Рис. 1. Схема ГЛА Х-43 (
а
), распределение температуры (
б
) и плотности
теплового потока (
в
) по верхней (сплошные кривые) и нижней (штриховые)
поверхностям
Если ориентироваться на скорость полета при числе Маха M
= 10
, то
значение температуры на кромках носовой части и воздухозаборника со-
ставляет
2400
K (рис. 1) и может быть обеспечено источником нагрева с
плотностью подводимого теплового потока
2000
кВт/м
2
на поверхности с
характерным линейным размером
0
,
7
м. В практике высокотемпературных
теплопрочностных испытаний авиационно-космических конструкций с раз-
витой поверхностью нагрева широко используют блоки трубчатых галоген-
ных ламп накаливания (ГЛН) с кварцевой колбой, однако, даже при исполь-
зовании наиболее мощных (по удельной мощности на единицу длины) ГЛН,
значения достижимых температур не превышают
1600
. . .
1700
K.
В связи с этим при тепловых и теплопрочностных испытаниях конструк-
ций, подобных ГЛА Х-43, предлагается применять принцип зонного нагрева
с использованием блоков трубчатых водоохлаждаемых газоразрядных источ-
ников излучения (ГИИ) и ГЛН, каждый из которых обеспечивает нагрев до
достижимого уровня температур в своей зоне, т.е. в зонах с температурами
не более 1600. . . 1700 K использовать нагревательные блоки ГЛН, а в зонах
ISSN 0236-3941. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. “Машиностроение”. 2011. № 1 59
