолке вакуумной камеры, а гибкий отражатель заданной кривизны, пирометры, защитная шторка и двигатель соленоида закреплены над стеклом на внешней стороне потолка.
PCT/RU2018/000732 2018-11-09 2018-11-09 Термодинамический стенд для моделирования аэродинамического нагрева Ceased WO2020096477A1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/RU2018/000732 WO2020096477A1 (ru) 2018-11-09 2018-11-09 Термодинамический стенд для моделирования аэродинамического нагрева

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/RU2018/000732 WO2020096477A1 (ru) 2018-11-09 2018-11-09 Термодинамический стенд для моделирования аэродинамического нагрева

Publications (2)

Publication Number Publication Date
WO2020096477A1 true WO2020096477A1 (ru) 2020-05-14
WO2020096477A8 WO2020096477A8 (ru) 2020-09-17

Family

ID=70611936

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2018/000732 Ceased WO2020096477A1 (ru) 2018-11-09 2018-11-09 Термодинамический стенд для моделирования аэродинамического нагрева

Country Status (1)

Country Link
WO (1) WO2020096477A1 (ru)

Cited By (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112305009A (zh) * 2020-11-06 2021-02-02 北京石油化工学院 一种电阻式高温压力热模拟试验装置及试验方法
CN112326726A (zh) * 2020-10-30 2021-02-05 北京临近空间飞行器系统工程研究所 一种树脂基复合材料热解引射因子测试装置及方法
CN112444369A (zh) * 2020-12-21 2021-03-05 中国航天空气动力技术研究院 一种攻角可调的平板模型气动热-振动联合试验装置
CN112591157A (zh) * 2020-12-29 2021-04-02 中国航天空气动力技术研究院 一种等离子体气动加热与辐射加热的耦合加热装置
CN112730502A (zh) * 2020-12-22 2021-04-30 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种自动化的辐射加热试验系统
CN113970676A (zh) * 2021-09-30 2022-01-25 西安交通大学 一种太空机载环境下的热源模拟装置
CN114018436A (zh) * 2021-11-08 2022-02-08 北京卫星环境工程研究所 航天器材料空间强电磁环境效应试验系统
CN114056581A (zh) * 2021-12-20 2022-02-18 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种风挡玻璃加热控制方法及其系统
CN114721450A (zh) * 2022-06-10 2022-07-08 中国飞机强度研究所 空天飞机结构强度测试中温度控制用热试验迭代控温方法
CN114994126A (zh) * 2022-08-03 2022-09-02 广东天原施莱特新材料有限公司 一种应用于高分子材料产品的测试装置及方法
CN115072012A (zh) * 2022-04-28 2022-09-20 扬州睿炬科技有限公司 一种高超声速飞行器热防护结构的热考核试验系统
CN115416880A (zh) * 2022-04-28 2022-12-02 扬州睿炬科技有限公司 一种高超声速飞行器热考核试验系统的使用方法
US11585543B2 (en) 2020-12-30 2023-02-21 Trane International Inc. Orientation-based HVAC control
CN115824564A (zh) * 2023-02-09 2023-03-21 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 用于观察风洞深低温高速流动模拟的装置和观察方法
CN116660968A (zh) * 2023-06-02 2023-08-29 兰州空间技术物理研究所 一种离子电推进多余物诱发束流闪烁装置
CN117284508A (zh) * 2023-09-25 2023-12-26 北京交通大学 一种气动相对压差分布与热模拟试验系统及其试验方法
CN117963183A (zh) * 2024-04-01 2024-05-03 江苏亨睿航空工业有限公司 一种微重力试验舱底部半球形承载结构及制备方法
CN119574091A (zh) * 2024-12-13 2025-03-07 西安航天动力研究所 一种液滴发生器撒布特性天地一致性模拟试验系统及方法
CN119872912A (zh) * 2024-12-27 2025-04-25 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种一体化热综合试验环境系统
CN119898493A (zh) * 2024-12-24 2025-04-29 中国航天空气动力技术研究院 一种直射式辐射对流耦合气动热地面模拟试验装置

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1096549A1 (ru) * 1983-04-26 1984-06-07 Институт высоких температур АН СССР Устройство дл определени теплоемкости тугоплавких материалов
US4801113A (en) * 1987-09-24 1989-01-31 Grumman Aerospace Corporation Apparatus and method for electrical heating of aircraft skin for background matching
WO1995008472A1 (de) * 1993-09-21 1995-03-30 Bil-Innovations-Stiftung Fluggerät
WO2004028894A1 (en) * 2002-09-24 2004-04-08 Statoil Asa Loading system for ice infested waters
RU2307348C1 (ru) * 2006-02-10 2007-09-27 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уральский государственный университет путей сообщения" (УрГУПС) Устройство для определения содержания газов в жидких металлах
RU2530443C1 (ru) * 2013-05-22 2014-10-10 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный машиностроительный университет (МАМИ)"(Университет машиностроения) Способ тепловых испытаний материалов и изделий
RU2594828C1 (ru) * 2015-01-19 2016-08-20 Николай Борисович Болотин Двигательная установка гиперзвукового самолета
RU2016124177A (ru) * 2016-06-17 2017-12-21 Дмитрий Вячеславович Федотов Термодинамический стенд для моделирования аэродинамического нагрева

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1096549A1 (ru) * 1983-04-26 1984-06-07 Институт высоких температур АН СССР Устройство дл определени теплоемкости тугоплавких материалов
US4801113A (en) * 1987-09-24 1989-01-31 Grumman Aerospace Corporation Apparatus and method for electrical heating of aircraft skin for background matching
WO1995008472A1 (de) * 1993-09-21 1995-03-30 Bil-Innovations-Stiftung Fluggerät
WO2004028894A1 (en) * 2002-09-24 2004-04-08 Statoil Asa Loading system for ice infested waters
RU2307348C1 (ru) * 2006-02-10 2007-09-27 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уральский государственный университет путей сообщения" (УрГУПС) Устройство для определения содержания газов в жидких металлах
RU2530443C1 (ru) * 2013-05-22 2014-10-10 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный машиностроительный университет (МАМИ)"(Университет машиностроения) Способ тепловых испытаний материалов и изделий
RU2594828C1 (ru) * 2015-01-19 2016-08-20 Николай Борисович Болотин Двигательная установка гиперзвукового самолета
RU2016124177A (ru) * 2016-06-17 2017-12-21 Дмитрий Вячеславович Федотов Термодинамический стенд для моделирования аэродинамического нагрева

Cited By (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112326726A (zh) * 2020-10-30 2021-02-05 北京临近空间飞行器系统工程研究所 一种树脂基复合材料热解引射因子测试装置及方法
CN112326726B (zh) * 2020-10-30 2023-12-29 北京临近空间飞行器系统工程研究所 一种树脂基复合材料热解引射因子测试装置及方法
CN112305009A (zh) * 2020-11-06 2021-02-02 北京石油化工学院 一种电阻式高温压力热模拟试验装置及试验方法
CN112305009B (zh) * 2020-11-06 2024-01-19 北京石油化工学院 一种电阻式高温压力热模拟试验装置及试验方法
CN112444369A (zh) * 2020-12-21 2021-03-05 中国航天空气动力技术研究院 一种攻角可调的平板模型气动热-振动联合试验装置
CN112730502A (zh) * 2020-12-22 2021-04-30 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种自动化的辐射加热试验系统
CN112591157A (zh) * 2020-12-29 2021-04-02 中国航天空气动力技术研究院 一种等离子体气动加热与辐射加热的耦合加热装置
US11906175B2 (en) 2020-12-30 2024-02-20 Trane International Inc. Orientation-based HVAC control
US11585543B2 (en) 2020-12-30 2023-02-21 Trane International Inc. Orientation-based HVAC control
CN113970676A (zh) * 2021-09-30 2022-01-25 西安交通大学 一种太空机载环境下的热源模拟装置
CN113970676B (zh) * 2021-09-30 2023-08-01 西安交通大学 一种太空机载环境下的热源模拟装置
CN114018436A (zh) * 2021-11-08 2022-02-08 北京卫星环境工程研究所 航天器材料空间强电磁环境效应试验系统
CN114018436B (zh) * 2021-11-08 2023-11-10 北京卫星环境工程研究所 航天器材料空间强电磁环境效应试验系统
CN114056581A (zh) * 2021-12-20 2022-02-18 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种风挡玻璃加热控制方法及其系统
CN114056581B (zh) * 2021-12-20 2023-11-28 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种风挡玻璃加热控制方法及其系统
CN115416880A (zh) * 2022-04-28 2022-12-02 扬州睿炬科技有限公司 一种高超声速飞行器热考核试验系统的使用方法
CN115072012A (zh) * 2022-04-28 2022-09-20 扬州睿炬科技有限公司 一种高超声速飞行器热防护结构的热考核试验系统
CN114721450A (zh) * 2022-06-10 2022-07-08 中国飞机强度研究所 空天飞机结构强度测试中温度控制用热试验迭代控温方法
CN114994126A (zh) * 2022-08-03 2022-09-02 广东天原施莱特新材料有限公司 一种应用于高分子材料产品的测试装置及方法
CN114994126B (zh) * 2022-08-03 2022-10-21 广东天原施莱特新材料有限公司 一种应用于高分子材料产品的测试装置及方法
CN115824564B (zh) * 2023-02-09 2023-04-25 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 用于观察风洞深低温高速流动模拟的装置和观察方法
CN115824564A (zh) * 2023-02-09 2023-03-21 中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所 用于观察风洞深低温高速流动模拟的装置和观察方法
CN116660968A (zh) * 2023-06-02 2023-08-29 兰州空间技术物理研究所 一种离子电推进多余物诱发束流闪烁装置
CN117284508A (zh) * 2023-09-25 2023-12-26 北京交通大学 一种气动相对压差分布与热模拟试验系统及其试验方法
CN117284508B (zh) * 2023-09-25 2024-03-22 北京交通大学 一种气动相对压差分布与热模拟试验系统及其试验方法
CN117963183A (zh) * 2024-04-01 2024-05-03 江苏亨睿航空工业有限公司 一种微重力试验舱底部半球形承载结构及制备方法
CN119574091A (zh) * 2024-12-13 2025-03-07 西安航天动力研究所 一种液滴发生器撒布特性天地一致性模拟试验系统及方法
CN119898493A (zh) * 2024-12-24 2025-04-29 中国航天空气动力技术研究院 一种直射式辐射对流耦合气动热地面模拟试验装置
CN119872912A (zh) * 2024-12-27 2025-04-25 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种一体化热综合试验环境系统

Also Published As

Publication number Publication date
WO2020096477A8 (ru) 2020-09-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2020096477A1 (ru) Термодинамический стенд для моделирования аэродинамического нагрева
US5942682A (en) Apparatus to simulate aerodynamic cooling and heating effects on aircraft/missile equipment
Ding et al. Experimental investigation on aero-optical mitigation of hypersonic optical dome using microvortex generators
CN116296420B (zh) 姿控发动机飞行环境模拟热流的热流测试装置及方法
Hollis Experimental and computational aerothermodynamics of a Mars entry vehicle
Losseva et al. Numerical Simulations of the First Stage of Dynamics of a High-Speed Plasma Jet in Fluxus and North Star Active Geophysical Rocket Experiments
Wang et al. Experimental research on the thermal throat of rocket based combined cycle combustor
Kimmel Aerothermal design for the HIFiRE flight vehicle
Isaacs et al. Aerothermal Testing in a Pulsed Arcjet Tunnel with Laser Preheating
Cress et al. Aero-optical measurements in a heated, subsonic, turbulent boundary layer
Korejwo et al. Ground test facilities for aerothermal and aero-optical evaluation of hypersonic interceptors
Cuntz Chromospheric extents predicted by time-dependent acoustic wave models
Berry et al. Aerothermal testing for project orion crew exploration vehicle
Dem’yanov et al. Solution of the problems of spacecraft aerothermodynamics
Cardone IR heat transfer measurements in hypersonic plasma flows
Holden et al. Calibration, validation, and evaluation studies in the LENS facility
JP2008504480A (ja) 密封プレナムを具備した推進装置
Muylaert et al. Aerothermodynamic Reentry Flight Experiments-EXPERT
Ding et al. Spatial structure similarity analysis of aero-optical wavefront induced by supersonic film cooling
Groenig et al. Experimental Hypersonic Flow Researc in Europe
Miller III Measured pressure distributions, aerodynamic coefficients and shock shapes on blunt bodies at incidence in hypersonic air and CF4
CN114623847A (zh) 一种无人机吊载辐射源
Han et al. Photophoretic lift for carbon-nanotube-coated polyester film: A combined numerical and experimental approach
Eddlemon NASA Ames Thermophysics Facilities Overview
Chanetz et al. Hypersonic wind tunnels

Legal Events

Date Code Title Description
NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE