RU167393U1 - Hypersonic shock aerodynamic installation - Google Patents

Hypersonic shock aerodynamic installation Download PDF

Info

Publication number
RU167393U1
RU167393U1 RU2016130311U RU2016130311U RU167393U1 RU 167393 U1 RU167393 U1 RU 167393U1 RU 2016130311 U RU2016130311 U RU 2016130311U RU 2016130311 U RU2016130311 U RU 2016130311U RU 167393 U1 RU167393 U1 RU 167393U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
hypersonic
channel
vacuum
cylindrical channel
Prior art date
Application number
RU2016130311U
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Лариса Борисовна Рулева
Михаил Алтаевич Котов
Сергей Иванович Солодовников
Геннадий Васильевич Самохвалов
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем механики им. А.Ю. Ишлинского Российской академии наук (ИПМех РАН)
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 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем механики им. А.Ю. Ишлинского Российской академии наук (ИПМех РАН) filed Critical Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем механики им. А.Ю. Ишлинского Российской академии наук (ИПМех РАН)
Priority to RU2016130311U priority Critical patent/RU167393U1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU167393U1 publication Critical patent/RU167393U1/en

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M7/00—Vibration-testing of structures; Shock-testing of structures
    • G01M7/08—Shock-testing
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/02—Wind tunnels

Landscapes

  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

Полезная модель относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к вакуумным аэродинамическим установкам, обеспечивающим моделирование условий полета летательных аппаратов (ЛА) в верхних слоях атмосферы и в космическом пространстве, и может быть использована для получения гиперзвукового потока газа с большими числами Маха в лабораторных условиях. Установка содержит образующие общий канал, последовательно между собой соединенные камеру высокого давления, цилиндрический канал и гиперзвуковое сопло, выходящее в вакуумную камеру, средства перекрытия канала, установленные между камерой высокого давления и цилиндрическим каналом и между цилиндрическим каналом и входом в сопло, и регистрирующую аппаратуру. При этом концевая часть сопла снабжена закрепляемым на нем съемным раструбом с внутренней поверхностью, являющейся продолжением поверхности сопла и с выполненной в стенке раструба кольцевой проточкой с выходящими внутрь сопла кромками, объем которой соединен через управляемый клапан с источником вакуума, более высоким, чем в вакуумной камере. Технический результат заключается в повышении достоверности данных, получаемых при исследовании моделей гиперзвуковых летательных аппаратов в лабораторных исследованиях. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.The utility model relates to the field of experimental aerodynamics, in particular to vacuum aerodynamic installations that provide simulation of flight conditions of aircraft in the upper atmosphere and in outer space, and can be used to obtain a hypersonic gas stream with large Mach numbers in laboratory conditions. The installation comprises a common channel forming a series of interconnected high-pressure chamber, a cylindrical channel and a hypersonic nozzle exiting into the vacuum chamber, channel shutoff means installed between the high-pressure chamber and the cylindrical channel and between the cylindrical channel and the entrance to the nozzle, and recording equipment. The end part of the nozzle is equipped with a removable socket fixed to it with an inner surface that is a continuation of the surface of the nozzle and with an annular groove made in the wall of the socket with edges extending into the nozzle, the volume of which is connected through a controlled valve to a vacuum source higher than in a vacuum chamber . The technical result consists in increasing the reliability of the data obtained in the study of models of hypersonic aircraft in laboratory research. 1 s.p. f-ly, 3 ill.

Description

Полезная модель относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к вакуумным аэродинамическим установкам, обеспечивающим моделирование условий полета летательных аппаратов (ЛА) в верхних слоях атмосферы и в космическом пространстве, и может быть использована для получения гиперзвукового потока газа с большими числами Маха в лабораторных условиях. Проведение натурных испытаний в лабораториях для изучения возможного поведения реальных гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА) и с получением в результате достоверных данных связано с большими трудностями. Даже если соблюдаются все условия принципов подобия, из-за того, что испытания проводятся в ограниченных объемах, существенным становится влияние самого инструмента исследования, отрицательно влияющего на достоверность. Одним из таких факторов является нарушение однородности газового потока внутри трубы из-за наличия стенок и возникновения тонкого вязкого пограничного слоя.The utility model relates to the field of experimental aerodynamics, in particular to vacuum aerodynamic installations that provide simulation of flight conditions of aircraft in the upper atmosphere and in outer space, and can be used to obtain a hypersonic gas stream with large Mach numbers in laboratory conditions. Conducting full-scale tests in laboratories to study the possible behavior of real hypersonic aircraft (GLA) and obtaining reliable data as a result is associated with great difficulties. Even if all the conditions of the principles of similarity are observed, due to the fact that tests are carried out in limited volumes, the influence of the research tool itself, which negatively affects the reliability, becomes significant. One of these factors is a violation of the uniformity of the gas flow inside the pipe due to the presence of walls and the appearance of a thin viscous boundary layer.

Известна импульсная аэродинамическая труба (RU 2439523, МПК G01M 9/02, опубл. 10.01.2012 [1]) для получения рабочего газа с предельно высокими параметрами торможения потока. Труба содержит форкамеру с электродами, отделенную от газодинамического тракта трубы диафрагмой, и поршень, образующий дифференциальный мультипликатор, надпоршневое пространство которого соединено с источником толкающего газа, а подпоршневое заполнено демпфирующей жидкостью и соединено с дренированной емкостью. Также труба снабжена компенсатором динамической составляющей мультипликатора, быстродействующим клапаном запуска системы стабилизации, контактирующим через поршень мультипликатора с полостью форкамеры. Корпус мультипликатора выполнен с возможностью разъема и при этом его надпоршневое пространство связано с ресивером толкающего газа через быстродействующий клапан запуска системы стабилизации, а подпоршневое пространство через гидравлический канал с регулируемой длиной с подпоршневым пространством компенсатора динамической составляющей мультипликатора. Форкамера снабжена стыковочным узлом и обратным клапаном для подключения, соответственно, импульсного высокоэнтальпийного адиабатического генератора и блока подачи смеси реагирующих газов и содержит устройство принудительного вскрытия диафрагмы, размещенное на выходе из форкамеры. Недостатком известного устройства является сложность ее эксплуатации. Кроме того, оно не обеспечивает достаточно высокую точность воспроизведения натурных испытаний из-за возникновения пограничного слоя у стенок трубы.Known pulsed wind tunnel (RU 2439523, IPC G01M 9/02, publ. 10.01.2012 [1]) to produce a working gas with extremely high flow braking parameters. The pipe contains a prechamber with electrodes, separated from the gasdynamic path of the pipe by a diaphragm, and a piston forming a differential multiplier, the over-piston space of which is connected to the push gas source, and the under-piston is filled with a damping fluid and connected to the drained tank. The pipe is also equipped with a compensator for the dynamic component of the multiplier, a quick-acting valve for starting the stabilization system, which contacts the prechamber cavity through the multiplier piston. The multiplier housing is made with the possibility of a connector, while its over-piston space is connected to the pusher gas receiver through a quick-acting stabilization system start valve, and the under-piston space is through an adjustable-length hydraulic channel with a under-piston space of the dynamic multiplier compensator. The prechamber is equipped with a docking unit and a check valve for connecting, respectively, a pulsed high-enthalpy adiabatic generator and a reactive gas mixture supply unit and contains a diaphragm forced opening device located at the outlet of the prechamber. A disadvantage of the known device is the complexity of its operation. In addition, it does not provide a sufficiently high accuracy of reproduction of field tests due to the occurrence of a boundary layer at the pipe walls.

Достаточно близким к заявляемой гиперзвуковой ударной аэродинамической трубе по достигаемому результату является ударная труба для формирования цуга воздушных ударных волн, известная из RU 2488085, МПК G01M 7/08, опубл.20.07.2013 [2]. Генератор ударной волны выполнен в виде перфорированного диска и мембраны, размещенных в волноводе с возможностью перемещения вдоль него, установленного на торце волновода магазина с пиромеханическими толкателями, расположенными в нем в ряд в вертикальной плоскости и снабженными подвижными звеньями, упора и возвратной пружины. Перфорированный диск с тыльной стороны снабжен штоком, поочередно контактирующим с подвижными звеньями пиромеханических толкателей. Мембрана размещена перед диском по направлению к выходу из волновода с возможностью фиксации ее исходного положения относительно диска и изменения расстояния между ними. При этом она соединена механическими связями, симметрично проходящими через перфорационные отверстия в диске, с одним концом возвратной пружины, другой конец которой соединен с неподвижной опорой. Магазин установлен в направляющих на торце волновода с возможностью перемещения по ним вниз под собственным весом до совпадения осей штока диска и подвижного звена очередного пиромеханического толкателя. Упор установлен на одной из направляющих и выполнен с возможностью ограничения перемещения магазина до срабатывания очередного толкателя. Шток диска со стороны магазина может быть снабжен магнитной вставкой, а контактирующие с ним подвижные звенья пиромеханических толкателей при этом выполнены из ферромагнитного материала. Мембрана может быть выполнена многослойной. Технический результат заключается в возможности проведения в лабораторных условиях исследований реакции различных объектов на воздействие формируемых через заданные интервалы времени воздушных ударных волн. Воздушная ударная волна, пробегая по каналу волновода, нагружает исследуемый объект и продолжает движение до волногасителя, который исключает ее отражение и компенсирует влияние атмосферы. Производя повторные пуски ударной трубы через установленные интервалы времени, получают цуг воздействующих на испытываемый объект воздушных ударных волн.Rather close to the claimed hypersonic shock wind tunnel, the achieved result is a shock pipe for forming a train of air shock waves, known from RU 2488085, IPC G01M 7/08, published on July 20, 2013 [2]. The shock wave generator is made in the form of a perforated disk and a membrane placed in the waveguide with the ability to move along it, mounted on the end of the store’s waveguide with pyromechanical pushers arranged in a row in a vertical plane and equipped with movable links, an abutment and a return spring. The perforated disk on the rear side is equipped with a rod, alternately in contact with the movable links of the pyromechanical pushers. The membrane is placed in front of the disk towards the exit from the waveguide with the possibility of fixing its initial position relative to the disk and changing the distance between them. Moreover, it is connected by mechanical bonds symmetrically passing through the perforations in the disk, with one end of the return spring, the other end of which is connected to a fixed support. The store is installed in the guides at the end of the waveguide with the possibility of moving down them under its own weight until the axes of the rod stem coincide with the movable link of the next pyromechanical pusher. The emphasis is mounted on one of the guides and is made with the possibility of restricting the movement of the magazine to the next pusher. The disk rod from the side of the magazine can be equipped with a magnetic insert, and the movable links of the pyromechanical pushers in contact with it are made of ferromagnetic material. The membrane can be multilayer. The technical result consists in the possibility of laboratory studies of the reaction of various objects to the effect of air shock waves generated at specified time intervals. An air shock wave, running through the channel of the waveguide, loads the object under study and continues to move to the wave attenuator, which excludes its reflection and compensates for the influence of the atmosphere. By re-launching the shock pipe at set intervals, a train of air shock waves acting on the test object is obtained.

Недостатком известного устройства является то, что оно не обеспечивает достаточно высокую точность воспроизведения натурных испытаний из-за возникновения заторможенных потоков вблизи стенок трубы.A disadvantage of the known device is that it does not provide a sufficiently high accuracy of reproduction of field tests due to the occurrence of inhibited flows near the walls of the pipe.

Изобретением, описанным в RU 2103667, МПК G01M 9/02, опубл. 27.01.1998 [3], решается задача уменьшения толщины пограничного слоя при существенно меньших искажениях потока. Это достигается тем, что обтекаемую поверхность, например аэродинамическое сопло и/или модель, помещают в герметичную камеру, из которой откачивают газ до давлений, меньших давления насыщенных паров рабочего газа над его конденсатом, охлаждают обтекаемые газом поверхности сопла и модели до температур ниже температуры конденсации рабочего газа, осуществляют напуск газа и конденсируют пограничный слой газа на охлажденных поверхностях. Однако такое решение представляется достаточно сложным конструктивно и требует значительных затрат при проведении экспериментов.The invention described in RU 2103667, IPC G01M 9/02, publ. 01/27/1998 [3], the problem of reducing the thickness of the boundary layer is solved with significantly less distortion of the flow. This is achieved by the fact that a streamlined surface, for example, an aerodynamic nozzle and / or model, is placed in a sealed chamber from which gas is pumped out to pressures lower than the saturated vapor pressure of the working gas above its condensate, and the nozzle and model streamlined surfaces are cooled to temperatures below the condensation temperature working gas, carry out the gas inlet and condense the boundary layer of gas on chilled surfaces. However, such a solution seems to be quite complex structurally and requires significant costs when conducting experiments.

В RU 2482457, МПК G01M 9/02, опубл. 20.05.2013 [4] описывается вакуумная гиперзвуковая аэродинамическая труба, содержащая источник газа высокого давления с системой регулирования давления, подогреватель газа, гиперзвуковое сопло, рабочую часть, диффузор, систему охлаждения газа после прохождения рабочей части, вакуумную камеру, насосы предварительной и окончательной откачки газа из вакуумной камеры. Аэродинамическая труба содержит криогенные насосы как для предварительной, так и для окончательной откачки, причем криопанели насосов выполнены из пористого металла с открытой системой пор, а внешняя поверхность гиперзвукового сопла внутри рабочей части аэродинамической трубы снабжена змеевиками для охлаждения стенок сопла. Система охлаждения высокотемпературного газа, поступающего из рабочей части, размещена внутри вакуумной камеры. Кроме того, аэродинамическая труба содержит резервуар жидкого газа с насосом для перекачки и детандерно-генераторные агрегаты. За счет этого обеспечивается увеличение скорости откачки газа, уменьшение толщины пограничного слоя в сопле и, как следствие, увеличение масштаба исследуемых моделей при неизменных геометрических параметрах выходного сечения сопла. Однако и такое решение представляется достаточно сложным конструктивно и требует значительных затрат при проведении экспериментов.In RU 2482457, IPC G01M 9/02, publ. 05/20/2013 [4] describes a vacuum hypersonic wind tunnel containing a high-pressure gas source with a pressure control system, a gas heater, a hypersonic nozzle, a working part, a diffuser, a gas cooling system after passing through the working part, a vacuum chamber, gas preliminary and final pumping pumps from the vacuum chamber. The wind tunnel contains cryogenic pumps for both preliminary and final pumping, the cryopanels of the pumps are made of porous metal with an open pore system, and the outer surface of the hypersonic nozzle inside the working part of the wind tunnel is equipped with coils for cooling the walls of the nozzle. The cooling system of the high-temperature gas coming from the working part is located inside the vacuum chamber. In addition, the wind tunnel contains a liquid gas reservoir with a pump for pumping and expander-generating units. Due to this, an increase in the gas pumping rate, a decrease in the thickness of the boundary layer in the nozzle, and, as a consequence, an increase in the scale of the models under study with constant geometric parameters of the nozzle exit section are provided. However, such a solution seems to be quite complex structurally and requires significant costs in conducting experiments.

Известно устройство для повышения однородности газового потока в гиперзвуковом сопле, используемом в аэродинамической трубе, которое позволяет частично решить проблему с влиянием пограничного слоя на однородность потока (CN 102998084, МПК G01M 9/04, опубл. 21.01.2015 [5]). Устройство представляет собой гиперзвуковую аэродинамическую трубу, в сужающейся (критической) части сопла которой установлены средства для удаления части воздушного потока из пристеночных областей.A device is known for increasing the uniformity of the gas flow in a hypersonic nozzle used in a wind tunnel, which partially solves the problem with the influence of the boundary layer on the flow uniformity (CN 102998084, IPC G01M 9/04, published on January 21, 2015 [5]). The device is a hypersonic wind tunnel, in the tapering (critical) part of the nozzle which means are installed to remove part of the air flow from the wall areas.

Тем не менее, полностью устранить неоднородности в газовом потоке не удается, т.к. удаление части газового потока осуществляется в критической части сопла, а в расширяющейся его части неоднородности снова воспроизводятся.Nevertheless, it is not possible to completely eliminate inhomogeneities in the gas stream, because part of the gas stream is removed in the critical part of the nozzle, and inhomogeneities in the expanding part of it are reproduced again.

Наиболее близкой по своей технической сущности и совокупности существенных признаков является известная гиперзвуковая ударная аэродинамическая труба из RU 152348 U, МПК G01M 9/02, опубл. 20.05.2015 [6]). Гиперзвуковая ударная аэродинамическая труба содержит образующие общий канал и последовательно между собой соединенные камеру высокого давления, цилиндрический канал и гиперзвуковое сопло, выходящее в вакуумную камеру, средство перекрытия канала, установленное между камерой высокого давления и цилиндрическим каналом и регистрирующую аппаратуру.The closest in its technical essence and the set of essential features is the well-known hypersonic shock wind tunnel from RU 152348 U, IPC G01M 9/02, publ. 05/20/2015 [6]). A hypersonic shock wind tunnel contains a common channel and a high-pressure chamber, a cylindrical channel and a hypersonic nozzle extending into a vacuum chamber forming a common channel, a channel blocking device installed between the high-pressure chamber and the cylindrical channel and recording equipment.

Недостатком известного устройства является то, что оно не обеспечивает достаточно высокую точность воспроизведения натурных испытаний из-за возникновения пограничного слоя, нарастающего увеличения его толщины, достигающей максимума на срезе сопла. Это снижает скорость истечения газа на модели, искажает равномерность потока, приводит к возникновению градиента скоростей.A disadvantage of the known device is that it does not provide a sufficiently high accuracy of reproduction of field tests due to the occurrence of a boundary layer, an increasing increase in its thickness, reaching a maximum at the nozzle exit. This reduces the gas outflow rate on the model, distorts the uniformity of the flow, and leads to a velocity gradient.

Заявляемая гиперзвуковая ударная аэродинамическая установка направлена на повышение достоверности данных, получаемых при исследовании моделей гиперзвуковых летательных аппаратов в лабораторных исследованиях.The inventive hypersonic impact aerodynamic installation is aimed at increasing the reliability of the data obtained in the study of models of hypersonic aircraft in laboratory research.

Указанный результат достигается тем, что гиперзвуковая ударная аэродинамическая установка содержит образующие общий канал, последовательно между собой соединенные камеру высокого давления, цилиндрический канал и гиперзвуковое сопло, выходящее в вакуумную камеру, средства перекрытия канала, установленные между камерой высокого давления и цилиндрическим каналом и между цилиндрическим каналом и входом в сопло, и регистрирующую аппаратуру. При этом концевая часть сопла снабжена закрепляемым на нем съемным раструбом с внутренней поверхностью, являющейся продолжением поверхности сопла и с выполненной в стенке раструба кольцевой проточкой с выходящими внутрь сопла кромками, объем которой соединен через управляемый клапан с источником вакуума, более высоким, чем в вакуумной камере.The specified result is achieved in that the hypersonic shock aerodynamic installation comprises forming a common channel, successively connected to each other by a high-pressure chamber, a cylindrical channel and a hypersonic nozzle exiting into the vacuum chamber, means for blocking the channel installed between the high-pressure chamber and the cylindrical channel and between the cylindrical channel and the entrance to the nozzle, and recording equipment. The end part of the nozzle is equipped with a removable socket fixed to it with an inner surface that is a continuation of the surface of the nozzle and with an annular groove made in the wall of the socket with edges extending into the nozzle, the volume of which is connected through a controlled valve to a vacuum source higher than in a vacuum chamber .

Указанный результат достигается также тем, что образующая поверхности проточки, удаленная от входа в сопло, образует угол α=10…90° с осью сопла.The indicated result is also achieved by the fact that the generatrix of the surface of the groove, remote from the entrance to the nozzle, forms an angle α = 10 ... 90 ° with the axis of the nozzle.

Отличительными от прототипа признаками являются:Distinctive features of the prototype are:

- снабжение концевой части сопла съемным раструбом с выполненной в его стенках кольцевой проточкой, объем которой соединен через управляемый клапан с источником вакуума, более высоким, чем в вакуумной камере;- supplying the end part of the nozzle with a removable socket with an annular groove made in its walls, the volume of which is connected through a controlled valve to a vacuum source higher than in the vacuum chamber;

- образующая поверхности проточки, удаленная от входа в сопло, образует угол α=10…90° с осью сопла- forming the surface of the groove, remote from the entrance to the nozzle, forms an angle α = 10 ... 90 ° with the axis of the nozzle

Снабжение концевой части сопла съемным раструбом с выполненными в его стенках и выходящими внутрь сопла каналами, объемы которых соединены между собой и с источником вакуума, более высоким, чем в вакуумной камере обеспечивает повышение достоверности данных, получаемых при исследовании моделей гиперзвуковых летательных аппаратов в лабораторных исследованиях за счет улучшения однородности газового потока по всему сечению трубы путем исключения турбулентности в приграничных к стенкам трубы объемах. Действительно, в устройстве, выбранном за прототип, происходит следующее. При инициации ударной волны путем вскрытия средства перекрытия канала, установленного между камерой высокого давления и цилиндрическим каналом, ударная волна, тормозящая у входного отверстия в сопло, вскрывает второе средство перекрытия канала и часть газового потока истекает из гиперзвукового сопла, которое имеет сначала сужающуюся часть (критическое сечение), а затем расширяющуюся, со все более увеличивающимся пограничным слоем. Истекающий из сопла газовый поток неравномерный и непараллельный в выходном сечении. Это приводит к «бочкообразности» истекающего на модель потока и модель, расположенная на расстоянии от сопла может оказаться в области трансзвуковых течений в нерасчетном режиме.Providing the end part of the nozzle with a removable socket with channels made in its walls and extending into the nozzle, the volumes of which are interconnected and with a vacuum source, higher than in the vacuum chamber, increases the reliability of the data obtained in the study of models of hypersonic aircraft in laboratory studies for by improving the uniformity of the gas flow over the entire cross section of the pipe by eliminating turbulence in volumes bordering the pipe walls. Indeed, in the device selected for the prototype, the following occurs. When a shock wave is initiated by opening the channel shutoff means installed between the high-pressure chamber and the cylindrical channel, the shock wave braking at the inlet to the nozzle opens the second channel shutter and part of the gas stream flows out of the hypersonic nozzle, which first has a tapering part (critical section), and then expanding, with an ever-increasing boundary layer. The gas flow from the nozzle is uneven and non-parallel in the outlet section. This leads to a “barrel-shaped” flow flowing into the model, and a model located at a distance from the nozzle may be in the region of transonic flows in an off-design mode.

В предлагаемом устройстве в момент подхода ударной волны к критическому сечению сопла управляющий клапан подключает источник более высокого вакуума к объему каналов в стенке сопла у его концевой части. Пограничный слой всасывается и в результате не нарушается параллельность истекающего потока на модель.In the proposed device, at the time of the approach of the shock wave to the critical section of the nozzle, the control valve connects a higher vacuum source to the volume of channels in the nozzle wall at its end part. The boundary layer is absorbed and as a result, the parallelism of the outflowing flow to the model is not disturbed.

Выполнение раструба съемным упрощает внесение изменений в конструкцию устройства и позволяет, изменяя место расположение проточки в стенках раструба, варьировать условия проведения экспериментов в широких пределах без существенных материальных затрат.The implementation of the socket removable simplifies making changes to the design of the device and allows, by changing the location of the groove in the walls of the socket, to vary the conditions of the experiments over a wide range without significant material costs.

Наиболее оптимальным представляется выполнение проточки в стенке так, что образующая поверхности проточки, удаленная от входа в сопло, образует угол α=10…90° с осью соплаThe most optimal is the execution of the grooves in the wall so that the generatrix of the surface of the grooves, remote from the entrance to the nozzle, forms an angle α = 10 ... 90 ° with the axis of the nozzle

Угол α=90° проще выполнить технологически, но отсос пограничного слоя будет меньше, чем α=10°, при котором «захват» пограничного слоя больше. Угол α≤10° сложно выполнить технологически и «захват» пограничного слоя уменьшается при достаточно большой его толщине.The angle α = 90 ° is easier to perform technologically, but the suction of the boundary layer will be less than α = 10 °, at which the “capture” of the boundary layer is greater. The angle α≤10 ° is difficult to perform technologically and the "capture" of the boundary layer decreases with a sufficiently large thickness.

Сущность заявляемой гиперзвуковой ударной аэродинамической установки поясняется примером реализации и чертежами.The essence of the claimed hypersonic impact aerodynamic installation is illustrated by an example implementation and drawings.

На фиг. 1 представлена принципиальная схема гиперзвуковой ударной аэродинамической установки. На фиг. 2 представлено продольное сечение концевой части сопла с присоединенным к нему съемным раструбом с выполненной в стенке раструба кольцевой проточкой с выходящими внутрь сопла кромками, объем которой соединен через управляемый клапан с источником вакуума, более высоким, чем в вакуумной камере. На фиг. 3 представлено поперечное сечение А-А на фиг. 2.In FIG. 1 is a schematic diagram of a hypersonic impact aerodynamic installation. In FIG. 2 shows a longitudinal section of the end part of the nozzle with a removable socket attached to it with an annular groove made in the wall of the socket with edges extending into the nozzle, the volume of which is connected through a controlled valve to a vacuum source higher than in a vacuum chamber. In FIG. 3 shows a cross section AA in FIG. 2.

Гиперзвуковая ударная аэродинамическая установка содержит образующие общий канал, последовательно между собой соединенные камеру высокого давления 1, цилиндрический канал 2, вакуумную камеру 3 и установленное в ней гиперзвуковое сопло 4 с отверстием 5, площадь которого составляет не более 1% площади выходного сечения цилиндрического канала трубы. Камера высокого давления 1 снабжена манометром 6. Между камерой высокого давления 1 и цилиндрическим каналом 2 установлено средство перекрытия канала 7 в виде мембраны, а между цилиндрическим каналом и соплом мембрана 8. Труба снабжена высокочастотными датчиками 9, 10, 11, 12 динамического давления, размещенными в камере высокого давления 1, в цилиндрическом канале 2, вакуумной камере 3. Вакуумная камера снабжена оптическими стеклами 13, вмонтированными в стенках вакуумной камеры в области расположения кронштейнов 14 для закрепления моделей. Датчики соединены с регистрирующей аппаратурой. В качестве таковой используются подключенные к датчикам аналого-цифровые преобразователи 15, выходы которых подключены к компьютеру 16. Труба снабжена скоростной видеокамерой 17, выход которой соединен с регистрирующей аппаратурой, а объектив связан оптически с окном. Высоковакуумные насосы (откачные посты), системы смешивания и наполнения газов, необходимые для функционирования трубы, не показаны. На концевой части сопла закреплен с помощью известных средств, например болтов (на чертеже не показаны), раструб 18. В теле раструба 18, закрепленного на гиперзвуковом сопле 4 (в его концевой части), выполнена кольцевая проточка 19, объем которой соединен с каналом 20 со штуцером 21. Объем проточки изолирован от внешней среды с помощью вакуумной прокладки 22, закрепленной на сопле хомутом (на чертеже не показан). При этом образующая 23 поверхности проточки, удаленная от входа в сопло, образует угол α с осью сопла. Внутренний объем проточки 19 и канала 20 соединен через штуцер 21 с источником вакуума 24, более высоким, чем в вакуумной камере 3.A hypersonic shock aerodynamic installation comprises a common channel that is connected in series to each other by a high-pressure chamber 1, a cylindrical channel 2, a vacuum chamber 3 and a hypersonic nozzle 4 installed in it with a hole 5, the area of which is no more than 1% of the output section of the cylindrical pipe channel. The high-pressure chamber 1 is equipped with a pressure gauge 6. Between the high-pressure chamber 1 and the cylindrical channel 2, a means for blocking the channel 7 in the form of a membrane is installed, and a membrane is installed between the cylindrical channel and the nozzle 8. The pipe is equipped with high-frequency dynamic pressure sensors 9, 10, 11, 12 located in the high-pressure chamber 1, in the cylindrical channel 2, the vacuum chamber 3. The vacuum chamber is equipped with optical glasses 13 mounted in the walls of the vacuum chamber in the area of the brackets 14 for fixing the models. The sensors are connected to the recording equipment. As such, analog-to-digital converters 15 connected to the sensors are used, the outputs of which are connected to the computer 16. The pipe is equipped with a high-speed video camera 17, the output of which is connected to the recording equipment, and the lens is connected optically to the window. High vacuum pumps (pumping stations), gas mixing and filling systems, necessary for the functioning of the pipe, are not shown. At the end part of the nozzle, a socket 18 is fixed using known means, for example, bolts (not shown in the drawing). An annular groove 19 is made in the body of the socket 18 mounted on a hypersonic nozzle 4 (in its end part), the volume of which is connected to the channel 20 with nozzle 21. The volume of the groove is isolated from the external environment using a vacuum strip 22, mounted on the nozzle with a clamp (not shown). Moreover, the generatrix 23 of the groove surface, remote from the entrance to the nozzle, forms an angle α with the axis of the nozzle. The internal volume of the groove 19 and the channel 20 is connected through the fitting 21 to a vacuum source 24, higher than in the vacuum chamber 3.

Работает предложенное устройство следующим образом. Сначала откачиваются все камеры, разделенные мембранами 7 и 8. Цилиндрический канал 2 откачивается до давления, например, 1…100 мбар. Вакуумная камера 3 откачивается до вакуума не ниже, например, 10-4 мбар (при натекании вакуума не хуже 10-3 мбар/мин). Источник вакуума для каналов 18 откачивается до вакуума не ниже 10-5 мбар.The proposed device works as follows. First, all chambers are separated, separated by membranes 7 and 8. The cylindrical channel 2 is pumped out to a pressure of, for example, 1 ... 100 mbar. The vacuum chamber 3 is pumped out to a vacuum no lower than, for example, 10 -4 mbar (when the vacuum flows, no worse than 10 -3 mbar / min). The vacuum source for channels 18 is pumped to a vacuum of at least 10 -5 mbar.

Далее камера высокого давления 1 заполняется смесью толкающих газов, цилиндрический канал заполняется смесью рабочих газов.Next, the high-pressure chamber 1 is filled with a mixture of pushing gases, the cylindrical channel is filled with a mixture of working gases.

Инициация ударной волны происходит известным способом - повышением давления в камере высокого давления 1. Далее рвется первая мембрана 7 и ударная волна устремляется по цилиндрическому каналу к гиперзвуковому соплу 4. При разрыве второй мембраны 8 на торце гиперзвукового сопла ударная волна проходит через гиперзвуковое сопло и высокоскоростной поток истекает из гиперзвукового сопла на модели.The shock wave is initiated in a known manner — by increasing the pressure in the high-pressure chamber 1. Then the first membrane 7 breaks and the shock wave rushes along the cylindrical channel to the hypersonic nozzle 4. When the second membrane 8 breaks at the end of the hypersonic nozzle, the shock wave passes through the hypersonic nozzle and high-speed flow expires from a hypersonic nozzle on the model.

Современные высокоскоростные видеокамеры регистрируют обтекания моделей со скоростью, например, 2000 кадров/с. Время регистрации гиперзвукового обтекания - единицы миллисекунд.Modern high-speed video cameras record flow around models at a speed of, for example, 2000 frames / s. The registration time for hypersonic flow is a few milliseconds.

При подходе ударной волны к критическому сечению сопла срабатывают высокочастотные датчики динамического давления, которые через аналого-цифровой преобразователь подают сигнал на управляющий клапан, который подключает источник более высокого вакуума к объему проточки. Пограничный слой всасывается и не нарушает параллельность истекающего потока на модель.When the shock wave approaches the critical section of the nozzle, high-frequency dynamic pressure sensors are triggered, which, through an analog-to-digital converter, provide a signal to the control valve, which connects the source of a higher vacuum to the volume of the groove. The boundary layer is absorbed and does not violate the parallel flow flow to the model.

Claims (2)

1. Гиперзвуковая ударная аэродинамическая установка, содержащая образующие общий канал, последовательно между собой соединенные камеру высокого давления, цилиндрический канал и гиперзвуковое сопло, выходящее в вакуумную камеру, средства перекрытия канала, установленные между камерой высокого давления и цилиндрическим каналом и между цилиндрическим каналом и входом в сопло, и регистрирующую аппаратуру, отличающаяся тем, что концевая часть сопла снабжена закрепляемым на нем съемным раструбом с внутренней поверхностью, являющейся продолжением поверхности сопла и с выполненной в стенке раструба кольцевой проточкой с выходящими внутрь сопла кромками, объем которой соединен через управляемый клапан с источником вакуума, более высоким, чем в вакуумной камере.1. Hypersonic shock aerodynamic installation containing forming a common channel, connected in series to each other by a high pressure chamber, a cylindrical channel and a hypersonic nozzle exiting into the vacuum chamber, means for blocking the channel installed between the high pressure chamber and the cylindrical channel and between the cylindrical channel and the inlet nozzle, and recording equipment, characterized in that the end part of the nozzle is equipped with a removable socket fixed to it with an internal surface that is a lzheniem nozzle surface and formed in the wall of the socket with an annular groove facing inward the nozzle lips, the amount of which is connected via a controllable valve to a vacuum source, higher than in the vacuum chamber. 2. Гиперзвуковая ударная аэродинамическая установка по п. 1, отличающаяся тем, что образующая поверхности проточки, удаленная от входа в сопло, образует угол α=20…90° с осью сопла.2. Hypersonic shock aerodynamic installation according to claim 1, characterized in that the surface forming the grooves remote from the entrance to the nozzle forms an angle α = 20 ... 90 ° with the axis of the nozzle.
RU2016130311U 2016-07-25 2016-07-25 Hypersonic shock aerodynamic installation RU167393U1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016130311U RU167393U1 (en) 2016-07-25 2016-07-25 Hypersonic shock aerodynamic installation

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016130311U RU167393U1 (en) 2016-07-25 2016-07-25 Hypersonic shock aerodynamic installation

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU167393U1 true RU167393U1 (en) 2017-01-10

Family

ID=58451902

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016130311U RU167393U1 (en) 2016-07-25 2016-07-25 Hypersonic shock aerodynamic installation

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU167393U1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113658340A (en) * 2021-07-07 2021-11-16 中国人民解放军火箭军工程大学 Semi-physical simulation system of hypersonic aircraft navigation and control system

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2103667C1 (en) * 1994-09-08 1998-01-27 Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского Method of reduction of thickness of gas boundary layer on streamlined surface
RU2482457C1 (en) * 2011-11-11 2013-05-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Method of generating gas stream in hypersonic rarefied-air wind tunnel and wind tunnel
RU152348U1 (en) * 2014-12-15 2015-05-20 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем механики им. А.Ю. Ишлинского Российской академии наук (ИПМех РАН) HYPERSONIC SHOCK AERODYNAMIC TUBE
RU153905U1 (en) * 2015-03-03 2015-08-10 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем механики им. А.Ю. Ишлинского Российской академии наук (ИПМех РАН) PULSE AERODYNAMIC INSTALLATION

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2103667C1 (en) * 1994-09-08 1998-01-27 Центральный аэрогидродинамический институт им.проф.Н.Е.Жуковского Method of reduction of thickness of gas boundary layer on streamlined surface
RU2482457C1 (en) * 2011-11-11 2013-05-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Method of generating gas stream in hypersonic rarefied-air wind tunnel and wind tunnel
RU152348U1 (en) * 2014-12-15 2015-05-20 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем механики им. А.Ю. Ишлинского Российской академии наук (ИПМех РАН) HYPERSONIC SHOCK AERODYNAMIC TUBE
RU153905U1 (en) * 2015-03-03 2015-08-10 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем механики им. А.Ю. Ишлинского Российской академии наук (ИПМех РАН) PULSE AERODYNAMIC INSTALLATION

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113658340A (en) * 2021-07-07 2021-11-16 中国人民解放军火箭军工程大学 Semi-physical simulation system of hypersonic aircraft navigation and control system
CN113658340B (en) * 2021-07-07 2024-01-02 中国人民解放军火箭军工程大学 Semi-physical simulation system of hypersonic aircraft navigation and control system

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107976295B (en) 2 m-magnitude free piston driven high-enthalpy shock wave wind tunnel
RU152348U1 (en) HYPERSONIC SHOCK AERODYNAMIC TUBE
McGilvray et al. The oxford high density tunnel
Kimmel et al. AFRL Ludwieg tube initial performance
KR101180986B1 (en) Moving Model Rig for Ultra-Speed Tube Train
RU166794U1 (en) HYPERSONIC AERODYNAMIC SHOCK TUBE
RU2621367C1 (en) Hypersonic shock aerodynamic pipe
RU167393U1 (en) Hypersonic shock aerodynamic installation
Hannemann et al. The high enthalpy shock tunnel Göttingen of the German aerospace center (DLR)
Yusupaliev et al. Vortex rings and plasma toroidal vortices in homogeneous unbounded media. II. The study of vortex formation process
CN115541169B (en) Superposed driving pipe wind tunnel compact quick-opening system and method
CN106596038B (en) The calculation method of the mute wind tunnel nozzle suction flow of supersonic and hypersonic
RU167762U1 (en) Impact hypersonic wind tunnel
Schrijer et al. Description and flow assessment of the delft hypersonic Ludwieg tube
RU153905U1 (en) PULSE AERODYNAMIC INSTALLATION
RU167985U1 (en) Hypersonic shock aerodynamic installation
Heltsley et al. Design and characterization of the Stanford 6 inch expansion tube
Bustard et al. Investigation of a High-Speed Duct Flow with Fast Pressure Sensitive Paint
Bustard et al. Investigation of a High Speed Inlet/Isolator with Global Surface Measurements and Background Oriented Schlieren
RU180405U1 (en) Shock tube
Gramola et al. Passive control of 3D adaptive shock control bumps using a sealed cavity
CN105489253A (en) Cryogenic targeting system for liquid deuterium state equation research and operation method thereof
CN114813020A (en) Frosting experimental device and application
RU2735626C1 (en) Impulse hypersonic aerodynamic tunnel
Gromyko et al. Experimental verification of the method of calculating the flow parameters in the test section of the hotshot wind tunnel