СТЕНД ДЛЯ ИСПЫТАНИЯ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Советский патент 1972 года по МПК G01M9/00 

Изобретение относится к технике испытан,ия авиадБигателей сов-местно с воздухозаборником и элементами летательного аппарата в условиях сверхзвукового полета.

Для испытания силовой установки в условиях сверхзвукового обдува -применяют аэродинамические стенды, на которых можно проводить испытание -силовой установки с элементами летательного аппарата, например с каналом слива пограничного слоя, воздух из которого используется для охлаждения двигателя.

Особенностью сверхзвукового аэродинамического стенда является то, что при запуске сопла из-за значительных пульсаций давления в потоке двигатель работает в режиме авторотации. Поэтому воздух, идущий на охлаждение двигателя, в период запуска стенда не эжектируется газовой струей. Из-за этого общий перепад давления при запуске стенда должен быть повышен.

Цель изобретения - уменьшение потребля-емой при запуске мощности.

Это достигается тем, что канал охлаждения двигателя соединен отдельным трубопро:водом с автономной отсасывающей системой, а за отсасывающим трубопроводом в канале охлаждения установлена двухпозиционная заслонка, перекрывающая канал на режиме запуска, или перегородка, за которой для подачи охлаждающ-его воздуха из атмосферы предусмотрен подводящий трубопровод.

Такое выполнение канала охлаждения позволяет осуществить отсос .малого количества охлаждающего воздуха (около 1% от расхода через стенд) с ламощью отдельного устройства {эксгаустера, эжектора) с более высокой степенью сжатия и тем самым обеспечить запуск стенда путем подключения к основному тракту меньшего количества эксгаустеров .с низкой .степенью сжатия.

На фиг. 1 изображена схема аэродинамического стенда; на фиг. 2 - система отсоса с перегородкой в канале охлаждения; на фиг. 3 - система отсоса- с двухпозиционной заслонкой.

Стенд содержит аэродинамическое сопло 1, барокамеру 2 с отсасывающим эксгаустером в магистрали 3. В барокамере 2 размещены воздухозаборник 4 со стендовым диффузором 5 и испытываемый двигатель 6 с элементами летательного аппарата, например крылом 7 и каналом 8 охлаждения. В канале 5 установлена двухпоз1иционная заслонюа 9 или перегородка 10. Канал соединен трубопроводом 11 с дополнительной отсасывающей системой, а трубопроводом 12 - с атмосферой.

звуковой скорости и обдувает воздухозаборник 4 с элементом летательного аппарата. Одна часть воздуха (до 50%) после тормож е«ия в воздухозаборнике 4 поступает в двигатель 6, а другая - в стендовый дуффузор 5 и -после смешения с выхлопными газами от двигателя 6 отсасывается из барокамеры 2 по основной магистрали 3 эксгаустерами.

Пограеичный слой воздуха с плоскости крыла или имитирующей крыло поверхности, соста1вляющей около 1 % от расхода через стенд, сливается в канал 8 охлаждения, из которого отсасывается по трубопроводу // (постоянно при наличии перегородки W и лишь на период пуска стенда при установке двухпозиционной заслонки 9). После запуска двигатель охлаждается при наличии перегородки 10 подачей воздуха из атмосферы по трубопроводу 12, а при установке двухпозиционной заслонки 5 -путем открытия канала 8 охлаждения и одновременного перекрытия трубопровода //.

Предмет изобретения

1.Стенд для испытания силовой установкилетательного аппарата, содержаш,ий установленные в барокамер е аэродинамическое сопло

с диффузором и испытываемый двигатель.

с каналом охлаждения, отличающийся тем,

что, с целью уменьшения потребляемой при

запуске мошности, канал охлаждения соединен трубопроводом с автономной отсасывающей системой, а за трубопроводом вканале установлена двухпозиционная заслонка для перекрытия последнего при запуске и отключения отсасывающего устройства на рабочем

режиме.

2.Стенд по п. 1, отличающийся тем, что заслонка выполнена в виде перегородки, а полость канала за ней сообщена с атмосферой

для подачн в нее на рабочем режиме охлаждающего воздуха.

П

J2 5 2 6

12

,11

Фиг 2

11

11

Фиг.Э