RU2677487C1 - Method for heat loading of rocket fairings made of nonmetals - Google Patents
Method for heat loading of rocket fairings made of nonmetals Download PDFInfo
- Publication number
- RU2677487C1 RU2677487C1 RU2018104158A RU2018104158A RU2677487C1 RU 2677487 C1 RU2677487 C1 RU 2677487C1 RU 2018104158 A RU2018104158 A RU 2018104158A RU 2018104158 A RU2018104158 A RU 2018104158A RU 2677487 C1 RU2677487 C1 RU 2677487C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fairing
- insulating material
- heat
- heater
- limiter
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 13
- 229910052755 nonmetal Inorganic materials 0.000 title 1
- 150000002843 nonmetals Chemical class 0.000 title 1
- 239000011810 insulating material Substances 0.000 claims abstract description 19
- 239000011261 inert gas Substances 0.000 claims abstract description 8
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims abstract description 7
- 239000007769 metal material Substances 0.000 claims abstract description 7
- 238000012360 testing method Methods 0.000 abstract description 8
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 238000009529 body temperature measurement Methods 0.000 abstract description 2
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 abstract 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 5
- 239000011888 foil Substances 0.000 description 3
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 2
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 2
- WFKWXMTUELFFGS-UHFFFAOYSA-N tungsten Chemical compound [W] WFKWXMTUELFFGS-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910052721 tungsten Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000010937 tungsten Substances 0.000 description 2
- ZOKXTWBITQBERF-UHFFFAOYSA-N Molybdenum Chemical compound [Mo] ZOKXTWBITQBERF-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- -1 for example Substances 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 229910052750 molybdenum Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000011733 molybdenum Substances 0.000 description 1
- 239000010453 quartz Substances 0.000 description 1
- 239000011819 refractory material Substances 0.000 description 1
- VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N silicon dioxide Inorganic materials O=[Si]=O VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000000779 smoke Substances 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
- G01M9/02—Wind tunnels
- G01M9/04—Details
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
- G01N25/00—Investigating or analyzing materials by the use of thermal means
- G01N25/72—Investigating presence of flaws
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Analytical Chemistry (AREA)
- Biochemistry (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- Immunology (AREA)
- Pathology (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на головную часть (обтекатель) ракеты в наземных условиях.The invention relates to techniques for ground testing of elements of aircraft (LA), and in particular to methods for reproducing aerodynamic thermal effects on the head part (fairing) of a rocket in ground conditions.
В настоящее время воспроизведение аэродинамического нагрева осуществляется в различных установках: аэродинамических трубах, баллистических установках, плазменных установках, стендах на основе сжигания топлива (прямоточных реактивных двигателях) (Статические испытания на прочность сверхзвуковых самолетов / А.Н. Баранов [и др.]. М: Машиностроение. 1974. 344 с; Материалы и покрытия в экстремальных условиях. Взгляд в будущее: В 3 т. Т.З. Экспериментальные исследования / Ю.В. Полежаев, С.В. Резник, А.Н. Баранов и др., Под ред. Ю.В. Полежаева и С.В. Резника. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2002. 264 с.: ил.). Но из-за огромных материальных затрат, которые требуются при испытании натурных конструкций в таких установках широкого распространения в практике наземных испытаний данные установки не получили.At present, the reproduction of aerodynamic heating is carried out in various installations: wind tunnels, ballistic installations, plasma installations, stands based on fuel combustion (ramjet engines) (Static strength tests of supersonic aircraft / A.N. Baranov [et al.]. M : Mechanical Engineering. 1974. 344 s; Materials and coatings in extreme conditions. A look into the future: In 3 vols. T.Z. Experimental studies / Yu.V. Polezhaev, S.V. Reznik, A.N. Baranov, etc. , Edited by Yu.V. Polezhaev and S.V. Reznik. . Univ. Of Bauman MSTU, 2002. 264 p .: silt).. But due to the enormous material costs that are required when testing full-scale structures in such installations, these installations have not received widespread practice in ground tests.
Стенды радиационного нагрева получили наиболее широкое распространение в практике наземных испытаний, так как они просты в эксплуатации и позволяют достаточно легко изменять конфигурацию нагревателя в зависимости от геометрии конструкции обтекателя.Radiation heating stands are most widely used in ground testing practice, as they are simple to operate and make it possible to easily change the heater configuration depending on the geometry of the cowl structure.
Однако стандартные стенды радиационного нагрева (на базе ламп инфракрасного излучения) имеют ряд ограничений. Для элементов летательных аппаратов сложной формы, когда геометрические размеры конструкции сравнимы с размерами нагревателей, присутствует большая погрешность задания температурного поля. Кроме того, при задании высоких температур (выше температуры смягчения кварца) инфракрасные нагреватели выходят из строя.However, standard stands for radiation heating (based on infrared lamps) have a number of limitations. For elements of aircraft of complex shape, when the geometric dimensions of the structure are comparable with the dimensions of the heaters, there is a large error in setting the temperature field. In addition, when setting high temperatures (above the softening temperature of quartz), infrared heaters fail.
Наиболее близким по технической сущности является способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов по патенту РФ №2517790, МПК7 G01M 9/04, G01N 25/72, опубл. 27.05.2014 г.The closest in technical essence is the method of thermal loading of rocket fairings from non-metallic materials according to RF patent No. 2517790, IPC 7 G01M 9/04, G01N 25/72, publ. 05/27/2014
В этом способе тепловое нагружение осуществляют за счет пропускания электрического тока через эквидистантный поверхности обтекателя нагреватель в виде токопроводящей тонкостенной оболочки переменной толщины по высоте, контактирующей с ограничителем из теплоизоляционного материала, также эквидистантным наружной поверхности обтекателя, токопроводящая тонкостенная оболочка расположена к наружной поверхности обтекателя с зазором, в который нагнетают инертный газ под давлением, а ограничитель из теплоизоляционного материала выполнен пористым.In this method, thermal loading is carried out by passing an electric current through the equidistant surface of the fairing, the heater in the form of a conductive thin-walled shell of variable thickness in height, in contact with a limiter of heat-insulating material, also equidistant to the outer surface of the fairing, the conductive thin-walled shell is located to the outer surface of the fairing with a gap, into which inert gas is injected under pressure, and the limiter is made of heat-insulating material n porous.
Недостатком способа является необходимость создания большого перепада давления по стенке нагревателя для его прижатия к ограничителю из теплоизоляционного материала и фиксации его положения относительно обтекателя, это приводит к большому расходу инертного газа, что, в свою очередь, значительно снижает максимальную рабочую температуру нагревателя.The disadvantage of this method is the need to create a large pressure drop along the wall of the heater to press it against the limiter of the insulating material and fix its position relative to the cowling, this leads to a large consumption of inert gas, which, in turn, significantly reduces the maximum operating temperature of the heater.
Техническим результатом заявляемого изобретения является расширение температурного диапазона воспроизведения теплового поля на наружной поверхности обтекателей из неметаллических материалов при наземной отработке конструкции.The technical result of the claimed invention is the expansion of the temperature range of the reproduction of the thermal field on the outer surface of the fairings of non-metallic materials during surface testing of the structure.
Указанный технический результат достигается тем, что в способе теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов, включающий нагрев наружной поверхности обтекателя за счет пропускания электрического тока через эквидистантный этой поверхности нагреватель в виде токопроводящей тонкостенной оболочки переменной толщины по высоте, контактирующей с ограничителем из теплоизоляционного материала, также эквидистантным наружной поверхности обтекателя, и измерение температуры, токопроводящая тонкостенная оболочка расположена к наружной поверхности обтекателя с зазором, в который нагнетают инертный газ под давлением, а ограничитель из теплоизоляционного материала выполнен пористым, отличающийся тем, что сборка: обтекатель, нагреватель и ограничитель из теплоизоляционного материала - размещается в корпусе, в котором создается пониженное давление, а ограничитель из теплоизоляционного материала охлаждается по наружной поверхности потоком атмосферного воздуха, поступающего через заслонки в основании корпуса.The specified technical result is achieved by the fact that in the method of thermal loading of rocket fairings made of non-metallic materials, including heating the outer surface of the fairing by passing an electric current through an equidistant heater of this surface in the form of a conductive thin-walled shell of variable thickness in height, in contact with the limiter of the heat-insulating material, equidistant to the outer surface of the fairing, and temperature measurement, conductive thin-walled shell it is laid to the outer surface of the fairing with a gap into which inert gas is injected under pressure, and the limiter made of heat-insulating material is made porous, characterized in that the assembly: fairing, heater and limiter made of heat-insulating material is placed in the housing in which the reduced pressure is created, and a limiter made of heat-insulating material is cooled on the outer surface by a stream of atmospheric air entering through the flaps in the base of the housing.
Предлагаемый способ отличается от прототипа тем, что позволяет увеличить максимальную рабочую температуру нагревателя за счет снижения расхода инертного газа, охлаждающего нагреватель. Инертный газ, нагнетаемый в зазор между наружной поверхностью обтекателя и нагревателем, не используется для фиксации положения нагревателя, а необходим лишь для создания инертной среды. Это расширяет температурный диапазон работы нагревателя.The proposed method differs from the prototype in that it allows to increase the maximum operating temperature of the heater by reducing the consumption of inert gas cooling the heater. Inert gas injected into the gap between the outer surface of the fairing and the heater is not used to fix the position of the heater, but is necessary only to create an inert medium. This extends the temperature range of the heater.
Например, для нагревателя из углеродных тканей максимальная рабочая температура может достигать 2400°С, а для нагревателя из вольфрамовой фольги - до 3000°С.For example, for a heater made of carbon fabrics, the maximum working temperature can reach 2400 ° С, and for a heater made of tungsten foil, up to 3000 ° С.
Способ иллюстрирует схема, представленная на фигуре. Нагреватель 2 располагают между обтекателем 1 и ограничителем теплоизоляционного материала 3, причем в зазоре между нагревателем 2 и обтекателем 1 нагнетают инертный газ, а для подачи напряжения на нагреватель 2 используют шины 4, причем сборка: обтекатель 1, нагреватель 2 и ограничитель из теплоизоляционного материала 3 размещается в корпусе 5, в котором создается пониженное давление, например за счет установки дымососа, а ограничитель из теплоизоляционного материала охлаждается по наружной поверхности потоком атмосферного воздуха, поступающего через заслонки 6 в верхнем основании корпуса 7.The method illustrates the diagram shown in the figure. The
Нагреватель может быть выполнен из углеродных тканей или фольги из тугоплавких материалов, например из вольфрама или молибдена. При выполнении нагревателя из металлической фольги его поверхность должна быть перфорирована. Ограничитель из теплоизоляционного материала может быть изготовлен из керамических пластин.The heater may be made of carbon fabrics or foil of refractory materials, for example, tungsten or molybdenum. When the heater is made of metal foil, its surface must be perforated. The limiter of the insulating material can be made of ceramic plates.
Заявленный способ дает возможность воспроизвести аэродинамический нагрев обтекателей ракет из неметаллических материалов при высоких температурах, например для изделий из керамики до 2100°С на наружной поверхности.The claimed method makes it possible to reproduce the aerodynamic heating of rocket fairings from non-metallic materials at high temperatures, for example, for ceramic products up to 2100 ° C on the outer surface.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018104158A RU2677487C1 (en) | 2018-02-02 | 2018-02-02 | Method for heat loading of rocket fairings made of nonmetals |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018104158A RU2677487C1 (en) | 2018-02-02 | 2018-02-02 | Method for heat loading of rocket fairings made of nonmetals |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2677487C1 true RU2677487C1 (en) | 2019-01-17 |
Family
ID=65025225
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018104158A RU2677487C1 (en) | 2018-02-02 | 2018-02-02 | Method for heat loading of rocket fairings made of nonmetals |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2677487C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN118328790A (en) * | 2024-03-28 | 2024-07-12 | 北京星河动力装备科技有限公司 | Launch vehicle fairing thermal insulation device and use method thereof |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5942682A (en) * | 1998-02-02 | 1999-08-24 | Northrop Grumman Corporation | Apparatus to simulate aerodynamic cooling and heating effects on aircraft/missile equipment |
| RU88147U1 (en) * | 2009-07-06 | 2009-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем" | STAND FOR IMITATION OF HEAT MODES |
| RU2456568C1 (en) * | 2011-02-22 | 2012-07-20 | Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" (ОАО "ОНПП "Технология") | Method for thermal loading rocket fairings made from nonmetallic materials |
| CN202362214U (en) * | 2011-11-17 | 2012-08-01 | 上海无线电设备研究所 | Pressurization screening device for strengths of quartz ceramic missile radomes |
| CN102721612A (en) * | 2012-07-03 | 2012-10-10 | 北京航空航天大学 | High temperature-distributed load thermal strength test device for plane structure of high-speed missile aerobat |
| RU2517790C1 (en) * | 2012-12-18 | 2014-05-27 | Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Application of heat stress to rocket cowls of nonmetals |
-
2018
- 2018-02-02 RU RU2018104158A patent/RU2677487C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5942682A (en) * | 1998-02-02 | 1999-08-24 | Northrop Grumman Corporation | Apparatus to simulate aerodynamic cooling and heating effects on aircraft/missile equipment |
| RU88147U1 (en) * | 2009-07-06 | 2009-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный научно-исследовательский институт авиационных систем" | STAND FOR IMITATION OF HEAT MODES |
| RU2456568C1 (en) * | 2011-02-22 | 2012-07-20 | Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" (ОАО "ОНПП "Технология") | Method for thermal loading rocket fairings made from nonmetallic materials |
| CN202362214U (en) * | 2011-11-17 | 2012-08-01 | 上海无线电设备研究所 | Pressurization screening device for strengths of quartz ceramic missile radomes |
| CN102721612A (en) * | 2012-07-03 | 2012-10-10 | 北京航空航天大学 | High temperature-distributed load thermal strength test device for plane structure of high-speed missile aerobat |
| RU2517790C1 (en) * | 2012-12-18 | 2014-05-27 | Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" | Application of heat stress to rocket cowls of nonmetals |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN118328790A (en) * | 2024-03-28 | 2024-07-12 | 北京星河动力装备科技有限公司 | Launch vehicle fairing thermal insulation device and use method thereof |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2517790C1 (en) | Application of heat stress to rocket cowls of nonmetals | |
| RU2456568C1 (en) | Method for thermal loading rocket fairings made from nonmetallic materials | |
| Savino et al. | Aero-thermo-chemical characterization of ultra-high-temperature ceramics for aerospace applications | |
| RU2571442C1 (en) | Tests with application of heat stress to rocket cowls of nonmetals | |
| RU2583353C1 (en) | Method for thermal loading of rocket cowls made of nonmetals | |
| Celano et al. | Injector characterization for a gaseous oxygen-methane single element combustion chamber | |
| US2799136A (en) | Flame detection and control in aircraft engines | |
| RU2677487C1 (en) | Method for heat loading of rocket fairings made of nonmetals | |
| Gulli et al. | Arc-jet testing of a variable-transpiration-cooled and uncoated carbon–carbon nose cone | |
| RU2703491C1 (en) | Method for thermal testing of aircraft elements | |
| Wu et al. | Experimental investigation of abrupt change in a scramjet with variable Mach-number flow | |
| Takahashi et al. | Combustion characteristics of a supersonic combustor model for a JAXA flight experiment | |
| RU2637176C1 (en) | Method of test of rocket fairings of nonmetallic materials | |
| RU2694244C1 (en) | Infrared heater | |
| RU2670725C9 (en) | Method of thermal loading of fairings of flying apparatuses made of nonmetals | |
| Bouchez et al. | Combustor Materials Research Studies for High Speed Aircraft in the European Program ATLLAS2 | |
| MacDonald et al. | Build-up of the second-generation 30 kW miniature arc jet (mARC II) at NASA Ames Research Center | |
| Shibkov | Effect of heat release on a gas flow in a channel with a variable cross section | |
| RU2762167C1 (en) | Method for thermal testing of aircraft elements | |
| RU2415290C1 (en) | Ignition device of sample of solid rocket propellant, and ignition method by using such device | |
| RU2676397C1 (en) | Method for heat loading of rocket fairings made of nonmetals | |
| Trotsky et al. | HyperMATE: A Novel Aerothermal Testing Facility at the University of Tennessee | |
| RU2837498C1 (en) | Method of determining temperature field of suspended aircraft weapons during aerodynamic heating | |
| RU2775689C1 (en) | Method for thermal testing of rocket fairings | |
| Baccarella | Experimental study of flow choking and inlet unstart in an axisymmetric model scramjet |