KR101392263B1 - Method for testing flammability for firewall in aircraft - Google Patents

Method for testing flammability for firewall in aircraft Download PDF

Info

Publication number
KR101392263B1
KR101392263B1 KR1020120115831A KR20120115831A KR101392263B1 KR 101392263 B1 KR101392263 B1 KR 101392263B1 KR 1020120115831 A KR1020120115831 A KR 1020120115831A KR 20120115831 A KR20120115831 A KR 20120115831A KR 101392263 B1 KR101392263 B1 KR 101392263B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
flame
thermocouples
aircraft
layer material
wall
Prior art date
Application number
KR1020120115831A
Other languages
Korean (ko)
Other versions
KR20140049701A (en
Inventor
신철진
윤종호
Original Assignee
한국항공우주산업 주식회사
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 한국항공우주산업 주식회사 filed Critical 한국항공우주산업 주식회사
Priority to KR1020120115831A priority Critical patent/KR101392263B1/en
Publication of KR20140049701A publication Critical patent/KR20140049701A/en
Application granted granted Critical
Publication of KR101392263B1 publication Critical patent/KR101392263B1/en

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N3/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N3/60—Investigating resistance of materials, e.g. refractory materials, to rapid heat changes
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01K—MEASURING TEMPERATURE; MEASURING QUANTITY OF HEAT; THERMALLY-SENSITIVE ELEMENTS NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01K7/00—Measuring temperature based on the use of electric or magnetic elements directly sensitive to heat ; Power supply therefor, e.g. using thermoelectric elements
    • G01K7/02—Measuring temperature based on the use of electric or magnetic elements directly sensitive to heat ; Power supply therefor, e.g. using thermoelectric elements using thermoelectric elements, e.g. thermocouples
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N2203/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
    • G01N2203/02—Details not specific for a particular testing method
    • G01N2203/022—Environment of the test
    • G01N2203/0222—Temperature
    • G01N2203/0226—High temperature; Heating means

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Analytical Chemistry (AREA)
  • Biochemistry (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Immunology (AREA)
  • Pathology (AREA)
  • Investigating Or Analyzing Materials Using Thermal Means (AREA)

Abstract

본 발명은 항공기의 화염벽에 대한 내화성 요구 조건을 입증하기 위하여 항공기 화염벽 시험체를 이용하여 온도 영향성 시험을 하는 방법에 관한 것이다.
이를 실현하기 위한 일 형태로서 본 발명은, (a) 스테인리스강으로 이루어진 제 1 층 재료와, 절연체로 이루어진 제 2 층 재료와, 복합재로 이루어진 제 3 층 재료가 순차적으로 적층되어 구성되는 항공기의 화염벽 시험체를 마련하는 단계; (b) 상기 화염벽 시험체 중의 상기 제 3 층 재료의 표면 소정 위치에 복수의 서모커플들을 부착하는 단계; (c) 상기 복수의 서모커플들이 부착된 상기 화염벽 시험체를 고정용 치구에 고정하는 단계; (d) 화염 생성 장치를 이용하여 상기 화염벽 시험체 중의 상기 제 1 층 재료의 표면 소정 위치에 2,000℉ 의 화염을 15분 동안 적용하는 동시에, 상기 복수의 서모커플들을 이용하여 상기 15분 동안에 2초마다 온도 데이터를 획득하는 단계; 및 (e) 상기 복수의 서모커플들이 획득한 온도 데이터를 분석하는 단계를 포함하는 항공기의 화염벽에 대한 온도 영향성을 시험하는 방법을 제공한다.The present invention relates to a method of performing a temperature influence test using an aircraft flame wall specimen to demonstrate the fire resistance requirements of an aircraft flame wall.
In order to achieve this, the present invention provides a method of manufacturing a flame of an aircraft, comprising: (a) a flame of an aircraft comprising a first layer material made of stainless steel, a second layer material made of an insulator, Providing a wall specimen; (b) attaching a plurality of thermocouples at predetermined locations on the surface of the third layer material in the flame wall test body; (c) fixing the flame wall specimen to which the plurality of thermocouples are attached to the fixing fixture; (d) applying a flame at 2,000 DEG F for 15 minutes to a predetermined surface of the first layer material in the flame wall specimen using the flame generator, and simultaneously applying the flame of 2,000 DEG F for 15 minutes using the plurality of thermocouples, Obtaining temperature data every time; And (e) analyzing the temperature data obtained by the plurality of thermocouples. ≪ Desc / Clms Page number 3 >

Description

항공기의 화염벽에 대한 온도 영향성을 시험하는 방법{METHOD FOR TESTING FLAMMABILITY FOR FIREWALL IN AIRCRAFT}METHOD FOR TESTING FLAMMABILITY FOR FIREWALL IN AIRCRAFT FIELD OF THE INVENTION [0001]

본 발명은 항공기의 화염벽에 대한 온도 영향성을 시험하는 방법에 관한 것으로서, 보다 구체적으로는 항공기의 화염벽에 대한 내화성 요구 조건을 입증하기 위하여 항공기 화염벽 시험체를 이용하여 온도 영향성 시험을 하는 방법에 관한 것이다.The present invention relates to a method for testing the temperature influence of an aircraft on a flame wall, and more particularly, to a method for testing a temperature influence test using an aircraft flame wall specimen in order to demonstrate the fire resistance requirements of an aircraft flame wall ≪ / RTI >

일반적으로, 항공기(예를 들어, KC-100 항공기)에 적용되는 화염벽(firewall)은 항공기에서 발생한 화재가 더 이상 번지는 것을 막기 위하여 불에 타지 않는 재료(材料)로 이루어진 벽(壁) 부재를 지칭한다.Generally, a fire wall applied to an aircraft (for example, a KC-100 aircraft) includes a wall member made of a material that does not burn to prevent further fire from occurring in the aircraft Quot;

이러한, 화염벽은 비상시(예컨대, 화재)에 항공기의 주요 부품들(예를 들어, 항공기 동력계통 부품)을 보호할 수 있는 최후 안전 장치로 작용하므로, 항공기의 화염벽에 대한 내화성 정도를 확인하는 것은 매우 중요하다.This flame wall acts as a last safeguard to protect the aircraft's major components (e.g., aircraft power system components) in an emergency (e.g., fire), so that the fire wall of the aircraft is checked for fire resistance It is very important.

따라서, 항공기의 화염벽에 대한 내화성 요구 조건을 입증하고, 시험 절차 및 방법을 구축하는 것은 항공기 설계에 있어서 매우 중요한 과제이다.Therefore, establishing the fire resistance requirements for the flame walls of an aircraft and establishing test procedures and methods are very important issues in aircraft design.

본 발명은 상술한 바와 같은 점을 감안하여 안출된 것으로서, 본 발명의 목적은 항공기의 화염벽에 대한 내화성 요구 조건을 입증하기 위하여 항공기 화염벽 시험체를 이용하여 온도 영향성 시험을 하는 방법을 제공하는 것에 있다.SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made in view of the above-mentioned problems, and it is an object of the present invention to provide a method of performing a temperature influence test using an aircraft flame wall test body in order to demonstrate fire resistance requirements of an aircraft flame wall It is on.

상술한 발명의 목적을 달성하기 위해 본 발명의 바람직한 일 형태는, (a) 스테인리스강으로 이루어진 제 1 층 재료와, 절연체로 이루어진 제 2 층 재료와, 복합재 패널로 이루어진 제 3 층 재료가 순차적으로 적층되어 구성되는 화염벽 시험체를 마련하는 단계; (b) 상기 화염벽 시험체 중의 상기 제 3 층 재료의 표면 소정 위치에 복수의 서모커플들을 부착하는 단계; (c) 상기 복수의 서모커플들이 부착된 상기 화염벽 시험체를 고정용 치구에 고정하는 단계; (d) 화염 생성 장치를 이용하여 상기 화염벽 시험체 중의 상기 제 1 층 재료의 표면 소정 위치에 2,000℉ 의 화염을 15분 동안 적용하는 동시에, 상기 복수의 서모커플들을 이용하여 상기 15분 동안에 2초마다 온도 데이터를 획득하는 단계; 및 (e) 상기 복수의 서모커플들이 획득한 온도 데이터를 분석하는 단계를 포함하는 항공기의 화염벽에 대한 온도 영향성을 시험하는 방법을 제공한다.According to a preferred embodiment of the present invention, there is provided a method of manufacturing a semiconductor device, comprising the steps of: (a) forming a first layer material made of stainless steel, a second layer material made of an insulator, Providing a flame wall test body constituted by stacking the flame walls; (b) attaching a plurality of thermocouples at predetermined locations on the surface of the third layer material in the flame wall test body; (c) fixing the flame wall specimen to which the plurality of thermocouples are attached to the fixing fixture; (d) applying a flame at 2,000 DEG F for 15 minutes to a predetermined surface of the first layer material in the flame wall specimen using the flame generator, and simultaneously applying the flame of 2,000 DEG F for 15 minutes using the plurality of thermocouples, Obtaining temperature data every time; And (e) analyzing the temperature data obtained by the plurality of thermocouples. ≪ Desc / Clms Page number 3 >

바람직한 실시예에 따라, 상기 (b) 단계에서, 상기 복수의 서모커플들이 부착되는 상기 제 3 층 재료의 표면 소정 위치는 항공기의 주요 부품들이 배치되는 장소에 대응하는 위치일 수 있다.According to a preferred embodiment, in the step (b), the surface predetermined position of the third layer material to which the plurality of thermocouples are attached may be a position corresponding to a place where major parts of the aircraft are arranged.

바람직한 실시예에 따라, 상기 (d) 단계에서, 상기 화염이 15 분 동안 적용되는 상기 제 1 층 재료의 표면 소정 위치는 항공기의 연료관(fuel line)이 배치되는 장소에 대응하는 위치일 수 있다.According to a preferred embodiment, in the step (d), the surface predetermined position of the first layer material to which the flame is applied for 15 minutes may be a position corresponding to the place where the fuel line of the aircraft is disposed .

본 발명에 따른 항공기의 화염벽에 대한 온도 영향성을 시험하는 방법을 이용할 경우에는, 항공기의 화염벽에 대한 내화성 정도를 유효하게 확인할 수 있으며, 이에 따라 항공기 설계에 있어서 유용한 데이터를 제공할 수 있다.When the method of testing the temperature influence of the flame wall of the aircraft according to the present invention is used, it is possible to effectively check the degree of fire resistance of the flame wall of the aircraft, thereby providing useful data in the aircraft design .

도 1은 본 발명에 따른 항공기의 화염벽에 대한 온도 영향성을 시험하는 방법을 설명하기 위한 순서도.
도 2의 (a)는 본 발명에 따른 온도 영향성 시험 방법에 적용되는 화염벽 시험체를 개략적으로 나타낸 사시도이고, 도 2의 (b)는 도 2의 (a)의 화염벽 시험체의 단면을 나타내는 도면.
도 3의 (a)는 화염벽 시험체가 고정용 치구에 고정된 상태를 제 1 층 재료측에서 보여주는 도면이고, 도 3의 (b)는 화염벽 시험체가 고정용 치구에 고정된 상태를 제 3 층 재료측에서 보여주는 도면.
도 4의 (a)는 화염벽 시험체에 2,000℉ 의 화염이 15분간 방사된 이후의 상태를 제 1 층 재료(10)측에서 보여주는 도면이고, 도 4의 (b)는 화염벽 시험체에 2,000℉ 의 화염이 15분간 방사된 이후의 상태를 제 3 층 재료(30)측에서 보여주는 도면.
도 5는 항공기의 주요 부품이 배치되는 장소에 대응하는 위치에 서모커플들을 배치한 이후에, 그 각각의 위치의 서모커플들의 온도 프로파일을 분석한 결과를 나타내는 도면.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is a flow chart for explaining a method for testing temperature influence on a flame wall of an aircraft according to the present invention; FIG.
2 (a) is a perspective view schematically showing a flame wall test body applied to the temperature influence test method according to the present invention, and FIG. 2 (b) is a cross-sectional view of the flame wall test body shown in FIG. drawing.
FIG. 3 (a) is a view showing a state where the flame wall test body is fixed to the fixing jig, and FIG. 3 (b) is a view showing the state where the flame wall test body is fixed to the fixing jig, Drawings shown on the layer material side.
4 (a) is a view showing a state after the flame wall specimen is irradiated with the flame of 2,000 ° F for 15 minutes, and FIG. 4 (b) is a view showing the state after the flame wall specimen is irradiated at 2,000 ° F Of the third layer material (30) after the flame of the third layer material (30) is radiated for 15 minutes.
Figure 5 shows the result of analyzing the temperature profile of the thermocouples at their respective positions after placing the thermocouples at locations corresponding to the locations where the major components of the aircraft are placed.

이하, 본 발명의 바람직한 실시예를 첨부된 도면들을 참조하여 상세히 설명한다. 우선 각 도면의 구성요소들에 참조부호를 부가함에 있어서, 동일한 구성요소 들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 한 동일한 부호를 가지도록하고 있음에 유의해야 한다. 또한, 본 발명을 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다.Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. In the drawings, the same reference numerals are used to designate the same or similar components throughout the drawings. In the following description of the present invention, a detailed description of known functions and configurations incorporated herein will be omitted when it may make the subject matter of the present invention rather unclear.

도 1은 본 발명에 따른 항공기의 화염벽에 대한 온도 영향성을 시험하는 방법을 설명하기 위한 순서도이다.FIG. 1 is a flowchart for explaining a method for testing temperature influence on a flame wall of an aircraft according to the present invention.

도 1을 참조하면, 본 발명에 따른 항공기의 화염벽에 대한 온도 영향성을 시험하는 방법은, 스테인리스강으로 이루어진 제 1 층 재료와, 절연체로 이루어진 제 2 층 재료와, 복합재 패널로 이루어진 제 3 층 재료가 순차적으로 적층되어 구성되는 화염벽 시험체를 마련하는 제 1 단계(S101); 상기 화염벽 시험체 중의 상기 제 3 층 재료의 표면 소정 위치에 복수의 서모커플들을 부착하는 제 2 단계(S102); 상기 복수의 서모커플들이 부착된 상기 화염벽 시험체를 고정용 치구에 고정하는 제 3 단계(S103); 화염 생성 장치를 이용하여 상기 화염벽 시험체 중의 상기 제 1 층 재료의 표면 소정 위치에 2,000℉ 의 화염을 15분 동안 적용하는 동시에, 상기 복수의 서모커플들을 이용하여 상기 15분 동안에 2초마다 온도 데이터를 획득하는 제 4 단계(S104); 및 상기 복수의 서모커플들이 획득한 온도 데이터를 분석하는 제 5 단계(S105)를 포함하는 것으로 구성할 수 있다.Referring to FIG. 1, a method for testing temperature influence on a flame wall of an aircraft according to the present invention includes a first layer material made of stainless steel, a second layer material made of an insulator, A first step (S101) of providing a flame wall test body constituted by sequentially stacking layer materials; A second step (S102) of attaching a plurality of thermocouples to predetermined surface positions of the third layer material in the flame wall test body; A third step (S103) of fixing the flame wall specimen to which the plurality of thermocouples are attached to the fixing fixture; Applying a flame at 2,000 DEG F for 15 minutes to a predetermined surface of the first layer material in the flame wall specimen using the flame generating device for 15 minutes while using the plurality of thermocouples to measure temperature data (S104); And a fifth step (S105) of analyzing the temperature data obtained by the plurality of thermocouples.

도 1을 참조하여, 본 발명에 따른 항공기의 화염벽에 대한 온도 영향성을 시험하는 방법의 각 세부 단계 내용을 살펴보면 다음과 같다.
Referring to FIG. 1, details of each step of the method for testing temperature influence on the flame wall of an aircraft according to the present invention will be described.

[스테인리스강으로 이루어진 제 1 층 재료와, 절연체로 이루어진 제 2 층 재료와, 복합재 패널로 이루어진 제 3 층 재료가 순차적으로 적층되어 구성되는 [A first layer material made of stainless steel, a second layer material made of an insulator, and a third layer material made of a composite panel are sequentially laminated 화염벽Flame wall 시험체를 마련하는 제 1 단계( A first step (Step S101S101 )])]

본 발명자들은 본 발명에 따른 항공기의 화염벽에 대한 온도 영향성을 시험하는 방법의 제 1 단계로서, 온도 영향성 시험의 대상이 되는 화염벽 시험체를 마련하는 과정을 수행하였다.The inventors of the present invention conducted a process of preparing a flame wall specimen to be subjected to a temperature influence test as a first step of a method for testing temperature influence on a flame wall of an aircraft according to the present invention.

도 2의 (a)는 본 발명에 따른 온도 영향성 시험 방법에 적용되는 화염벽 시험체(1)를 개략적으로 나타낸 사시도이고, 도 2의 (b)는 도 2의 (a)의 화염벽 시험체(1)의 단면을 나타내는 도면이다.2 (a) is a perspective view schematically showing a flame wall test body 1 applied to a temperature influence test method according to the present invention, and FIG. 2 (b) is a perspective view showing a flame wall test body 1). Fig.

도 2의 (a) 및 (b)를 참조하면, 본 발명에 따른 온도 영향성 시험 방법에 적용되는 화염벽 시험체(1)는 스테인리스강(stainless steel)으로 이루어진 제 1 층 재료(10)와, 절연체(insulator)로 이루어진 제 2 층 재료(20)와, 복합재 패널(경우에 따라, 복합재 벌크헤드(composite bulkhead)로도 지칭됨)로 이루어진 제 3 층 재료(30)로 구성될 수 있다.
2 (a) and 2 (b), the flame wall test body 1 applied to the temperature influence test method according to the present invention comprises a first layer material 10 made of stainless steel, A second layer material 20 comprised of an insulator and a third layer material 30 comprised of a composite panel (sometimes also referred to as a composite bulkhead).

[[ 화염벽Flame wall 시험체(1) 중의 제 3 층 재료(30)의  Of the third layer material 30 in the test body 1 표면 소정Surface predetermined 위치에 복수의  There are multiple 서모Thermo 커플들을 부착하는 제 2 단계(A second step of attaching the couples ( S102S102 )])]

본 발명자들은 본 발명에 따른 항공기의 화염벽에 대한 온도 영향성을 시험하는 방법의 제 2 단계로서, 화염벽 시험체(1) 중의 제 3 층 재료(30)의 표면 소정 위치에 복수의 서모커플들을 부착하는 과정을 수행하였다.As a second step of the method for testing the temperature influence on the flame wall of an aircraft according to the present invention, a plurality of thermocouples (not shown) are arranged at predetermined positions on the surface of the third layer material 30 in the flame wall test body 1 And the like.

바람직한 실시예에 따라, 복수의 서모커플들이 부착되는 제 3 층 재료(30)의 표면 소정 위치는 항공기의 주요 부품들(예를 들어, 항공기의 동력 계통 부품들)이 배치되는 장소에 대응하는 위치인 것일 수 있다. 예를 들어, 시험자의 관점에서는, 화염벽 시험체(1) 중의 항공기의 주요 부품들이 배치되는 위치에 대한 온도 영향성이 주요 관심 대상이 될 것이므로, 그 항공기의 주요 부품들이 배치되는 복수의 위치들 각각에 서모커플들을 부착한 후에 그 부분의 온도 프로파일을 관측하도록 한 것이다. 예를 들어, 도 5는 항공기의 주요 부품이 배치되는 장소에 대응하는 위치에 서모커플들을 배치한 후에, 그 각각의 위치의 서모커플들의 온도 프로파일을 분석한 결과를 나타내고 있다.According to a preferred embodiment, the surface predetermined position of the third layer material 30 to which the plurality of thermocouples are attached is determined by the position of the surface of the third layer material 30 at a position corresponding to the location where the major components of the aircraft (e.g., the power system components of the aircraft) Lt; / RTI > For example, from the viewpoint of the tester, since the temperature influence on the position where the main parts of the aircraft are arranged in the flame wall specimen 1 will be the main object of interest, a plurality of positions After the thermocouples are attached, the temperature profile of the portion is observed. For example, FIG. 5 shows the results of analyzing the temperature profile of the thermocouples at their respective locations after arranging the thermocouples at locations corresponding to where the major components of the aircraft are located.

바람직한 실시예에 따라, 복수의 서모커플들은 록타이트(Loctite)를 사용하여 제 3 층 재료(30)의 표면에 실장될 수 있으며, 또한 오메가 본드(Omega bond 700)가 적용될 수도 있다.
According to a preferred embodiment, a plurality of thermocouples may be mounted on the surface of the third layer material 30 using Loctite, and an Omega bond 700 may also be applied.

[상기 복수의 [The plurality of 서모커플들이Thermocouples 부착된  Attached 화염벽Flame wall 시험체(1)를 고정용  The test specimen (1) 치구(2)에On the jig (2) 고정하는 제 3 단계( A third step of fixing S103S103 )])]

본 발명자들은 본 발명에 따른 항공기의 화염벽에 대한 온도 영향성을 시험하는 방법의 제 3 단계로서, 화염벽 시험체(1)를 고정용 치구(2)에 고정하는 과정을 수행하였다.The present inventors performed a process of fixing the flame wall specimen 1 to the fixing fixture 2 as a third step of the method for testing the temperature influence on the flame wall of the aircraft according to the present invention.

도 3의 (a) 및 (b)는 화염벽 시험체(1)가 고정용 치구(2)에 고정된 상태를 각각 제 1 층 재료(10)측에서와 제 3 층 재료(30)측에서 각각 보여주고 있다.3 (a) and 3 (b) show a state in which the flame wall specimen 1 is fixed to the fixing jig 2 at the first layer material 10 side and the third layer material 30 side, respectively .

바람직한 실시예에 따라, 고정용 치구(2)는 화염벽 시험체(1)의 외형에 대응하는 구조의 금속 프레임으로 제조할 수 있으며, 경우에 따라 횡형 화염 테스트 스탠드 장치(transverse flame test stand mechanism)로 지칭된다.
According to a preferred embodiment, the fixing jig 2 can be manufactured as a metal frame having a structure corresponding to the contour of the flame wall test body 1, and in some cases, as a transverse flame test stand mechanism Lt; / RTI >

[화염 생성 장치를 이용하여 [Using flame generator 화염벽Flame wall 시험체(1) 중의 제 1 층 재료(10)의  Of the first layer material 10 in the test body 1 표면 소정Surface predetermined 위치에 2,000℉ 의 화염을 15분 동안 적용하는 동시에, 상기 복수의  ≪ / RTI > at a temperature of < RTI ID = 0.0 > 200 F < 서모Thermo 커플들을 이용하여 상기 15분 동안에 2초마다 온도 데이터를 획득하는 제 4 단계(A fourth step of obtaining temperature data every 2 seconds for the 15 minutes using couples S104S104 )])]

본 발명자들은 본 발명에 따른 항공기의 화염벽에 대한 온도 영향성을 시험하는 방법의 제 4 단계로서, 화염벽 시험체(1) 중의 제 1 층 재료(10)의 표면 소정 위치에 2,000℉ 의 화염을 15분 동안 적용하는 동시에 화염벽 시험체(1) 중의 제 3 층 재료(30)에 부착된 복수의 서모커플들을 이용하여 2초마다 온도 데이터를 획득하는 과정을 수행하였다.The inventors of the present invention conducted a fourth step of the method for testing the temperature influence on the flame wall of an aircraft according to the present invention, in which a flame of 2,000 ℉ was placed at a predetermined position on the surface of the first layer material (10) The process of obtaining temperature data every 2 seconds by using a plurality of thermocouples applied to the third layer material 30 in the flame wall test specimen 1 for 15 minutes was performed.

15분 동안의 화염 노출이 완료된 이후에, 화염 생성 장치는 캘리브레이션 위치로 재이동되었으며, 테스트후(post-test) 캘리브레이션이 수행되었다.After the flame exposure for 15 minutes was completed, the flame generator was relocated to the calibration position and a post-test calibration was performed.

한편, 화염 생성 장치의 제거시에, 제 3 층 재료(30) 상에 2 차 화염의 신호들이 존재하였으나 자기-소화(self-extinguished)되었다.On the other hand, upon removal of the flame generator, secondary flame signals were present on the third layer material 30 but self-extinguished.

바람직한 실시예에 따라, 화염 생성 장치(미도시)의 화염이 15 분 동안 적용되는 제 1 층 재료(10)의 표면 소정 위치는 항공기의 연료관(fuel line)이 배치되는 장소에 대응하는 위치인 것일 수 있다.According to a preferred embodiment, the predetermined surface position of the first layer material 10, to which the flame of the flame generating apparatus (not shown) is applied for 15 minutes, is a position corresponding to the location of the fuel line of the aircraft Lt; / RTI >

예를 들어, 시험자의 관점에서는, 화염벽 시험체(1) 중의 연료관(fuel line)이 배치되는 위치에 대한 온도 영향성이 가장 큰 관심 대상이 될 것이므로, 그 연료관이 배치되는 위치에 대해 화염 생성 장치의 화염을 분사시키도록 한 것이다.For example, from the viewpoint of the tester, since the temperature influence on the position of the fuel line in the flame wall test body 1 will be the most important object of interest, So that the flame of the generating device is injected.

바람직한 실시예에 따라, 본 제 4 단계(S104)의 과정에 적용되는 화염 생성 장치는 국제 표준 ISO 2685 에서 지정한 대형 가스 화염 생성 장치(large gas flame generation apparatus)일 수 있다.According to a preferred embodiment, the flame generating apparatus applied in the fourth step S104 may be a large gas flame generating apparatus specified in International Standard ISO 2685. [

바람직한 실시예에 따라, 본 제 4 단계(S104)의 과정은 화염 생성 장치를 제 1 층 재료(10)의 표면으로부터 3 인치의 거리를 두고 이격시킨 후에 화염을 방사하는 방식으로 수행될 수 있다.According to a preferred embodiment, the process of this fourth step (S104) may be performed in such a way that the flame generating device is radiated after a distance of 3 inches from the surface of the first layer material 10 is emitted.

바람직한 실시예에 따라, 본 제 4 단계(S104)의 과정에서 사용되는 화염 생성 장치의 원료로서는 프로판(propane)이 고려될 수 있다.
According to a preferred embodiment, propane may be considered as a raw material of the flame generator used in the fourth step S104.

[상기 복수의 [The plurality of 서모커플들이Thermocouples 획득한 온도 데이터를 분석하는 제 5 단계( A fifth step of analyzing the obtained temperature data S105S105 )])]

본 발명자들은 본 발명에 따른 항공기의 화염벽에 대한 온도 영향성을 시험하는 방법의 제 5 단계로서, 상기 제 4 단계의 과정을 통해 상기 복수의 서모커플들이 획득한 온도 데이터를 분석하는 과정을 수행하였다.The present inventors conducted the process of analyzing the temperature data obtained by the plurality of thermocouples through the process of the fourth step, as a fifth step of the method for testing the influence of temperature on the flame wall of an aircraft according to the present invention Respectively.

참고로, 도 4의 (a) 및 (b)는 상기 제 4 단계의 과정을 통해 2000℉ 의 표준 온도가 제 1 층 재료(10)의 표면에 15분간 가해진 이후의 변형 정도를 각각 제 1 층 재료(10)측에서와 제 3 층 재료(30)측에서 보여주고 있다. 본 발명자들은 스테인리스강(stainless steel)으로 이루어진 제 1 층 재료(10)쪽에서는 약간의 뒤틀림(warping) 현상이 발생하였고, 복합재 패널로 이루어진 제 3 층 재료(30)쪽에서는 약간의 가스가 발견한 것을 확인할 수 있었다.4 (a) and 4 (b) illustrate the degree of deformation after the standard temperature of 2000 ° F. is applied to the surface of the first layer material 10 for 15 minutes through the process of the fourth step, Are shown on the side of the material (10) and on the side of the third layer material (30). The present inventors have found that a slight warping phenomenon occurs on the side of the first layer material 10 made of stainless steel and a little gas is found on the side of the third layer material 30 made of the composite panel .

도 5는 복수의 서모커플들로부터 획득한 제 3 층 재료(30) 표면의 온도 결과를 나타내고 있으며, 화염 시험시 화염벽에 대한 최대 허용 온도인 450℉보다 낮은 315℉의 표면 온도를 획득하였다.FIG. 5 shows the temperature results of the third layer material 30 surface obtained from the plurality of thermocouples and obtained a surface temperature of 315 DEG F lower than 450 DEG F, the maximum allowable temperature for the flame wall during flame testing.

한편, 평균 테스트 후 화염 온도는 2029.2℉ 이었으며, 화염의 열 함유량은 11.0 BTU/ft2sec 인 것으로 계산되었다.Meanwhile, after the average test, the flame temperature was 2029.2 ° F and the heat content of the flame was calculated to be 11.0 BTU / ft 2 sec.

결론적으로, 상술한 본 발명의 제 1 단계 내지 제 5 단계에 따른 온도 영향성 시험방법에 의할 경우, 항공기의 화염벽에 대한 내화성 정도를 유효하게 확인할 수 있었다.As a result, in the temperature influence test method according to the first through fifth steps of the present invention, the degree of fire resistance of the flame wall of the aircraft can be effectively confirmed.

이에 따라, 항공기 설계에 있어서 화염벽에 관한 중요한 참고 데이터를 제공할 수 있게 되었다.This makes it possible to provide important reference data on the flame wall in aircraft design.

이상의 설명은 본 발명의 기술 사상을 예시적으로 설명한 것에 불과한 것으로서, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 다양한 수정 및 변형이 가능할 것이다. 따라서, 본 발명에 개시된 실시예들은 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호 범위는 아래의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.The foregoing description is merely illustrative of the technical idea of the present invention, and various changes and modifications may be made by those skilled in the art without departing from the essential characteristics of the present invention. Therefore, the embodiments disclosed in the present invention are intended to illustrate rather than limit the scope of the present invention, and the scope of the technical idea of the present invention is not limited by these embodiments. The scope of protection of the present invention should be construed according to the following claims, and all technical ideas falling within the scope of the same shall be construed as falling within the scope of the present invention.

Claims (3)

(a) 스테인리스강으로 이루어진 제 1 층 재료와, 절연체로 이루어진 제 2 층 재료와, 복합재로 이루어진 제 3 층 재료가 순차적으로 적층되어 구성되는 항공기의 화염벽 시험체를 마련하는 단계;
(b) 상기 화염벽 시험체 중의 상기 제 3 층 재료의 표면 소정 위치에 복수의 서모커플들을 부착하는 단계로서, 상기 복수의 서모커플들을 부착되는 소정 위치는 항공기의 동력계통 부품들이 배치되는 장소에 대응하는 위치인, 상기 복수의 서모커플들을 부착하는 단계;
(c) 상기 복수의 서모커플들이 부착된 상기 화염벽 시험체를 고정용 치구에 고정하는 단계;
(d) 화염 생성 장치를 이용하여 상기 화염벽 시험체 중의 상기 제 1 층 재료의 표면 소정 위치에 2,000℉ 의 화염을 15분 동안 적용하는 동시에, 상기 복수의 서모커플들을 이용하여 상기 15분 동안에 2초마다 온도 데이터를 획득하는 단계로서, 상기 2,000℉ 의 화염이 15분 동안 적용되는 소정 위치는 항공기의 연료관(fuel line)이 배치되는 장소에 대응하는 위치인, 상기 온도 데이터를 획득하는 단계; 및
(e) 상기 복수의 서모커플들이 획득한 온도 데이터를 분석하는 단계를 포함하는 항공기의 화염벽에 대한 온도 영향성을 시험하는 방법.(a) providing a flame wall specimen of an aircraft comprising a first layer material made of stainless steel, a second layer material made of an insulator, and a third layer material made of a composite material sequentially laminated;
(b) attaching a plurality of thermocouples at predetermined locations on the surface of the third layer material in the flame wall test body, wherein the predetermined locations to which the plurality of thermocouples are attached correspond to locations where power system components of the aircraft are located Attaching the plurality of thermocouples, wherein the plurality of thermocouples is at a location where the thermocouples are located;
(c) fixing the flame wall specimen to which the plurality of thermocouples are attached to the fixing fixture;
(d) applying a flame at 2,000 DEG F for 15 minutes to a predetermined surface of the first layer material in the flame wall specimen using the flame generator, and simultaneously applying the flame of 2,000 DEG F for 15 minutes using the plurality of thermocouples, Obtaining the temperature data, wherein the predetermined position at which the 2,000 DEG F flame is applied for 15 minutes is a position corresponding to a place where a fuel line of the aircraft is disposed; And
(e) analyzing the temperature data obtained by the plurality of thermocouples. < Desc / Clms Page number 13 > 삭제delete 삭제delete
KR1020120115831A 2012-10-18 2012-10-18 Method for testing flammability for firewall in aircraft KR101392263B1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020120115831A KR101392263B1 (en) 2012-10-18 2012-10-18 Method for testing flammability for firewall in aircraft

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020120115831A KR101392263B1 (en) 2012-10-18 2012-10-18 Method for testing flammability for firewall in aircraft

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20140049701A KR20140049701A (en) 2014-04-28
KR101392263B1 true KR101392263B1 (en) 2014-05-07

Family

ID=50655157

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020120115831A KR101392263B1 (en) 2012-10-18 2012-10-18 Method for testing flammability for firewall in aircraft

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR101392263B1 (en)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109239257A (en) * 2018-10-30 2019-01-18 中国民用航空飞行学院 Multi-functional cabin interior material combustion characteristic experiment porch
CN111693267B (en) * 2020-06-24 2022-05-31 中国民用航空总局第二研究所 Test device and test method for bearing performance of test piece remains

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2004510945A (en) 2000-10-04 2004-04-08 シエル・インターナシヨネイル・リサーチ・マーチヤツピイ・ベー・ウイ Method for providing a fire-resistant and / or wear-resistant lining to a surface

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2004510945A (en) 2000-10-04 2004-04-08 シエル・インターナシヨネイル・リサーチ・マーチヤツピイ・ベー・ウイ Method for providing a fire-resistant and / or wear-resistant lining to a surface

Also Published As

Publication number Publication date
KR20140049701A (en) 2014-04-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109632886B (en) Fine thermal assessment test system and method for high-speed aircraft cabin
JP6778089B2 (en) Turbine assembly method
KR101392263B1 (en) Method for testing flammability for firewall in aircraft
Pastuszak Characterization of defects in curved composite structures using active infrared thermography
ITRM20130381A1 (en) MODULAR DEVICE FOR STRUCTURAL DIAGNOSTICS OF MATERIALS AND VARIOUS STRUCTURES, THROUGH THERMOGRAPHIC TECHNIQUES WITH MULTIPLE EXCITATIONS.
CN104897392A (en) Auricle loaded test method and loading system
Kiser et al. Oxide/oxide ceramic matrix composite (CMC) exhaust mixer development in the NASA environmentally responsible aviation (ERA) project
CN105101775A (en) Temperature measuring plate device and temperature measuring plate thereof
KR20140033681A (en) Method for estimating structural safety by conduct analysis of construction
KR101209909B1 (en) Method for Durability Test of High Temperature Part for Gas Turbine
Polli et al. JT-60SA TF coils procured by ENEA: An intermediate assessment
RU2564056C1 (en) Method of heat-vacuum test of spacecraft
JP2007017289A (en) Non-destructive inspection system and non-destructive inspection method of fss sandwich panel
KR101083183B1 (en) Mehtod to manufacture mockup specimen for performance validation of nondestructive test about stress corrosion crack originated from PWR pressurizer heater sleeve nozzle in high temperature and pressure
Zeile et al. Conceptual design of a First Wall mock-up experiment in preparation for the qualification of breeding blanket technologies in the Helium Loop Karlsruhe (HELOKA) facility
JP2009294069A (en) Profile measuring apparatus, and profile measuring method for laser light
US20240183807A1 (en) Method of testing the thermal performance of an object
CN114088237A (en) Power cable temperature field evaluation method, system, device, medium, and program
Mascarenas et al. Dynamic characterization of satellite assembly for responsive space applications
CN104914367B (en) Protective coverings of cable fast fault locating method
US20140017445A1 (en) Repair part and repair method for repairing longitudinal elements made of a composite material
Kreger et al. Optical frequency domain reflectometry for aerospace applications
Blanchat et al. LNG Ship Insulation Experiments Using Large LNG Pool Fire Boundary Conditions.
Bakhtiari et al. Development of a novel ultrasonic temperature probe for long-term monitoring of dry cask storage systems
Karthik et al. Investigation of failure of high burn up carbide fuel pin of FBTR through post-irradiation examination

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
FPAY Annual fee payment

Payment date: 20170411

Year of fee payment: 4

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20180406

Year of fee payment: 5

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20190329

Year of fee payment: 6