МЕТОДИКА ОГНЕВЫХ СТЕНДОВЫХ ИСПЫТАНИЙ ТЕПЛОЗАЩИТНОГО ЭКРАНА ИЗМЕРИТЕЛЬНОГО ОБОРУДОВАНИЯ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ АНГАРА

METHOD OF FIRE BENCH TESTING OF THE HEAT PROTECTIVE SCREEN OF MEASUREMENT EQUIPMENT OF THE HANGAR LAUNCHER ROCKET

Babeshkina Elena Nikolaevna

Design engineer 2 cat., Lavochkin Association, JSC

Russia, Khimki

АННОТАЦИЯ

 Основной целью работы является являлась разработка метода защиты измерительного оборудования от воздействия теплового потока от двигательной установки при проведении огневых стендовых испытаний.

ABSTRACT

The main goal of the work is to develop a method for protecting measuring equipment from the effects of heat flow from the propulsion system during fire bench tests.

Ключевые слова: огневые стендовые испытания; теплозащитный экран; тепловой поток; наземные комплексные испытания.

Keywords: fire bench tests; heat shield; heat flow; ground complex tests.

Введение

Ангара – вводящееся в эксплуатацию семейство ракет-носителей, включающее в себя носители от легкого до тяжелого класса. В данной работе была рассмотрена компоновка легкого класса. На сегодняшний день для нее производятся заключительные этапы наземных испытаний. Одним из которых и являются огневые стендовые испытания.

Наземные комплексные испытания (НКИ) обычно происходят в качестве завершающего этапа наземной отработки изделий РКТ. Одним из таких этапов является комплексная отработка ступеней РН. Комплексная отработка ступеней РН, как правило, состоит из «холодных» стендовых испытаний (ХСИ) и огневых стендовых испытаний (ОСИ) изделия.

ОСИ проводят в завершение наземной стендовой отработки. Во время таких испытаний производят отработку двигателя в режимах, максимально приближенных к штатным режимам работы.

На этапе проведения ОСИ элементы двигательного отсека подвергаются воздействию лучистого теплового потока от струй ДУ РД-124А. Тепловой поток распространяется перпендикулярно оси изделия и воздействует на область между внешним обводом корпуса ступени и внешней стороной экрана двигателя. Воздействие на боковую поверхность ступени практически полностью экранируется оснасткой стенда и не оказывает существенного влияния на изменение теплового состояния.

Материалы и методы

Объект исследования – теплозащитный экран элементов измерительного оборудования, вторая ступень ракеты-носителя Ангара;

Предмет исследования – устойчивость к воздействию теплового потока двигательной установки.

Метод исследования – наземные комплексные испытания (НКИ);

Полученные результаты и их обсуждение

Величина теплового потока определялась на основании экспериментальных данных, полученных при испытаниях ступени изделия «Ангара-5», и составляет 20 кВт/м2.

Для защиты элементов бортовой кабельной системы и приборов системы телеметрии (СТИ), установленных в двигательном отсеке необходимо исключить прямое попадание лучистого теплового потока внутрь двигательного отсека. Для обеспечения экранировки отсека необходимо введение дополнительного защитного экрана.

По результатам предварительного анализа тепловых нагрузок на этапе ОСИ предлагается ввести дополнительный теплозащитный экран следующего состава (лист из алюминиевого сплава типа АМг.6М, толщина 2 мм обращен внутрь отсека; теплоизоляционный мат – ИПП-КВ толщина ~30 мм обшивается с обеих сторон тканью КТ-11)

Толщина выбирается методом подбора с помощью тепловой математической модели.

Экран предлагается устанавливать по всему периметру для исключения попадания лучистого теплового потока от струй ДУ на защищаемые агрегаты.

Предлагается также закрыть теплоизоляционными матами зоны контакта конструкции стенда с обечайкой отсека изделия.

В обоснование достаточности принятых мер в части введения дополнительного теплозащитного экрана разработана тепловая математическая модель (ТММ) и проведен тепловой расчет блоков СТИ.

Для проведения анализа теплового состояния разработана ТММ. Тепловая модель создана в комплексной системе САПР - программный продукт NX 7.5/9.0 компании Siemens PLM Software.

Система NX представляет набор приложений. Для создания модели и проведения анализа использовались:

а) NX CAD - средства двухмерного и трехмерного проектирования деталей и сборочных единиц;

б) NX CAE - набор приложений для автоматизации инженерных расчетов и симуляции физических процессов на базе электронных моделей узлов и деталей разрабатываемого изделия.

Расчет модели проводился с использованием модуля NX SPACE SYSTEM THERMAL - это промышленно-ориентированный решатель для теплового анализа космических аппаратов и орбитальных/межорбитальных систем.

Процесс создания и проведения анализа состоит из следующих этапов:

1) моделирование 3D геометрии изделия;

2) создание конечно-элементной (КЭ) модели (построение расчетной сетки) на основе геометрии, задание материалов деталей, свойств покрытий поверхностей и др.;

3) создание расчетной модели (выбор типа анализа, задание начальных и граничных условий, применение нагрузок, задание тепловых связей и радиационного теплообмена и др.);

4) Численное решение задачи и анализ полученных результатов.

На Рисунке 1 представлена разработанная геометрическая 3D модель для проведения теплового анализа.

Рисунок 1. Геометрическая модель блока СТИ с теплозащитным экраном. Общий вид

На основании геометрической модели создана конечно-элементная (КЭ) модель. На Рисунке 2 представлено разбиение геометрической модели на элементы.

Рисунок 2. Конечно-элементная модель. Общий вид

Параметры конвективного теплообмена блоков СТИ с окружающей средой в отсеке определены в предположении наличия только естественной (свободной) конвекции в виду плотного заполнения двигательного отсека агрегатами ДУ и расположения агрегатов СТИ вдали от зон непосредственного обдува от стендовой системой подачи азота.

В соответствии с выбранной схемой (рисунок 3) образуется несколько характерных зон теплообмена блоков СТИ с окружающей средой.

Рисунок 3. Схема конвективного теплообмена

Для всех зон была определена величина теплообмена. Затем по тепловой математической модели рассчитано тепловое состояние блоков и теплозащитного экрана результаты которых представлены в таблице 1.

Таблица 1.

Тепловое состояние блоков системы телеметрии (СТИ)

* - на момент отключения ДУ;

** - через ~180 с после отключения ДУ.

На Рисунках 4 и 5 представлены графики изменения температуры дополнительного теплозащитного экрана и блоков СТИ при проведении ОСИ.

Рисунок 4. Температура дополнительного экрана

Рисунок 5. Температура блоков СТИ

Вывод

Результаты проведенных исследований показывают, что температура блоков СТИ не превышает допустимых значений, что обеспечивает нормальную работоспособность блока.

Список литературы:

1. Галеев А.Г. Основы устройства испытательных стендов для отработки жидкостных ракетных двигателей. - М.: ФКП "НИЦ РКП", 2010
2. Нестеров В.Е. Космический ракетный комплекс Ангара. История создания. - М.: 2018