[go: up one dir, main page]
More Web Proxy on the site http://driver.im/

RU2451971C1 - Method of setting thermal conditions of ceramic rocket cowlings - Google Patents

Method of setting thermal conditions of ceramic rocket cowlings Download PDF

Info

Publication number
RU2451971C1
RU2451971C1 RU2010150399/08A RU2010150399A RU2451971C1 RU 2451971 C1 RU2451971 C1 RU 2451971C1 RU 2010150399/08 A RU2010150399/08 A RU 2010150399/08A RU 2010150399 A RU2010150399 A RU 2010150399A RU 2451971 C1 RU2451971 C1 RU 2451971C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blackness
degree
temperature
component
cowlings
Prior art date
Application number
RU2010150399/08A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Василий Семёнович Райлян (RU)
Василий Семёнович Райлян
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" (ОАО "ОНПП "Технология")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" (ОАО "ОНПП "Технология") filed Critical Открытое акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" (ОАО "ОНПП "Технология")
Priority to RU2010150399/08A priority Critical patent/RU2451971C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2451971C1 publication Critical patent/RU2451971C1/en

Links

Landscapes

  • Other Surface Treatments For Metallic Materials (AREA)

Abstract

FIELD: physics.
SUBSTANCE: in the method of setting thermal conditions of ceramic rocket cowlings during radiant heating through automatic temperature control on a finite number of points and measuring optical properties on the steel part of the heated surface, a coating is deposited on the outer surface of the cowling, said coating consisting of two components, the emissivity factor of one of which is more than twice higher than that of the other component and is equal to 0.8-0.9, and temperature for each heating zone with constant heat flux density is set by calculation.
EFFECT: high accuracy and reduced expenses when setting the temperature field during ground tests on ceramic cowlings in radiant heating installations owing to use of high-temperature coatings with controlled emissivity factor.
3 cl

Description

Изобретение относится к испытательной технике, преимущественно к технике проведения тепловых испытаний керамических обтекателей ракет при инфракрасном нагреве.The invention relates to test equipment, mainly to a technique for conducting thermal tests of ceramic rocket fairings with infrared heating.

В технике известны способы задания тепловых режимов при испытаниях ракетных обтекателей путем регулирования теплового потока, падающего на поверхность конструкции, например, автор А.Н.Баранов и др. «Статические испытания на прочность сверхзвуковых самолетов. М., Машиностроение» 1974.Techniques are known in the art for setting thermal conditions when testing rocket fairings by regulating the heat flux incident on the surface of a structure, for example, by A.N. Baranov et al. “Static strength tests of supersonic aircraft. M., Mechanical Engineering "1974.

В этих способах точность задания температурного поля ограничена размерами инфракрасных нагревателей.In these methods, the accuracy of setting the temperature field is limited by the size of the infrared heaters.

При наборе зон для нагрева изделий сложной формы наблюдаются скачки температуры на границах зон. Кроме того, на открытых участках нагревателей (особенно снизу) наблюдается снижение температуры на наружной поверхности испытуемого изделия.When selecting zones for heating products of complex shape, temperature jumps are observed at the boundaries of the zones. In addition, in open areas of heaters (especially from below), a decrease in temperature is observed on the outer surface of the test product.

Наиболее близким по технической сущности к заявленному является способ задания тепловых режимов, реализуемый с помощью «Устройства регулирования температурных режимов» по а.с. СССР №999029, МКИ4 G05D 23/19, опубл. в 1983 г.Closest to the technical nature of the claimed is a method for setting thermal conditions, implemented using the "Temperature Control Devices" by as USSR No. 999029, MKI 4 G05D 23/19, publ. in 1983

При таком способе задания температурного поля обтекателя температура задается в одной точке заданной зоны, при этом точность задания реального температурного профиля зависит от геометрических размеров инфракрасных излучателей.With this method of setting the temperature field of the fairing, the temperature is set at one point in the specified zone, while the accuracy of setting the real temperature profile depends on the geometric dimensions of the infrared emitters.

Для повышения точности задания требуется уменьшение геометрических размеров зон нагрева. При этом увеличивается их количество и, как следствие, усложняется оборудование.To increase the accuracy of the task, a reduction in the geometric dimensions of the heating zones is required. At the same time, their number increases and, as a result, equipment becomes more complicated.

Технический результат заявленного изобретения - повышение точности и снижение затрат при задании температурного поля при наземных испытаниях керамических обтекателей в установках радиационного нагрева за счет применения высокотемпературных покрытий с регулируемой степенью черноты. Для достижения технического результата в способе задания тепловых режимов керамических обтекателей ракет при радиационном нагреве путем автоматического регулирования температуры по конечному числу точек и изменения оптических свойств на остальной части нагреваемой поверхности на наружную поверхность обтекателя наносят покрытие, состоящее из двух компонентов, степень черноты одного из которых в более чем в два раза превышает степень черноты другого и составляет 0.8-0.9, а температуру для каждой зоны нагрева при постоянной плотности теплового потока задают по формулеThe technical result of the claimed invention is to increase accuracy and reduce costs when setting the temperature field during ground tests of ceramic fairings in radiation heating installations through the use of high-temperature coatings with an adjustable degree of blackness. To achieve a technical result in the method of setting the thermal conditions of ceramic rocket fairings during radiation heating by automatically controlling the temperature according to a finite number of points and changing the optical properties on the remaining part of the heated surface, a coating consisting of two components is applied to the outer surface of the fairing, one of which has a blackness of more than twice the degree of blackness of the other and is 0.8-0.9, and the temperature for each heating zone at a constant density lovogo flow set according to the formula

Figure 00000001
Figure 00000001

где KT - коэффициент пропорциональности;where K T is the coefficient of proportionality;

mεσ - масса компонента с большей степенью черноты;m εσ is the mass of the component with a greater degree of blackness;

М - общая масса компонентов;M is the total mass of components;

εσ - наибольший коэффициент степени черноты;ε σ is the largest coefficient of degree of blackness;

ε0 - коэффициент степени черноты второго компонента;ε 0 is the coefficient of degree of blackness of the second component;

Tk - температура на поверхности данной зоны;T k is the temperature on the surface of this zone;

qn - падающий тепловой поток;q n is the incident heat flux;

причем коэффициент пропорциональности Kт определяется экспериментально на образце из материала конструкции по двум значениям.moreover, the proportionality coefficient K t is determined experimentally on a sample of the material of the structure according to two values.

В качестве компонента с большей степенью черноты применяется порошок хром III окись (Cr2O3), а с меньшей степенью черноты порошок диоксида алюминия (Al2O3) или окиси кремния SiO2.As a component with a higher degree of blackness, chromium III oxide (Cr 2 O 3 ) powder is used, and with a lower degree of blackness, aluminum dioxide (Al 2 O 3 ) or silicon oxide SiO 2 powder is used.

Анализ аэродинамического нагрева обтекателя в полете показывает, что в основном нагрев происходит конвекцией от пограничного слоя, причем вблизи поверхности существует подслой, в котором тепло передается по закону ФурьеAnalysis of aerodynamic heating of the fairing in flight shows that basically heating occurs by convection from the boundary layer, and near the surface there is a sublayer in which heat is transferred according to the Fourier law

Figure 00000002
Figure 00000002

где q - плотность теплового потока;where q is the heat flux density;

λ - теплопроводность подслоя;λ is the thermal conductivity of the sublayer;

σ - толщина подслоя.σ is the thickness of the sublayer.

При инфракрасном нагреве тепловой поток, поглощаемый поверхностью, при постоянном общем потоке qобщ. пропорционален коэффициенту черноты поверхности εn, т.е.With infrared heating, the heat flux absorbed by the surface, with a constant total flux q total. is proportional to the surface blackness coefficient ε n , i.e.

Figure 00000003
Figure 00000003

Из уравнения (1) и (2) видно, что изменением εn можно воспроизвести теплообмен обтекателя с окружающей средой.From equation (1) and (2) it can be seen that by changing ε n it is possible to reproduce the heat exchange of the fairing with the environment.

Изменение εn можно задать с помощью двух высокотемпературных порошков одинакового помола: один - с коэффициентом черноты, близким к единице (εσ), другой - с близким к нулю (ε0).The change in ε n can be set using two high-temperature powders of the same grinding: one with a black coefficient close to unity (ε σ ), the other with close to zero (ε 0 ).

После перемешивания их равномерно наносят на поверхность обтекателя позонно. Если не вносить никакой другой составляющей, которая могла бы изменить ее параметры, то можно получить покрытие, у которого коэффициент черноты является функцией его состава, т.е.After mixing, they are uniformly applied to the surface of the fairing zonely. If you do not make any other component that could change its parameters, then you can get a coating in which the blackness coefficient is a function of its composition, i.e.

Figure 00000004
,
Figure 00000004
,

где mεσ - масса порошка с большим коэффициентом черноты;where m εσ is the mass of the powder with a large coefficient of blackness;

М - масса порошков.M is the mass of powders.

С точки зрения теории вероятности, распределение частиц в покрытии при описанных условиях (непрерывное перемешивание) подчиняется закону равномерного распределения. В этом случае количество частиц на единице площади будет пропорционально массе составляющих в покрытии, т.е. вероятность того, что заданное количество частиц данной составляющей находится в единице объема, равна:From the point of view of probability theory, the distribution of particles in a coating under the described conditions (continuous mixing) obeys the law of uniform distribution. In this case, the number of particles per unit area will be proportional to the mass of the components in the coating, i.e. the probability that a given number of particles of a given component is in a unit volume is equal to:

Figure 00000005
,
Figure 00000005
,

а количество частиц другой составляющейand the number of particles of another component

Figure 00000006
Figure 00000006

При одинаковом помоле составляющие покрытия влияют на коэффициент черноты покрытия пропорционально количеству частиц на единицу площади, т.е.With the same grinding, the coating components affect the blackness coefficient of the coating in proportion to the number of particles per unit area, i.e.

Figure 00000007
Figure 00000007

Учитывая, что при кратковременных тепловых режимах, при фазо-импульсном регулировании (использование тиристорных блоков типа РНТТ, РНО в качестве силовых электрических блоков), температура покрытия (Тк) пропорциональна падающему тепловому потокуConsidering that under short-term thermal conditions, during phase-pulse control (using thyristor units like РНТТ, РНО as power electric units), the coating temperature (Т к ) is proportional to the incident heat flux

Figure 00000008
Figure 00000008

Подставляя выражение (3) в (4) получилиSubstituting the expression (3) in (4) we obtained

Figure 00000009
Figure 00000009

где KT - коэффициент пропорциональности.where K T is the coefficient of proportionality.

Практически нанесение покрытия проводится следующим образом. После перемешивания порошков в них добавляется ацетон или спирт (быстро улетучивающаяся составляющая) до образования суспензии, которую потом кистью или пульверизатором наносят на поверхность испытуемого обтекателя. Полученную суспензию постоянно перемешивают. Благодаря быстрому испарению частицы порошков ложатся на поверхность равномерно.Practically, the coating is carried out as follows. After mixing the powders, acetone or alcohol (a rapidly volatilizing component) is added to them until a suspension forms, which is then applied with a brush or spray to the surface of the tested fairing. The resulting suspension is constantly stirred. Due to the rapid evaporation, the particles of the powders fall on the surface evenly.

В таблице приведены 5 составляющих с различным соотношением порошков хром III окись (Cr2O3), диоксида алюминия (Al2O3) и окиси кремния (SiO2).The table shows 5 components with different ratios of powders of chromium III oxide (Cr 2 O 3 ), aluminum dioxide (Al 2 O 3 ) and silicon oxide (SiO 2 ).

Figure 00000010
Figure 00000010

Как видно из таблицы, коэффициент степени черноты и температура поверхности меняется пропорционально в зависимости от процентного содержания хром III окись, что подтверждает правомерность предлагаемого технического решения для определения и задания температуры на поверхности керамического обтекателя для каждой зоны нагрева при постоянной плотности теплового потока.As can be seen from the table, the coefficient of blackness and surface temperature varies proportionally depending on the percentage of chromium III oxide, which confirms the validity of the proposed technical solution for determining and setting the temperature on the surface of the ceramic cowl for each heating zone at a constant heat flux density.

В результате экспериментальных исследований выявлено, что для практической работы при высоких температурах до 2500°С целесообразно использовать порошки хром III окись (εσ=0,86) и диоксид алюминия (ε0=0,15). Температура плавления диоксида алюминия 2500°С, хром III окись 2700°C.As a result of experimental studies, it was found that for practical work at high temperatures up to 2500 ° C it is advisable to use powders of chromium III oxide (ε σ = 0.86) and aluminum dioxide (ε 0 = 0.15). The melting point of aluminum dioxide is 2500 ° C, chromium III oxide 2700 ° C.

Предлагаемое техническое решение позволяет упростить систему задания тепловых режимов. Во-первых, оно позволяет уменьшить количество каналов регулирования в системах, построенных на основе устройств типа устройства по а.с. СССР 99.9029 (прототип). С другой стороны, оно позволяет корректировать тепловые поля в существующих установках, особенно на границе инфракрасных излучателей.The proposed technical solution allows to simplify the system of setting thermal conditions. Firstly, it allows one to reduce the number of control channels in systems built on the basis of devices such as devices according to AS USSR 99.9029 (prototype). On the other hand, it allows you to adjust the thermal fields in existing installations, especially at the border of infrared emitters.

Claims (3)

1. Способ задания тепловых режимов керамических обтекателей ракет при инфракрасном нагреве путем автоматического регулирования температуры по конечному числу точек и изменения оптических свойств на остальной части нагреваемой поверхности, отличающийся тем, что на наружную поверхность обтекателя наносят покрытие, состоящее из двух компонентов, степень черноты одного из которых более чем в два раза превышает степень черноты другого и составляет 0,8-0,9, а температуру для каждой зоны нагрева при постоянной плотности теплового потока задают по формуле
Figure 00000011
,
где KT - коэффициент пропорциональности;
mεб - масса компонента с большей степенью черноты;
М - общая масса компонентов;
εб - наибольший коэффициент степени черноты;
ε0 - коэффициент степени черноты второго компонента;
Tk - температура на поверхности данной зоны;
qn - падающий тепловой поток.1. The method of setting the thermal conditions of ceramic rocket fairings during infrared heating by automatically controlling the temperature according to a finite number of points and changing optical properties on the rest of the heated surface, characterized in that the outer surface of the fairing is coated with two components, the degree of blackness of one of which more than doubles the degree of blackness of the other and is 0.8-0.9, and the temperature for each heating zone with a constant heat flux density is set according to the formula
Figure 00000011
,
where K T is the coefficient of proportionality;
m εб is the mass of the component with a greater degree of blackness;
M is the total mass of components;
ε b - the highest coefficient of degree of blackness;
ε 0 is the coefficient of degree of blackness of the second component;
T k is the temperature on the surface of this zone;
q n is the incident heat flux. 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве компонента с большей степенью черноты используют порошок хром III окись (Cr2O3), а с меньшей степенью черноты - порошок диоксида алюминия (Al2O3).2. The method according to claim 1, characterized in that the chromium III oxide powder (Cr 2 O 3 ) is used as a component with a greater degree of blackness, and aluminum dioxide powder (Al 2 O 3 ) is used with a lower degree of blackness. 3. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве компонента с большей степенью черноты используют порошок хром III окись (Cr2O3), а с меньшей степенью черноты - порошок окиси кремния (SiO2). 3. The method according to claim 1, characterized in that the component with a higher degree of blackness is used a powder of chromium III oxide (Cr 2 O 3 ), and with a lower degree of blackness, a powder of silicon oxide (SiO 2 ).
RU2010150399/08A 2010-12-08 2010-12-08 Method of setting thermal conditions of ceramic rocket cowlings RU2451971C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010150399/08A RU2451971C1 (en) 2010-12-08 2010-12-08 Method of setting thermal conditions of ceramic rocket cowlings

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010150399/08A RU2451971C1 (en) 2010-12-08 2010-12-08 Method of setting thermal conditions of ceramic rocket cowlings

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2451971C1 true RU2451971C1 (en) 2012-05-27

Family

ID=46231776

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010150399/08A RU2451971C1 (en) 2010-12-08 2010-12-08 Method of setting thermal conditions of ceramic rocket cowlings

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2451971C1 (en)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103662111A (en) * 2013-12-03 2014-03-26 上海卫星装备研究所 Wave-absorbing temperature control type external heat flow simulating device under thermal vacuum environment
RU2676385C1 (en) * 2017-08-31 2018-12-28 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Method for thermal control during heat tests of antenna domes of missiles
RU2690048C1 (en) * 2018-08-31 2019-05-30 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Method for thermal testing of full-scale ceramic elements of aircrafts
RU2696939C1 (en) * 2018-09-20 2019-08-07 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Method for thermal loading of rocket fairings
RU2720738C1 (en) * 2019-09-12 2020-05-13 Акционерное общество «Обнинское научно-производственное предприятие «Технология» им. А.Г.Ромашина» Method of controlling heating during thermal testing of ceramic fairings
RU2775689C1 (en) * 2021-04-13 2022-07-06 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г.Ромашина" Method for thermal testing of rocket fairings

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4124732A (en) * 1975-03-05 1978-11-07 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Thermal insulation attaching means
US4706912A (en) * 1985-12-16 1987-11-17 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Structural external insulation for hypersonic missiles
RU2126458C1 (en) * 1998-03-31 1999-02-20 Конструкторское бюро "Салют" - филиал Государственного космического научно- производственного центра им.М.В.Хруничева Coating
RU2149808C1 (en) * 1999-06-08 2000-05-27 Институт высоких температур РАН Method of nondestructive thermal protection of leading edge of flying vehicle against intensive thermal flux and leading edge of flying vehicle with nondestructive thermal protection
RU2182105C2 (en) * 2000-01-17 2002-05-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" Method of control of process of simulation of solar illumination of spacecraft by infra-red radiators and system for realization of this method
RU2353923C9 (en) * 2007-07-02 2009-08-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Device for measurement of radiant fluxes intensity in process of heat-vacuum testing of spacecrafts
RU2354960C9 (en) * 2007-07-02 2009-08-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Device for measuring intensity of luminous flux in thermal-vacuum tests of spacecraft and method of using it

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4124732A (en) * 1975-03-05 1978-11-07 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Thermal insulation attaching means
US4706912A (en) * 1985-12-16 1987-11-17 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Structural external insulation for hypersonic missiles
RU2126458C1 (en) * 1998-03-31 1999-02-20 Конструкторское бюро "Салют" - филиал Государственного космического научно- производственного центра им.М.В.Хруничева Coating
RU2149808C1 (en) * 1999-06-08 2000-05-27 Институт высоких температур РАН Method of nondestructive thermal protection of leading edge of flying vehicle against intensive thermal flux and leading edge of flying vehicle with nondestructive thermal protection
RU2182105C2 (en) * 2000-01-17 2002-05-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" Method of control of process of simulation of solar illumination of spacecraft by infra-red radiators and system for realization of this method
RU2353923C9 (en) * 2007-07-02 2009-08-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Device for measurement of radiant fluxes intensity in process of heat-vacuum testing of spacecrafts
RU2354960C9 (en) * 2007-07-02 2009-08-10 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Device for measuring intensity of luminous flux in thermal-vacuum tests of spacecraft and method of using it

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103662111A (en) * 2013-12-03 2014-03-26 上海卫星装备研究所 Wave-absorbing temperature control type external heat flow simulating device under thermal vacuum environment
RU2676385C1 (en) * 2017-08-31 2018-12-28 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Method for thermal control during heat tests of antenna domes of missiles
RU2690048C1 (en) * 2018-08-31 2019-05-30 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Method for thermal testing of full-scale ceramic elements of aircrafts
RU2696939C1 (en) * 2018-09-20 2019-08-07 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Method for thermal loading of rocket fairings
RU2720738C1 (en) * 2019-09-12 2020-05-13 Акционерное общество «Обнинское научно-производственное предприятие «Технология» им. А.Г.Ромашина» Method of controlling heating during thermal testing of ceramic fairings
RU2775689C1 (en) * 2021-04-13 2022-07-06 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г.Ромашина" Method for thermal testing of rocket fairings
RU2818683C1 (en) * 2023-12-20 2024-05-03 Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") Method of controlling non-stationary radiation heating of an aircraft structure sample

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2451971C1 (en) Method of setting thermal conditions of ceramic rocket cowlings
Wu et al. Thermal/vibration joint experimental investigation on lightweight ceramic insulating material for hypersonic vehicles in extremely high-temperature environment up to 1500 C
RU2583353C1 (en) Method for thermal loading of rocket cowls made of nonmetals
Ryabinin et al. Simulation of gas-substrate heat exchange during cold-gas dynamic spraying
Attalla et al. Heat transfer from a flat surface to an inclined impinging jet
CN106248726B (en) Antioxidant coating is in 500~2300 DEG C of section thermal shock/thermal fatigue properties and radiation characteristic test device
Zhang et al. An investigation into metallic powder thermal conductivity in laser powder bed fusion additive manufacturing
CN106896079B (en) The spectral emissivity modeling method and measuring system of high temperature resistant nickel base alloy material
Shang et al. Experimental research on thermal insulation performance of lightweight ceramic material in oxidation environment up to 1700 C
RU2676385C1 (en) Method for thermal control during heat tests of antenna domes of missiles
RU2694115C1 (en) Method of determining degree of blackness of surface of natural fairings of missiles during thermal tests and installation for its implementation
Afanasiev et al. Rectangular ribs in turbulent boundary layer on the initially smooth surface
RU2510491C2 (en) Method of measuring emissivity factor
Zhestkov Investigation of thermochemical stability of thermal protection materials
Dukhan et al. Experimental heat transfer coefficients from ice-roughened surfaces for aircraft deicing design
Martsinukov et al. Measurement of coating thickness using laser heating
Yan et al. Lifetime prediction of low infrared emissivity coatings in 3 wt% NaCl solution
RU2696939C1 (en) Method for thermal loading of rocket fairings
CN108303378B (en) Device and method for measuring and testing high-temperature emissivity of heat-proof tile
RU123519U1 (en) DEVICE FOR MEASURING BLACK DEGREE
Reghu et al. Assessment of thermal barrier effects across 8% Y2O3-ZrO2 coatings on Al-Si substrates via electrical heating source
RU2690048C1 (en) Method for thermal testing of full-scale ceramic elements of aircrafts
Arkhipov et al. Technique of measuring the emissivity coefficient
Suslin et al. DEVELOPMENT OF HIGH-TEMPERATURE HEATING BLOCK WITH EMITTERS MADE OF THE COMPOSITE MATERIAL
CN114777929B (en) Ground test temperature measurement method based on trajectory in airplane ground heat intensity test

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner