Стенд для испытаний на нагрузки отсека летательного аппарата

Изобретение относится к испытательной технике элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам воспроизведения аэродинамического теплового и силового воздействия на внутреннюю поверхность отсека летательного аппарата в наземных условиях. Устройство включает размещенный на основании корпус с установленными внутри него нагревателями. Корпус выполнен в виде ряда изолированных друг от друга, эквидистантных внутренней поверхности корпуса отсека ЛА секций. Нагреватели представляют собой кварцевые галогенные лампы, закрепленные на каждой секции на одинаковом расстоянии друг от друга и с зазором относительно внутренний поверхности отсека ЛА. При этом каждая секция содержит алюминиевые диски для отражения и аккумуляции тепла. На основании стенда установлены штуцера для подачи и сброса давления. Технический результат заключается в обеспечении наилучшего соответствия распределения тепловых потоков, повышении эффективности и точности результатов измерения тепловой стойкости материалов. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится, в частности к испытательной технике элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно, к способам воспроизведения аэродинамического теплового и силового воздействия на внутреннюю поверхность отсека летательного аппарата в наземных условиях.

На данный момент известны различные методы тепловых испытаний, например способ теплового нагружения отсеков ЛА (патент RU 2517790 C1, дата публикации 27.05.2014), содержащий корпус, в котором нагрев осуществляется за счет пропускания электрического тока через поверхность, повторяющую поверхность испытываемого отсека. Однако данный способ имеет существенный недостаток: передача энергии осуществляется только контактным методом между нагреваемой поверхностью и нагревателем, при котором невозможно исследовать внутреннюю поверхность отсека.

Так же известен способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов (патент RU 2583353 С1, дата публикации 05.10.2016), в котором силовое воздействие от нагружающих элементов передается на обтекатель с помощью стержней, проходящих через стенки токопроводящей и теплоизолирующей оболочки, однако техническое решение по патенту RU 2583353 С1 имеет ограниченное применение при воспроизведении теплового и силового воздействия на внутреннюю поверхность отсеков ЛА из-за ограниченного объема отсеков ЛА.

В качестве прототипа был выбран патент RU 2531052 С1, дата публикации 20.10.2014, в котором описан способ тепловых испытаний отсеков ракет, состоящий из корпуса и инфракрасного нагревателя, устанавливаемого внутри испытываемого объекта. При использовании данного способа нагреву подвергается определенная зона отсека ракеты (металлический шпангоут). Недостатком вышеописанного способа является невозможность использования этого способа по всей внутренней поверхности отсека ЛА.

Задачей предлагаемого технического решения является разработка стенда с максимальным приближением условий испытаний отсека ЛА к натурным посредством точного воспроизведения температур внутренней поверхности отсека ЛА, а также с возможностью нагружения отсеков внутренним давлением.

Технический результат предлагаемого изобретения заключается в обеспечении наилучшего соответствия распределения тепловых потоков, повышении эффективности и точности результатов измерения тепловой стойкости материалов.

Указанный технический результат достигается тем, что стенд для испытаний на нагрузки отсека летательного аппарата, содержит размещенный на основании корпус, с установленными внутри его нагревателями, при этом корпус выполнен в виде ряда изолированных друг от друга, эквидистантных внутренней поверхности корпуса отсека секций, при этом нагреватели представляют собой кварцевые галогенные лампы, закрепленные на каждой секции корпуса на одинаковом расстоянии друг от друга и с зазором относительно внутренней поверхности отсека ЛА, при этом каждая секция содержит алюминиевые диски, а на основании стенда установлены штуцера для подачи и сброса давления.

В частном варианте реализации изобретения на основании стенда установлены разъемы для термоэлектрических преобразователей.

Геометрия стенда повторяет внутренний контур отсека ЛА, а конструкция позволяет подавать давление во внутренний объем отсека.

На Фигуре изображен стенд для испытаний на нагрузки отсека летательного аппарата

На представленной фигуре показаны следующие элементы:

1 - секции;

2 - кварцевые галогенные лампы;

3 - алюминиевые диски;

4 - медные токоподводящие шины; 5- основание;

6 - штуцеры для подачи и сброса давления;

7 - разъемы для выхода термоэлектрических преобразователей.

Сущность изобретения: стенд для теплопрочностных испытаний на нагрузки отсека ЛА, состоящий из корпуса, имеющий две основные части (центральная и нижняя). Центральная часть состоит из ряда секций (1) независимых и изолированных друг от друга, что позволяет производить многозонный нагрев с различной задаваемой температурой. Ряд секций отсека повторяет форму внутренней поверхности отсека ЛА. Каждая секция выполнена из двух кольцевых ламподержателей, по периметру которых выполнены пазы, в которых на одинаковом расстоянии друг от друга закреплены кварцевые галогенные лампы (2) КГТ 220-1000-1, выполняющие нагрев внутренней поверхности отсека ЛА при испытании. Лампы удалены от внутренней поверхности отсека ЛА, чтобы избежать неравномерности поля излучения вследствие дискретности расположения ламп.

Каждая секция содержит алюминиевые диски (3), которые крепятся к основанию (5) при помощи шпилек, предназначенные для:

1) увеличения КПД ламп, за счет отражения их излучения;

2) защиты медных (4) токоподводящих шин от излучения ламп;

3) аккумуляция тепла после завершения нагрева и до конца испытания, что позволяет избежать перегрева и выхода из строя самого стенда.

К основанию (5) крепятся медные токоподводящие шины (4) подающие электричество на нагревательные элементы - кварцевые галогенные лампы (2) через соответствующие ламподержатели.

Нижняя часть стенда имеет основание (5), которое имитирует сопрягаемый отсек. На основании (5) предусмотрены штуцера для подачи (6) во внутренний объем между отсеком ЛА и стендом воздуха для создания давления внутри отсека ЛА во время полета и сброса давления, а так же разъемы (7) для выхода термоэлектрических преобразователей.

Предлагаемый стенд работает следующим образом. В процессе испытания система нагружения подает давление во внутренний объем отсека ЛА. Одновременно лампы нагревают внутреннюю поверхность отсека ЛА. Контроль за давлением осуществляется с помощью датчика давления и монометра, а за температурой в каждой зоне нагрева с помощью термоэлектрических преобразователей. По завершении испытания производится продувка внутреннего объема отсека ЛА через штуцеры подачи и сброса давления.

Предлагаемый стенд позволяет выполнить теплопрочностные испытания отсека ЛА с высокой эффективностью и точностью результатов.

1. Стенд для испытаний на нагрузки отсека летательного аппарата (ЛА), включающий размещенный на основании корпус с установленными внутри него нагревателями, отличающийся тем, что корпус выполнен в виде ряда изолированных друг от друга, эквидистантных внутренней поверхности корпуса отсека секций, при этом нагреватели выполнены в виде кварцевых галогенных ламп, закрепленных на каждой секции на одинаковом расстоянии друг от друга и с зазором относительно внутренней поверхности отсека ЛА, при этом каждая секция содержит алюминиевые диски, а на основании стенда установлены штуцера для подачи и сброса давления.

2. Стенд для испытаний на нагрузки отсека ЛА по п. 1, отличающийся тем, что на основании стенда установлены разъемы для термоэлектрических преобразователей.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области испытаний твердых тел и может быть использовано для идентификации невидимой ткани. Новым является то, что испытания проводятся в четыре этапа.
Изобретение относится к способ проведения испытаний материала, подлежащего обработке теплом, влияющим на механические свойства, труб из стали для транспортировки жидких и газообразных сред.

Установка предназначена для проведения испытаний на стойкость снаряжения боеприпаса к несанкционированному тепловому воздействию на него при пожаре за стеной хранилища или рядом с носителем боеприпасов.

Изобретение относится к устройству и способу контроля предпосевной обработки семян с применением любых электрофизических полей: электрического, магнитного или электромагнитного.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для исследования процессов тепломассопереноса в конструкциях ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ).
Изобретение относится к области ресурсосбережения и регенерации материалов при утилизации объектов техники, в частности, оно предназначено для извлечения порошка наполнителя из композиционного материала.

Изобретение относится к способу инструментального контроля за качеством посадки летательных аппаратов. Для контроля за качеством посадки дистанционно проводят тепловизионные измерения узлов и конструктивных элементов шасси и тормозных устройств с помощью тепловизионного прибора и устройства обработки информации, заносят полученные данные в базу данных, определяют интенсивность трибологического тепловыделения фрикционных контактов, производят программный расчет после трех посадок летательного аппарата интенсивности тепловыделения и рассчитывают среднеквадратичное отклонение определенным образом, определяют значение коэффициента вариации определенным образом, по значению которого признают или нет посадку удовлетворительной.

Изобретение относится к проверке толщины покрытия в покрытой области катализатора в катализаторах очистки автомобильных газов. Способ определения длины покрытой зоны в содержащем покрытие носителе для производства конверторов отходящих газов автомобилей осуществляют следующим образом.

Изобретение относится к концентратору кислорода для производства обогащенного кислородом газа, содержащему систему датчиков для количественного определения азота в кислородсодержащем газе, содержащем азот.

Изобретение относится к области высоких технологий, осуществляемых на основе управляемых термодинамических процессов, и может быть использовано для получения высокоизотермичных температурных полей объектов, нагреваемых внешним источником энергии.

Изобретение относится к области авиации, а именно к исследованию моделей самолетов в аэродинамической трубе на обледенение, с целью определения возможности попадания фрагментов льда в воздухозаборники двигателей летательных аппаратов.

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

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам. Предлагается способ и устройство для его реализации, в ходе определения разницы между заданным и измеренным давлением могут рассчитывать фиктивную или реальную площадь сечения щели утечки/протечки Fщ и определять регулирующий орган - дроссель сброса или наполнения.

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к устройствам для испытания моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах, и может быть использовано для определения комплекса стационарных и нестационарных аэродинамических характеристик летательных аппаратов.

Изобретение относится к транспортным средствам и может использоваться в спортивных и развлекательных целях. Устройство транспортирует человека (5), оснащенного спортивным снарядом (6), с помощью искусственно создаваемого давления воздуха (2).

Предложение относится к области экспериментальной аэрогазодинамики и может быть использовано для определения газодинамических нагрузок на модели летательных аппаратов с работающими двигателями при моделировании и экспериментальном исследовании струйного взаимодействия в процессах разделения высотных ступеней ракет-носителей, отделения космических аппаратов от разгонных блоков, причаливания, стыковки и расстыковки космических аппаратов на орбите, посадки космических аппаратов на поверхность планет с разреженной атмосферой и старта с них.

Изобретение относится к стендам для испытания элементов воздушных подушек. Стенд включает направляющий аппарат рычажного типа с противовесами, модуль воздушной подушки с двигателем внутреннего сгорания (ДВС), осевым вентилятором, обечайкой воздушной подушки с кронштейном крепления ДВС и сменным гибким ограждением воздушной подушки («юбкой»), буксируемую платформу для размещения различных рельефов и видов подстилающей поверхности; буксировочное устройство с тензодатчиком; систему управления и питания ДВС и электрическую схему запуска ДВС, измерительный комплекс с системой датчиков для измерения и фиксации параметров.

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике летательных аппаратов, в частности к изучению картины пространственного обтекания моделей летательных аппаратов в аэродинамической трубе, и может быть использовано при статических и динамических испытаниях моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах малых дозвуковых скоростей.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности, к автоматическим системам управления положением модели в аэродинамических трубах. Модель размещают таким образом, что ее ось вращения находится на равном расстоянии от узлов крепления державки, положение узлов крепления державки изменяют автоматически по трем параметрам управления: углу атаки, вертикальному и горизонтальному перемещениям в соответствии с заданной программой, вырабатывающей на каждом такте управления сигнал управления силовыми механизмами - линейными приводами.

Изобретение относится к области промышленной аэродинамики и может быть использовано для проведения газодинамических испытаний авиационной и ракетной техники. Устройство содержит испытательную камеру с аэродинамическим соплом, источник сжатого воздуха с магистралью высокого давления, систему регулирования подачи сжатого воздуха с регулируемыми клапанами, датчиками давления, датчиком температуры и регулятором расхода воздуха, установленным в магистрали высокого давления, газовый генератор со смесительным ресивером, топливными форсунками и системой зажигания, подключенный входом к магистрали высокого давления, а выходом - к входу аэродинамического сопла испытательной камеры, систему подачи топлива, подключенную к топливным форсункам и имеющую регулятор расхода топлива, и систему подачи кислорода, подключенную к смесительному ресиверу и имеющую регулятор расхода кислорода.

Изобретение относится к испытательной технике, определяющей тепловую стойкость конструкций изделия, в частности для имитации нагрева внешней поверхности отсека летательного аппарата (ЛА). Нагреватель для тепловых испытаний внешней поверхности отсека летательного аппарата (ЛА) содержит каркас, нагревательные элементы, токоподводящие шины. Каркас выполнен в виде цилиндра с независимыми, изолированными друг от друга секциями, имитирующими зоны прогрева отсека ЛА, на внешней поверхности которого установлены отражающие экраны, а в верхней его части установлена крышка. Нагревательные элементы представляют собой лампы, цоколи которых выполнены в виде гармошки. Крышка гладко отполирована с внутренней стороны и представляет собой диск цилиндрической формы. Технический результат - повышение точности и достоверности результатов тепловых испытаний ЛА любой конфигурации, при этом уменьшив температуру отсека ЛА во время испытания без применения дополнительных охлаждающих средств. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх