УСТАНОВКА ДЛЯ ГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ ИСПЫТАНИЙ ОБРАЗЦОВ ТЕПЛОЗАЩИТЫ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Полезная модель относится к области наземных испытаний образцов теплозащиты гиперзвуковых летательных аппаратов (ЛА) из воздействие скоростного напора высокотемпературной газовой струи и может найти применение, при испытаниях тепло- и звукоизолирующих материалов в газовых каналах энергетических установок.
Известна аэродинамическая труба Т-117 в ЦАГИ («ЦАГИ основные этапы научной деятельности 1968-1993 г.» под редакцией В.Я.Нейданда 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 высокая 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.
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.
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.
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.
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.
Предлагаемая установка иллюстрируется эскизом, представленным на фиг.1.
На фиг.1 показан общий вид установки.
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 контрольно-измерительной и регистрирующей аппаратуры 10, пост управления двигателем в самолете (РУД) 11.
Испытание образцов теплозащитных материалов перспективных гиперзвуковых ЛА осуществляется в следующем порядке.
Подлежащие испытаниям образцы теплозащитного покрытия (ТЗП} конструктивно выполнены в виде модуля, 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).
С целью определения теплозащитных свойств образцов ТЗП, выполнено их препарирование 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.
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).
В процессе работы ТРД, неподвижность самолета обеспечивается растяжками (поз.2). Измерение параметров струи 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).