Установка для испытаний теплозащиты летательного аппарата

Установка для испытаний теплозащиты летательного аппарата

Реферат

Изобретение относится к испытаниям фрагментов конструкции ЛА с теплозащитой, а именно к устройствам, предназначенным для исследования теплопроводности и работоспособности теплозащиты (или теплоизоляции).

Известна установка [ИСО 8302: 1991. Теплоизоляция. Определение термического сопротивления и связанных с ним теплофизических показателей. Прибор с горячей охранной зоной] для определения теплофизических характеристик неметаллических материалов, содержащая плоский нагреватель, установленный между двух испытуемых образцов и расположенных за ними двух плоских термостатов. На установке измеряется только количество тепла, подведенное к образцам. Установка не может использоваться для испытания образцов материалов, в которых наряду с теплопереносом имеют место процессы тепломассообмена.

Известна установка [Алифанов О.М., Будник С.А., Михайлов В.В., Ненарокомов А.В. Экспериментально-вычислительный комплекс для исследования теплофизических свойств теплотехнических материалов // Тепловые процессы в технике. 2009. T.1. №2. С.49-60] для исследований теплофизических свойств теплозащитных и теплоизоляционных материалов. Установка содержит тепловакуумную камеру, плоский высокотемпературный нагреватель, установленный между двух испытуемых образцов и расположенных за ними двух плоских калориметров, термопары, охранную теплоизоляцию, измерительный модуль для сборки нагревателя, испытуемых образцов и калориметров и установки их в камеру, автоматизированную систему управления нагревом, измерений и обработки результатов. Калориметры выполнены из тонкой медной фольги и непосредственно прижаты к испытуемым образцам. К калориметрам, в свою очередь, с другой стороны пристыкована теплоизоляция. Таким образом, граничным условием для этой стороны образца является теплоизолированная стенка. В реальных условиях работы теплозащиты ЛА имеет место теплоотвод внутрь защищаемого отсека. При воспроизведении реального нагрева "горячей" поверхности образцов будет иметь место перегрев "холодной" поверхности. Это отличие от реальной температуры будет сказываться на процессе тепломассообмена, связанного с диффузией из горячей зоны паров воды и конденсацией их на "холодной" стороне. Таким образом, определяемый эффективный коэффициент теплопроводности будет отличаться от истинного, особенно на начальном участке траекторного нагрева, когда "горячая" поверхность быстро нагревается, а внутренние слои имеют температуру ниже температуры конденсации паров воды при давлении в камере. Этому же способствует и отсутствие регулирования давления газа в процессе эксперимента, так как это в свою очередь определяет температуру конденсации.

Целью изобретения является максимальное приближение условий испытания теплозащиты ЛА к натурным путем воспроизведения на "холодной" стороне испытуемого фрагмента теплозащиты тепловых потоков и температур, соответствующих условиям теплообмена на границе между теплозащитой и защищаемой ею конструкцией ЛА.

Это достигается тем, что калориметр устанавливается на определенном расстоянии от фрагмента теплозащиты. Величина зазора между ними вместе с давлением газа определяют конвективную составляющую теплового потока и составляющую за счет теплопроводности газа. Степени черноты противолежащих поверхностей в зазоре определяют лучистую составляющую теплообмена между теплозащитой и калориметром. Толщина калориметра, а следовательно и его теплоемкость, позволяют ему аккумулировать тепловой поток, прошедший через теплозащиту, и имитировать в течение эксперимента поглощение тепла защищаемой конструкцией, например поглощение тепла системой терморегулирования отсека ЛА. Поэтому величина зазора, степень черноты покрытий, наносимых на «холодную» поверхность теплозащиты и на обращенную к ней поверхность калориметра, и толщина калориметра определяются из заданных условий теплообмена на границе между теплозащитой и защищаемой ею конструкцией летательного аппарата.

Пример. Заданы граничные условия теплоотвода от оболочки с теплозащитой в отсек, определяемые системой терморегулирования отсека:

- тепловой поток внутрь отсека в полете ≈800 Вт/м²;

- температура оболочки ≈373 K;

- время полета 500 сек.

На основании расчета выбираем:

- зазор между калориметром и фрагментом 10 мм;

- толщина калориметра 10 мм;

- материал калориметра - медь;

- на тепловоспринимающую поверхность калориметра наносим термостойкую краску со степенью черноты ε=0.9;

- на подложку фрагмента наносим термостойкую краску со степенью черноты ε=0.9;

- среда - воздух при давлении 0,1 МПа.

При начальной температуре калориметра 296 K тепловой поток, отводимый от фрагмента и воспринимаемый калориметром, составит 875 Вт/м² (погрешность +9,4%). Из них 324 Вт/м² за счет теплопроводности газа и свободной конвекции в щели, образованной зазором, а 551 Вт/м² за счет лучистого теплообмена между окрашенными поверхностями (ε=0.9) с приведенной степенью черноты ε_пр=0,818. За 500 сек температура калориметра повысится на 12 K. В конце траектории отводимый суммарный тепловой поток составит 753 Вт/м² (погрешность - 5.9%).

Для обеспечения точности измерений теплоемким калориметром он выполнен разделенным на секции: выделена центральная более горячая секция и концентрично ей три рамки секций напротив крайних участков фрагментов теплозащиты, а на центральную секцию помимо термопар установлен термометр сопротивления. В отличие от термопар при относительно низких температурах (до 973 K, О.А.Геращенко, В.Г.Федоров. Тепловые и температурные измерения. Справочное руководство. «Наукова думка», Киев, 1965, стр.49, 85) термометры сопротивления имеют преимущество и обеспечивают чувствительность при 24-разрядной системе измерений ≤0,001 K. Для обеспечения реальных условий тепломассообмена внутри испытываемой теплозащиты по траектории полета тепловакуумная камера дополнительно снабжена пневмосистемой и системой автоматического регулирования в ней давления газа по заданному режиму.

Установка содержит тепловакуумную камеру с помещенным в нее измерительным модулем, в котором установлены высокотемпературный нагреватель, расположенный между двух испытываемых фрагментов теплозащиты, за которыми установлены два калориметра с термопарами и охранная теплоизоляция, и автоматизированную систему управления нагревом, давлениями и измерений.

На чертеже представлена схема измерительной части установки, а именно измерительный модуль 12 с двумя испытываемыми фрагментами 1, пластинчатым нагревателем 2 между ними и двумя калориметрами 3. Фрагменты 1 состоят из слоя теплозащиты 1-1 и подложки 1-2, имитирующей герметичную оболочку корпуса защищаемой конструкции ЛА. Размер фрагментов 400×400×δ (50÷60) мм. Фрагменты через герметизирующие теплоизоляционные прокладки 14 стыкуются с металлическими половинами корпуса измерительного модуля 12. Калориметры разделены на секции: центральную (100×100) мм и три концентричные ей секции в виде рамок шириной по 50 мм. Между калориметрами и фрагментами теплозащиты имеется зазор 4. На противолежащие в зазоре поверхности теплозащиты и калориметра нанесены покрытия 5 и 6 соответственно с определенными степенями черноты. Обратная сторона 7 калориметров полированная. Напротив нее располагается слой 8 охранной теплоизоляции, покрытый отражающим экраном 9 из алюминиевой фольги. На фрагменты теплозащиты, калориметры и теплоизоляцию установлены термопары 10. На центральные секции калориметров помимо термопар установлены термометры сопротивления 11. Оба герметичных пространства измерительного модуля через трубки 13 соединены с системой подачи газа.

Установка работает следующим образом. Измерительный модуль 12 с помещенными в него испытываемыми фрагментами 1, нагревателем 2, калориметрами 3 устанавливается в термовакуумную камеру. Автоматическая система нагрева по показаниям термопар на "горячей" поверхности теплозащиты регулирует электропитание нагревателя и обеспечивает заданный полетный температурный режим. Одновременно регистрируется количество тепла, поступившего от нагревателя во фрагменты теплозащиты.

Автоматическая система давления регулирует работу вакуумной и пневматической систем и обеспечивает заданное изменение давления в герметичных пространствах измерительного модуля и в тепловакуумной камере. В измерительном модуле поддерживается расчетное давление, обеспечивающее заданный тепловой поток между фрагментом и калориметром, а в тепловакуумной камере поддерживается давление начиная от атмосферного в начале старта и далее по траектории полета. Количество тепла, прошедшее через фрагменты теплозащиты, аккумулируется и измеряется калориметрами, одновременно имитирующими отвод тепла в конструкцию ЛА.

По результатам измерения подведенного и прошедшего через конструкцию количества тепла и измерений температур судят о коэффициенте эффективной теплопроводности теплозащиты и ее работоспособности.

Таким образом, условия испытаний теплозащиты ЛА приближаются к натурным за счет воспроизведения реальных условий теплообмена на "холодной" поверхности фрагмента и соответственно тепломассообмена внутри теплозащиты и реального прогрева конструкции.

Установка для испытаний теплозащиты летательного аппарата, содержащая тепловакуумную камеру с помещенным в нее измерительным модулем, в котором установлены высокотемпературный нагреватель, расположенный между двух испытываемых фрагментов теплозащиты, за которыми установлены два калориметра с термопарами и охранная теплоизоляция, и автоматизированную систему управления нагревом и измерений, отличающаяся тем, что калориметры установлены относительно испытываемых фрагментов теплозащиты с зазором, а на противолежащие поверхности фрагмента и калориметра нанесены терморегулирующие покрытия, калориметры разделены на секции, на центральных секциях калориметров установлены термометры сопротивления, полости между фрагментами теплозащиты и корпусом измерительного модуля выполнены герметичными и соединены с дополнительно установленной системой подачи газа, автоматическая система снабжена блоком для регулирования давление газа в термовакуумной камере и в измерительном модуле, а величина давления в измерительном модуле, степень черноты терморегулирующих покрытий, толщина калориметров и величина зазора определены из условия равенства теплового потока между фрагментом теплоизоляции и калориметром тепловому потоку в полете на границе между теплозащитой и защищаемой ею конструкцией летательного аппарата.