RU167762U1 - Impact hypersonic wind tunnel - Google Patents

Impact hypersonic wind tunnel Download PDF

Info

Publication number
RU167762U1
RU167762U1 RU2016130310U RU2016130310U RU167762U1 RU 167762 U1 RU167762 U1 RU 167762U1 RU 2016130310 U RU2016130310 U RU 2016130310U RU 2016130310 U RU2016130310 U RU 2016130310U RU 167762 U1 RU167762 U1 RU 167762U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
hypersonic
cylindrical channel
channel
vacuum
Prior art date
Application number
RU2016130310U
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 RU2016130310U priority Critical patent/RU167762U1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU167762U1 publication Critical patent/RU167762U1/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
    • 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. Труба 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 конической поверхностью, являющейся продолжением поверхности сопла с выполненными в стенке раструба и выходящими внутрь его каналами, объемы которых внутри стенки соединены между собой и через управляемый клапан, привод которого соединен с выходами высокочастотных датчиков давления, установленных в цилиндрическом канале 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 simulate flight conditions of aircraft in the upper atmosphere and in outer space and can be used to obtain a hypersonic gas flow with large Mach numbers in laboratory conditions. The pipe contains a common channel forming a series of interconnected high-pressure chamber, a cylindrical channel and a hypersonic nozzle that extends into the vacuum chamber, channel blocking 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. In this case, the end part of the nozzle is equipped with a removable socket fixed to it with an internal conical surface, which is a continuation of the surface of the nozzle with channels made in the wall of the socket and exiting inside, the volumes of which inside the wall are interconnected and through a controlled valve, the actuator of which is connected to the outputs of high-frequency sensors pressures installed in a cylindrical channel with 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 simulate flight conditions of aircraft in the upper atmosphere and in outer space and can be used to obtain a hypersonic gas flow 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, над поршневое пространство которого соединено с источником толкающего газа, а под поршневое 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 над поршневое пространство связано с ресивером толкающего газа через быстродействующий клапан запуска системы стабилизации, а под поршневое пространство через гидравлический канал с регулируемой длиной с под поршневым 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, over the piston space of which is connected to the push gas source, and under the piston space it is filled with a damping fluid and connected to a 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 and at the same time it is connected to the push gas receiver via the quick-release valve of the stabilization system and above the piston space, and under the piston space through an adjustable hydraulic channel with a dynamic component of the multiplier under the piston space of the compensator. The prechamber is equipped with a docking unit and a non-return valve for connecting, respectively, a pulsed high-enthalpy adiabatic generator and a reacting 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 близкой 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.Fairly close to the claimed hypersonic shock wind tunnel according to the achieved result is a shock pipe for the formation of a train of air shock waves, known from RU 2488085, IPC G01M 7/08, publ. 07/20/2013 [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 уменьшение 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 спой 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 is solved by reducing the thickness of the boundary layer 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 junction 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 крио-панели 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 для получения электроэнергии.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 cryo-panels 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 for generating electricity.

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 экспериментовDue 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 G01М 9/02, опубл. 20.05.215 [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 аппаратуруThe closest in its technical essence and combination of essential features is the well-known hypersonic shock wind tunnel from RU 152348 U, IPC G01M 9/02, publ. 05.20.215 [6]). A hypersonic shock wind tunnel contains a high pressure chamber, a cylindrical channel and a hypersonic nozzle extending into the vacuum chamber, forming a common channel and sequentially interconnected, a channel blocking device installed between the high pressure chamber and the cylindrical channel and recording equipment

Недостатком известного устройства является то, 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 full-scale 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 ударная гиперзвуковая аэродинамическая труба направлена на повышение достоверности данных, получаемых при исследовании моделей гиперзвуковых летательных аппаратов в лабораторных исследованиях.The inventive impact hypersonic wind tunnel is aimed at increasing the reliability of the data obtained in the study of models of hypersonic aircraft in laboratory studies.

Указанный результат достигается тем, что ударная гиперзвуковая аэродинамическая труба 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 с выполненными в стенке раструба и выходящими внутрь его каналами, объемы которых внутри стенки соединены между собой и через управляемый клапан с источником вакуума, более высоким, чем в вакуумной камере.This result is achieved in that the impact hypersonic wind tunnel contains a common channel, connected in series with each other, a 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 the channel and the entrance to the nozzle, and recording equipment. In this case, 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 with channels made in the wall of the socket and exiting inside, the volumes of which inside the wall are interconnected and through a controlled valve with a vacuum source higher than in vacuum chamber.

Указанный результат достигается также тем, что выходящие внутрь сопла каналы выполнены под углами α=10…90° к его внутренней поверхности.The indicated result is also achieved by the fact that the channels extending into the nozzle are made at angles α = 10 ... 90 ° to its inner surface.

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

- снабжение концевой части сопла съемным раструбом с выполненными в его стенках и выходящими внутрь сопла каналами, объемы которых соединены между собой и через управляемый клапан с источником вакуума, более высоким, чем в вакуумной камере;- supplying 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 through a controlled valve with a vacuum source higher than in the vacuum chamber;

- привод клапана соединен с выходами высокочастотных датчиков давления, установленных в цилиндрическом канале.- the valve actuator is connected to the outputs of the high-frequency pressure sensors installed in the cylindrical channel.

- выходящие внутрь сопла каналы выполнены под углами α=10…90° к его внутренней поверхности.- the channels extending into the nozzle are made at angles α = 10 ... 90 ° to its inner surface.

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, истекающего из сопла.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 stream flowing out of the nozzle.

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 не равномерный и не параллельный 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.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 not uniform and not 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, не тормозится поток в пристеночной области, 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, the flow in the parietal region is not inhibited, and, as a result, the parallelity of the outflowing flow to the model is not disturbed.

Выполнение раструба съемным упрощает внесение изменений в конструкцию устройства и позволяет изменять размеры и конфигурацию сопла, варьировать условия проведения экспериментов в широких пределах чисел Маха без существенных материальных затрат. Кроме того, в съемном раструбе проще сделать выходящими внутрь сопла каналы с углами α=10…90° к его внутренней поверхности.Making the socket removable simplifies making changes to the design of the device and allows you to change the size and configuration of the nozzle, vary the conditions of the experiments over a wide range of Mach numbers without significant material costs. In addition, in a removable socket, it is easier to make channels with angles α = 10 ... 90 ° to its inner surface that extend into the nozzle.

Соединение привода клапана с выходами высокочастотных датчиков давления, установленных в цилиндрическом канале позволяет осуществить запуск быстродействующего электромагнитного клапана в момент порционного истечения газового потока на модель.The connection of the valve actuator with the outputs of the high-frequency pressure sensors installed in the cylindrical channel allows the launch of a high-speed solenoid valve at the time of the batch flow of the gas stream onto the model.

Наиболее оптимальным представляется выполнение выходящих внутрь сопла каналов под углами α=10…90° к его внутренней поверхности. 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 most optimal is the execution of the channels extending into the nozzle at angles α = 10 ... 90 ° to its inner surface. 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 трубы поясняется примером реализации и чертежами.The essence of the claimed hypersonic impact wind tunnel is illustrated by an example implementation and drawings.

На фиг. 1 представлена принципиальная схема гиперзвуковой ударной аэродинамической трубы. На фиг. 2 представлено продольное сечение концевой части сопла с присоединенным к нему съемным раструбом с выполненными в его стенках и выходящими внутрь сопла каналами. На фиг. 3 представлено поперечное сечение А-А на фиг. 2In FIG. 1 is a schematic diagram of a hypersonic shock wind tunnel. In FIG. 2 shows a longitudinal section of the end part of the nozzle with a removable socket attached to it with channels made in its walls and extending into the nozzle. In FIG. 3 shows a cross section AA in FIG. 2

Ударная гиперзвуковая аэродинамическая труба 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 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. Штуцер 22 связан через электромагнитный клапан 23 с источником дополнительного вакуума 24.An impact hypersonic wind tunnel contains 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 not more than 1% of the cross-sectional area of the cylindrical channel of the pipe. 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 of the nozzle is fixed by known means, for example, bolts (not shown in the drawing) a bell 18. The fitting 22 is connected through an electromagnetic valve 23 to a source of additional vacuum 24.

На фиг. 2 изображен раструб 18. В теле раструба 18, закрепленного на гиперзвуковом сопле 4 (в его концевой части) выполнены выходящие внутрь сопла каналы 19, объемы которых соединены между собой кольцевой проточкой 20, изолированные от внешней среды с помощью вакуумной прокладки 21, закрепленной на сопле хомутом (на чертеже не показан). Внутренний объем проточки 20 и каналов 19 соединен через штуцер 22 с источником дополнительного вакуума 24, более высоким, чем в вакуумной камере 3. На фиг. 3 показан разрез раструба 18 по сечению А-А.In FIG. 2 depicts a bell 18. In the body of the bell 18, mounted on a hypersonic nozzle 4 (in its end part), channels 19 extending into the nozzle are made, the volumes of which are interconnected by an annular groove 20, isolated from the external environment using a vacuum strip 21 mounted on the nozzle clamp (not shown in the drawing). The internal volume of the groove 20 and the channels 19 is connected through the fitting 22 to a source of additional vacuum 24, higher than in the vacuum chamber 3. In FIG. 3 shows a section through a bell 18 along section AA.

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, например, 10-3 мбар. Источник вакуума 24 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, for example, 10 -3 mbar. The source of vacuum 24 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 срабатывает первая мембрана 7. Ударная волна устремляется по цилиндрическому каналу к гиперзвуковому соплу 4. При вскрытии второй мембраны 8 на торце гиперзвукового сопла ударнаяThe shock wave is initiated in a known manner - by increasing the pressure in the high-pressure chamber 1. Then the first membrane is triggered 7. The shock wave rushes along the cylindrical channel to the hypersonic nozzle 4. When the second membrane 8 is opened at the end of the hypersonic nozzle

Управляемый электромагнитный клапан срабатывает по сигналу высокочастотного датчика динамического давления 9, через посредство аналого-цифрового преобразователя 15 и подключает источник дополнительного вакуума 24.A controlled solenoid valve is triggered by a signal of a high-frequency dynamic pressure sensor 9, through an analog-to-digital converter 15 and connects an additional vacuum source 24.

Пограничный слой всасывается и не нарушает параллельность истекающего потока на модель.The boundary layer is absorbed and does not violate the parallel flow flow to the model.

Claims (2)

1. Ударная гиперзвуковая аэродинамическая труба, 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 с выполненными в стенке раструба и выходящими внутрь сопла каналами, объемы которых внутри стенки соединены между собой и через управляемый клапан с источником дополнительного вакуума, более высоким, чем в вакуумной камере, при этом привод клапана соединен с выходами высокочастотных датчиков давления, установленных в цилиндрическом канале.1. An impact hypersonic wind tunnel containing a common channel that is connected in series to each other by a high-pressure chamber, a cylindrical channel and a hypersonic nozzle exiting into a vacuum chamber, channel shutoff means 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 longer the surface of the nozzle with channels made in the wall of the socket and extending into the nozzle, the volumes of which inside the wall are interconnected and through a controlled valve with an additional vacuum source higher than in the vacuum chamber, while the valve actuator is connected to the outputs of the high-frequency pressure sensors installed in a cylindrical channel. 2. Гиперзвуковая ударная аэродинамическая труба по п. 1, отличающаяся тем, что выходящие внутрь сопла каналы выполнены под углами α=10…90° к его внутренней поверхности.2. Hypersonic shock wind tunnel according to claim 1, characterized in that the channels extending into the nozzle are made at angles α = 10 ... 90 ° to its inner surface.
RU2016130310U 2016-07-25 2016-07-25 Impact hypersonic wind tunnel RU167762U1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016130310U RU167762U1 (en) 2016-07-25 2016-07-25 Impact hypersonic wind tunnel

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016130310U RU167762U1 (en) 2016-07-25 2016-07-25 Impact hypersonic wind tunnel

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU167762U1 true RU167762U1 (en) 2017-01-10

Family

ID=58451482

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016130310U RU167762U1 (en) 2016-07-25 2016-07-25 Impact hypersonic wind tunnel

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU167762U1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2735626C1 (en) * 2020-05-05 2020-11-05 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем механики им. А.Ю. Ишлинского Российской академии наук Impulse hypersonic aerodynamic tunnel

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 (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2735626C1 (en) * 2020-05-05 2020-11-05 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем механики им. А.Ю. Ишлинского Российской академии наук Impulse hypersonic aerodynamic tunnel

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
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
RU166794U1 (en) HYPERSONIC AERODYNAMIC SHOCK TUBE
Hannemann et al. Free piston shock tunnels HEG, HIEST, T4 and T5
RU2621367C1 (en) Hypersonic shock aerodynamic pipe
Schrijer et al. Description and flow assessment of the delft hypersonic Ludwieg tube
RU167762U1 (en) Impact hypersonic wind tunnel
RU167393U1 (en) Hypersonic shock aerodynamic installation
Heltsley et al. Design and characterization of the Stanford 6 inch expansion tube
RU153905U1 (en) PULSE AERODYNAMIC INSTALLATION
RU167985U1 (en) Hypersonic shock aerodynamic installation
Ivison et al. Commissioning Ludwieg Mode with Isentropic Compression Heating for the Oxford High Density Tunnel
RU180405U1 (en) Shock tube
Ali et al. Flowfield characteristics of oblique shocks generated using microjet arrays
Gromyko et al. Experimental verification of the method of calculating the flow parameters in the test section of the hotshot wind tunnel
KR100935659B1 (en) Testing equipment by using hypersonic flow
Hoberg et al. Detection of condensation in hypersonic facilities using static pressure probes and Rayleigh scattering
RU2735626C1 (en) Impulse hypersonic aerodynamic tunnel
Kharitonov et al. Characteristics of the AT-303 hypersonic wind tunnel. Part 1. Velocity fields
CN118583501A (en) System and method for measuring rear effect thrust of solid rocket engine under active ejection
Schülein Experimental investigation of laminar flow control on a supersonic swept wing by suction