RU50304U1

RU50304U1 - INSTALLATION FOR THERMODYNAMIC TESTS OF SAMPLES OF HEAT PROTECTION OF AIRCRAFT USING THE AIRCRAFT GAS TURBINE ENGINE WITH FORCING COMBUSTION CHAMBER

Info

Publication number: RU50304U1
Application number: RU2005125573/22U
Authority: RU
Inventors: Н.И. Балов; В.Н. Тихонов; Н.В. Григорьев; А.Д. Кулаков; П.Н. Пантелеев
Original assignee: Федеральное государственное унитарное предприятие "Летно-исследовательский институт имени М.М. Громова"
Priority date: 2005-08-11
Filing date: 2005-08-11
Publication date: 2005-12-27

Abstract

Полезная модель относится к области наземных испытаний образцов теплозащиты гиперзвуковых летательных аппаратов на воздействие скоростного напора высокотемпературной газовой струи и может найти применение при подборе тепло и звукоизолирующих материалов в газовых каналах энергетических установок. Установка, содержащая авиационный газотурбинный двигатель с форсажной камерой, установленный на самолете или стенде, регулируемую по высоте и дистанции от сопла самолета стойку с испытуемыми образцами теплозащиты для гиперзвуковых летательных аппаратов и датчиками давления и температуры газового потока, комплекта контрольно-измерительной и регистрирующей аппаратуры, а источником высоконапорного и высокотемпературного газового потока является стандартный авиационный газотурбинный двигатель с форсажной камерой сгорания, установленный на самолете или стенде. Технический результат, на достижение которого направлено заявляемая полезная модель, состоит в совмещении 2-х параметров - скоростного напора и температуры газовой струи в одной установке, при обеспечении обоих параметров, близкими к параметрам обтекающего потока при реальном гиперзвуковом полете при обеспечении необходимой длительности и мобильности проведения эксперимента.The utility model relates to the field of ground testing of thermal protection samples of hypersonic aircraft under the influence of high-speed pressure of a high-temperature gas jet and can be used in the selection of heat and sound insulating materials in the gas channels of power plants. Installation containing an aircraft gas turbine engine with an afterburner mounted on an airplane or stand, height and distance from the aircraft nozzle, a rack with tested thermal protection samples for hypersonic aircraft and gas pressure and temperature sensors, a set of control and measuring and recording equipment, and The source of high-pressure and high-temperature gas flow is a standard aviation gas turbine engine with afterburner, installed nny plane or stand. The technical result, the claimed utility model is aimed at achieving, consists of combining 2 parameters — the pressure head and the temperature of the gas stream in one installation, while providing both parameters that are close to the parameters of the flow around a real hypersonic flight while ensuring the necessary duration and mobility experiment.

Description

Полезная модель относится к области наземных испытаний образцов теплозащиты гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА) на воздействие скоростного напора высокотемпературной газовой струи и может найти применение при испытаниях тепло- и звукоизолирующих материалов в газовых каналах энергетических установок.The utility model relates to the field of ground testing of thermal protection samples of hypersonic aircraft (LA) under the influence of high-speed pressure of a high-temperature gas jet and can be used in testing heat and sound insulating materials in the gas channels of power plants.

Известна аэродинамическая труба Т-117 в ЦАГИ («ЦАГИ основные этапы научной деятельности 1968-1993 г.» под редакцией В.Я.Нейланда и др., Москва, Наука, Физико-математической лит отд., 1996 г.), обеспечивающая сопоставимые скоростной напор и температуру газового потока с условиями гиперзвукового полета, но время эксперимента в указанной трубе ограничено 1,5÷3 минутами, что недостаточно для обеспечения испытаний образцов теплозащитных материалов перспективных гиперзвуковых ЛА. Кроме того, стоимость эксперимента с использованием Т-117 высока и не допускает ее использования в проектах с ограниченным финансированием. Кроме того, Т-117 является стационарным объектом и не допускает мобильности в проведении экспериментов в случае, когда испытания должны быть проведены на других территориях.The well-known wind tunnel T-117 in TsAGI (TsAGI the main stages of scientific activity 1968-1993, edited by V. Ya. Neiland et al., Moscow, Science, Physics and Mathematics lit., 1996), providing comparable high-pressure head and gas flow temperature with hypersonic flight conditions, but the experiment time in the specified pipe is limited to 1.5–3 minutes, which is insufficient to ensure testing of samples of heat-protective materials of promising hypersonic aircraft. In addition, the cost of the experiment using the T-117 is high and does not allow its use in projects with limited funding. In addition, the T-117 is a stationary object and does not allow mobility in carrying out experiments in the case when tests should be carried out in other territories.

Технический результат, на достижение которого направлена заявляемая полезная модель, состоит в воспроизведении скоростного напора и температуры набегающего газового потока в одной установке при обеспечении обоих параметров близкими к параметрам обтекающего потока при реальном гиперзвуковом полете и при обеспечении необходимой длительности и мобильности проведения эксперимента.The technical result, which is achieved by the claimed utility model, is to reproduce the pressure head and the temperature of the incident gas stream in one installation while ensuring both parameters are close to the parameters of the flow around a real hypersonic flight and while ensuring the necessary duration and mobility of the experiment.

Для достижения указанного технического результата в установке, содержащей турбореактивный двигатель с форсажной камерой сгорания, установленный на самолете или стенде, стойка с испытуемыми образцами теплозащиты, датчики температуры и давления устанавливаются по оси струи двигателя. Контроль и регистрация параметров эксперимента осуществляется с помощью комплекта контрольно-измерительной и регистрирующей аппаратуры Управление и контроль работы двигателя осуществляется штатной системой самолета или стенда.To achieve the specified technical result, in a plant containing a turbojet engine with an afterburner installed on an airplane or a stand, a rack with test samples of thermal protection, temperature and pressure sensors are installed along the axis of the jet. Monitoring and recording of experimental parameters is carried out using a set of instrumentation and recording equipment. Control and monitoring of engine operation is carried out by the standard system of the aircraft or stand.

Отличительными признаками предлагаемой установки для термодинамических испытаний образцов теплозащиты гиперзвуковых летательных аппаратов от аэродинамической трубы Т-117 (где как источники потока использовались компрессоры и/или баллоны со сжатым газом) является применение в качестве установки для создания высоконапорного и высокотемпературного газового потока стандартного авиационного газотурбинного двигателя с форсажной камерой сгорания.Distinctive features of the proposed installation for thermodynamic testing of thermal protection samples of hypersonic aircraft from the T-117 wind tunnel (where compressors and / or compressed gas cylinders were used as flow sources) is the use of a standard aviation gas turbine engine with high-pressure and high-temperature gas flow afterburner combustion chamber.

Благодаря наличию этого признака возможно проведение испытания образцов теплозащиты в полном диапазоне скоростных напоров, характерных для полетов на гиперзвуке до М=8, с одновременным нагревом их до температур, характерных для полетов на гиперзвуке до М=5.Due to the presence of this feature, it is possible to test thermal protection samples in the full range of high-speed pressures typical for hypersonic flights to M = 8, while heating them to temperatures typical for hypersonic flights to M = 5.

Предлагаемая установка иллюстрируется эскизами, представленными на фиг.1-4.The proposed installation is illustrated by the sketches shown in figures 1-4.

На фиг.1 показан общий вид установки, на фиг.2 показана установка панелей с образцами и датчиков давления и температуры газового потока, на фиг.3 показано препарирование испытуемого образца температурными датчиками, на. фиг.4 показана блок - схема, подключения аппаратуры.Figure 1 shows a General view of the installation, figure 2 shows the installation of panels with samples and pressure sensors and temperature of the gas stream, figure 3 shows the preparation of the test sample temperature sensors, on. figure 4 shows a block diagram of the connection of equipment.

Установка фиг.1 содержит установленный на самолет двигатель 1, тросовые растяжки 2, стойку 3, балластные блоки 4. модуль с образцами теплозащиты 5, датчики давления 6, датчики температуры 7, блок коммутации электрических сигналов 8, электрожгуты 9, комплект The installation of Fig. 1 comprises an engine 1 mounted on an airplane, cable extensions 2, a rack 3, ballast blocks 4. a module with thermal protection samples 5, pressure sensors 6, temperature sensors 7, an electrical signal switching unit 8, electrical harnesses 9, a set

контрольно-измерительной и регистрирующей аппаратуры 10, пост управления двигателем в самолете (РУД) 11.control and measuring and recording equipment 10, engine control post in an airplane (RUD) 11.

Испытание образцов теплозащитных материалов перспективных гиперзвуковых ЛА осуществляется в следующем порядке.Testing of samples of heat-protective materials of promising hypersonic aircraft is carried out in the following order.

Подлежащие испытаниям образцы теплозащитного покрытая (ТЗП) конструктивно выполнены в виде модуля фнг-2, где собственно образцы ТЗП поз.4 закреплены на каркасе модуля поз.5. при этом образуется форма, характерная для ответственных частей гиперзвукового ЛА. С целью контроля и регистрации параметров потока на модуле установлены два приемника полного давления (поз.2). два приемника статического давления (поз.3), датчик температуры (поз 1).The heat-shielding coated samples (TZP) to be tested are structurally made in the form of a fng-2 module, where the TZP samples of pos. 4 themselves are mounted on the module frame pos. 5. this forms the form characteristic of the critical parts of hypersonic aircraft. For the purpose of monitoring and recording flow parameters, two full pressure receivers are installed on the module (item 2). two static pressure receivers (pos. 3), temperature sensor (pos. 1).

С целью определения теплозащитных свойств образцов ТЗП, выполнено их препарирование фиг.3 датчиками температуры (термопарами) поз.4, сами образцы, выполненные из материала ТЗП (поз.2), покрытого защитным покрытием (поз.1). приклеены к подложкам (поз.3), закрепленным на монтажной панели (поз.5) с помощью винтов (поз.6). Монтажные панели с образцами ТЗП крепятся болтами к каркасу модуля.In order to determine the heat-shielding properties of TZP samples, they were prepared by preparation of Fig. 3 with temperature sensors (thermocouples), pos. 4, the samples themselves made of TZP material (pos. 2) coated with a protective coating (pos. 1). glued to substrates (key 3), mounted on the mounting plate (key 5) using screws (key 6). Mounting panels with TZP samples are bolted to the module frame.

Модуль с образцами ТЗП фиг-1 (поз.5) закреплен болтами на стойке поз.3, стойка закреплена неподвижно с помощью балластных блоков (поз.4) таким образом, что модуль (поз.5) с образцами ТЗП оказывается в зоне струи ТРД (поз.1).The module with TZP samples of FIG-1 (pos. 5) is bolted to the pillar of pos. 3, the rack is fixed motionless with ballast blocks (pos. 4) so that the module (pos. 5) with samples of TZP is in the jet zone (item 1).

В процессе работы ТРД. неподвижность самолета обеспечивается растяжками (поз.2). Измерение параметров струн осуществляются с помощью датчиков давления (поз.6) и температуры (поз.7). электрические сигналы от датчиков через блок коммутации (поз.8) по электрожгутам (поз.9) поступают на блок контрольно-измерительной и регистрирующей аппаратуры (поз.10).In the process of turbofan operation. stillness of the aircraft is ensured by stretch marks (item 2). String parameters are measured using pressure sensors (pos. 6) and temperature (pos. 7). electrical signals from the sensors through the switching unit (pos. 8) via electrical cables (pos. 9) are sent to the control and measuring and recording equipment unit (pos. 10).

Claims

Installation for thermodynamic testing of thermal protection samples of aircraft, characterized in that it contains an aircraft gas turbine engine with afterburner mounted on an airplane or a stand, a rack with tested thermal protection samples for aircraft and pressure and temperature sensors adjustable in height and distance from the nozzle of the aircraft gas flow, a set of instrumentation and recording equipment.