Способ определения динал^ических свойств

Способ определения динал^ических свойств

Иллюстрации

Показать все

Реферат

 

ч тЙ

ОПИСА Е

ИЗОБРЕТЕНИЯ

Союз Советских

Социалистических

Республик

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ

Зависимое от авт. свидетельства №

Заявлено 05.XI.1968 (№ 1280615/40-23) с присоединением заявки №

Приоритет

Опубликовано 19.XI,1971. Бюллетень № 35

Дата опубликования описания 26.1.1972

111ПК G Olk 17/06

G 01m 900

Комитет по делам иаобретеиий и открытий

УДК 629.7.018.4 (088.8) при Совете Министров

СССР

Авторы изобретения

Н. С. Ловцова, Ю. С. Гришании, А. В. Щербаков, В. Г. Воронин, Ю. А, Ксенофонтов и С. В. Селицкий

Заявитель

СПОСОБ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ДИНАМИЧЕСКИХ СВОЙСТВ

ГЕРМОКАБИНЫ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПО ИЗМЕНЕНИЮ

ТЕМПЕРАТУРЫ ВОЗДУХА В НЕЙ

Изобретение относится к способам определения динамических свойств летательного аппарата и, в частности, динамических свойств по изменению температуры воздуха в его кабине.

Известны способы определения динамических свойств гермокабины летательного аппарата по изменению температуры воздуха в ней во время полета путем имитации воздействия внешней среды на наружную поверхность модели кабины, в которой при постоянном подводе и сбросе воздуха из системы кондиционировапия поддерживают избыточное давление и температуру, зависящую от мощностей наружных и внутренних источников тепла. Однако, известный способ требует выполнения теплоизоляции модели кабины подооно теплоизоляции кабин летательных аппаратов.

Цель изобретения — устранить этот недостаток. Достигается это тем, что количество тепла, пропорциональное потоку от наружных и внутренних источников тепла кабины, вносят в модель с воздухом из системы кондиционирования, при этом воздух подвергают дополнительному нагреву на величину, соотвегствутощую указанному тепловому потоку.

На чертеже схематически показана установка для осуществления предлагаемого способа.

Установка состоит из наружной камеры 1, покрытой снаружи теплоизоляцией 2. В камере 1 смонтирована внутренняя камера 8, покрытая изнутри теплоизоляцией 4 в несколько

5 слоев. К камере 8 подключен входной трубопровод 6, соединенный с трубопроводом 6 системы кондиционировання воздуха. На трубопроводе 6 установлен подогреватель 7 имитации теплопритоков в кабину летательного all10 парата. Воздух из малой камеры 8 сбрасывается через трубопровод 8, на котором установлено дросселпрующее устройство 9 для подбора требуемого расхода воздуха через камеру 8, в которой установлен датчик 10 темпе15 ратуры испытуемого регулятора температуры.

Работает установка следующим образом.

В камере 1 вспомогательным холодильным (обогревательным) устройством создается требуемая температура среды, соответствую20 щая заданной температуре кабины.

В трубопровод 6 от системы кондиционированпя самолета подается воздух с температурой и расходом, равными реальным на лета25 тельном аппарате. Подогревателем 7 вносятся тепловыделения активного оборудования, расположенного внутри каоины самолета, и теп ловой поток с наружной поверхности внутрь кабины. Далее, воздух по трубопроводу 6

30 сбрасывается в атмосферу или в имитатор ка321702

Предмет изобретения

Сосза гитсль В. Ферапонтов

Тскрсд Л. !(уклина Корректор А. Васильева

Редактор Э. Е .ибаева

Заказ 4004 2 Изд. М 1710 Тираж 473 Подписное

1Д(1!ИГ!И Комитета»о делам»зобрете»и,": и от-рь;т„,i,при Совете Мш|истров СССР

Москва, О1;-35, Рау»:скзя иаб., д. 4/5

Типография, пр. Сапунова, 2 бины IIO давлению. Часть подготовленного воздуха по трубопроводу 5 IocT)ïàåò з камеру 8. крамера 8 выполнена одной кратности по ооъему и вели:пше площади стенок к реальному Ооьему и площади стенок каоины летательного аппарата, а расход воздуха, сбрасываемый в атмосферу пли имитатор кабины II) давлению из камеры 8 по трубопроводу 8, ограничивается дросселирующим устройством 9 до величины, пропорциональной истинному расходу в том же соотношении, что и соотношение объемов и поверхностей стенок.

Изменение температуры в камере 3 приводит к изменению сопротивления датчика температуры 10 системы автоматического регулирования температуры, которая в свою очередь изменит величину температуры воздуха на выходе системы кондиционирования так, чтобы скомпенсировать действующее возмущение, Способ определения динамических свойств гермокабины летательного аппарата по изменению температуры воздуха в ней во время полета путем имитации воздействия внешней среды на наружную поверхность модели кабины, в которой при постоянном подводе и сбросе воздуха из системы кондиционирования

10 поддерживают избыточное давление и температуру, зависящую от мощностей наружных и внутренних источников тепла, отличающийся тем, что, с целью его упрощения и повышения точности, количество тепла, пропорциональное

15 тепловому потоку от указанных источников, вносят в модель кабины с воздухом из системы кочдиционирования, для чего последний подвергают дополнительному нагреву на величину, соответствующую указанному тепло20 ному потоку.