RU167985U1 - Hypersonic shock aerodynamic installation - Google Patents

Hypersonic shock aerodynamic installation Download PDF

Info

Publication number
RU167985U1
RU167985U1 RU2016138414U RU2016138414U RU167985U1 RU 167985 U1 RU167985 U1 RU 167985U1 RU 2016138414 U RU2016138414 U RU 2016138414U RU 2016138414 U RU2016138414 U RU 2016138414U RU 167985 U1 RU167985 U1 RU 167985U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
hypersonic
vacuum
vacuum chamber
channel
Prior art date
Application number
RU2016138414U
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 RU2016138414U priority Critical patent/RU167985U1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU167985U1 publication Critical patent/RU167985U1/en

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01L—MEASURING FORCE, STRESS, TORQUE, WORK, MECHANICAL POWER, MECHANICAL EFFICIENCY, OR FLUID PRESSURE
    • G01L9/00—Measuring steady of quasi-steady pressure of fluid or fluent solid material by electric or magnetic pressure-sensitive elements; Transmitting or indicating the displacement of mechanical pressure-sensitive elements, used to measure the steady or quasi-steady pressure of a fluid or fluent solid material, by electric or magnetic means
    • G01L9/02—Measuring steady of quasi-steady pressure of fluid or fluent solid material by electric or magnetic pressure-sensitive elements; Transmitting or indicating the displacement of mechanical pressure-sensitive elements, used to measure the steady or quasi-steady pressure of a fluid or fluent solid material, by electric or magnetic means by making use of variations in ohmic resistance, e.g. of potentiometers, electric circuits therefor, e.g. bridges, amplifiers or signal conditioning
    • 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

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. 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, при этом раструб выполнен в виде соединяемых между собой кольцевым уплотняемым элементом двух колец с образованием между их скошенными торцами кольцевой наклонной щели с регулируемым зазором, объем которой изолирован снаружи сопла кольцевым уплотняемым элементом от объема вакуумной камеры и соединен через управляемый клапан с источником вакуума, более высоким, чем в вакуумной камере. При этом ось кольцевой щели составляет угол α=20…70° с осью сопла. Технический результат заключается в повышении достоверности данных, получаемых при исследовании моделей гиперзвуковых летательных аппаратов в лабораторных исследованиях. 1 з.п.ф., 2 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 hypersonic shock aerodynamic installation comprises a common channel forming, connected in series with each other, a high-pressure chamber, a cylindrical channel and a hypersonic nozzle exiting into the vacuum chamber, channel overlapping means installed between the high-pressure chamber and the cylindrical channel and between the cylindrical channel and the nozzle entrance, 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 the socket is made in the form of two rings interconnected by an annular sealing element with the formation of an annular inclined gap between them with beveled ends with an adjustable gap, the volume of which is insulated outside the nozzle by an annular sealing element from the volume of the vacuum chamber and connected through a controlled valve to a vacuum source higher than in the vacuum chamber. In this case, the axis of the annular gap makes an angle α = 20 ... 70 ° with the axis of the nozzle. The technical result consists in increasing the reliability of the data obtained in the study of models of hypersonic aircraft in laboratory research. 1 C.p.F., 2 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.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.

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.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 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.Sufficiently close to the claimed hypersonic shock wind tunnel according to the achieved result is a shock pipe for forming 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 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 для получения электроэнергии. 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 экспериментовIn 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, pumps for preliminary and final evacuation of gas from a vacuum cameras. 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 for generating electricity. 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. 20.05.215 [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 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. 05.20.215 [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, and 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, 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 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 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, при этом раструб выполнен в виде соединяемых между собой кольцевым уплотняемым элементом двух колец с образованием между их скошенными торцами кольцевой наклонной щели с регулируемым зазором, объем которой изолирован снаружи сопла кольцевым уплотняемым элементом от объема вакуумной камеры и соединен через управляемый клапан с источником вакуума, более высоким, чем в вакуумной камере.The specified result is achieved in that the hypersonic shock 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, 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 the socket is made in the form of two rings interconnected by an annular sealing element with the formation of an annular inclined gap between them with beveled ends with an adjustable gap, the volume of which is insulated outside the nozzle by an annular sealing element from the volume of the vacuum chamber and connected through a controlled valve to a vacuum source higher than in the vacuum chamber.

Указанный результат достигается также тем, что ось кольцевой щели составляет угол α=20…70° с осью сопла.The indicated result is also achieved by the fact that the axis of the annular gap makes an angle α = 20 ... 70 ° with the axis of the nozzle.

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

- снабжение концевой части сопла съемным раструбом с внутренней поверхностью, являющейся продолжением поверхности сопла;- supplying the end of the nozzle with a removable socket with an inner surface that is a continuation of the surface of the nozzle;

- выполнение раструба в виде соединяемых между собой кольцевым уплотняемым элементом двух колец;- the execution of the bell in the form of interconnected annular sealing element of two rings;

- выполнение двух колец с образованием между их скошенными торцами кольцевой наклонной щели;- the implementation of two rings with the formation between their beveled ends of the annular inclined slit;

- выполнение щели с регулируемым зазором;- the implementation of the slit with an adjustable gap;

- изоляция объема кольцевой щели снаружи сопла от объема вакуумной камеры;- isolation of the volume of the annular gap outside the nozzle from the volume of the vacuum chamber;

- соединение объема кольцевой щели через управляемый клапан с источником вакуума, более высоким, чем в вакуумной камере;- connection of the volume of the annular gap through a controlled valve with a vacuum source higher than in a vacuum chamber;

- расположение оси кольцевой щели под углом α=20…70° к оси сопла.- the location of the axis of the annular gap at an angle α = 20 ... 70 ° to the axis of the nozzle.

Снабжение концевой части сопла съемным раструбом с образованием в нем кольцевой щели, объем которой соединен с источником вакуума, более высоким, чем в вакуумной камере обеспечивает повышение достоверности данных, получаемых при исследовании моделей гиперзвуковых летательных аппаратов в лабораторных экспериментах за счет улучшения однородности газового потока по всему сечению трубы путем исключения заторможенного слоя 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 не равномерный за счет торможения потока у стенок сопла.Providing the end part of the nozzle with a removable bell with the formation of an annular gap in it, the volume of which is connected to a vacuum source, higher than in the vacuum chamber, increases the reliability of the data obtained by studying models of hypersonic aircraft in laboratory experiments by improving the uniformity of the gas flow throughout cross-section of the pipe by eliminating the inhibited layer in volumes bordering the walls of the pipe. 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 stream flowing out of the nozzle is not uniform due to flow inhibition at the nozzle walls.

В предлагаемом устройстве в момент подхода ударной волны к критическому сечению сопла управляющий клапан подключает источник более высокого вакуума к объему кольцевой щели в съемном раструбе, т.е. концевой части сопла, поскольку съемный раструб имеет внутреннюю поверхность, являющуюся продолжением поверхности сопла. Пограничный слой всасывается и в результате не нарушается параллельность истекающего потока на модель.In the proposed device, at the moment of the shock wave approaching the nozzle critical section, the control valve connects the source of a higher vacuum to the volume of the annular gap in the removable socket, i.e. the tip of the nozzle, since the removable socket has an inner surface that is a continuation of the surface of the nozzle. 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 его место расположения и соответственно размер кольцевой щели, варьировать условия проведения экспериментов в широких пределах без существенных материальных затрат.The implementation of the socket removable simplifies the introduction of changes in the design of the device and allows, changing its location and, accordingly, the size of the annular gap, to vary the conditions for conducting experiments over a wide range without significant material costs.

Наиболее оптимальным представляется формирование кольцевой щели так, что ось кольцевой щели составляет угол α=20…70° с осью сопла.The most optimal is the formation of an annular gap so that the axis of the annular gap makes an angle α = 20 ... 70 ° with the axis of the nozzle.

При углах 20°≤α>70° «захват» пограничного слоя уменьшается и эффективный отсос затруднителен при достаточно большой его толщине.At angles of 20 ° ≤α> 70 °, the “capture” of the boundary layer decreases and effective suction is difficult at 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 образованием кольцевой щели, объем которой соединен через управляемый клапан с источником вакуума, более высоким, чем в вакуумной камере.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 to form an annular gap, the volume of which is connected through a controlled valve to a vacuum source higher than in a vacuum chamber.

Гиперзвуковая ударная 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 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, 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 4 закреплен раструб с внутренней поверхностью, являющейся продолжением поверхности сопла. Раструб выполнен в виде двух колец 18 и 19 соединяемых между собой кольцевым уплотняемым элементом 20 с образованием между их скошенными торцами кольцевой наклонной щели 21 с регулируемым зазором. Объем щели изолирован снаружи сопла кольцевым уплотняемым элементом 20 от объема вакуумной камеры и соединен через штуцер 22 и через управляемый клапан 23 (см. фиг. 1) с источником вакуума 24, более высоким, чем в вакуумной камере 3. Для обеспечения перемещения кольцевого уплотняемого элемента 20 на раструбе одна из опор кольцевого уплотняемого элемента 20 выполнена по подвижной посадке, а требуемый размер кольцевой щели регулируется с помощью микрометрических винтов 25.A hypersonic shock 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 no more than 1% of the output section of the cylindrical channel of the pipe. The high-pressure chamber 1 is equipped with a manometer 6. Between the high-pressure chamber 1 and the cylindrical channel 2, a means for blocking the channel 7 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 chamber high pressure 1, in a cylindrical channel 2, a 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 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 4, a bell is fixed with an inner surface that is a continuation of the surface of the nozzle. The bell is made in the form of two rings 18 and 19 interconnected by an annular sealing element 20 with the formation of an annular inclined slot 21 with an adjustable gap between their chamfered ends. The slit volume is isolated on the outside of the nozzle by an annular sealing element 20 from the volume of the vacuum chamber and is connected through a nozzle 22 and through a controlled valve 23 (see Fig. 1) to a vacuum source 24 higher than in the vacuum chamber 3. To ensure the movement of the annular sealing element 20 on the socket, one of the supports of the annular sealing element 20 is made in a movable fit, and the required size of the annular gap is adjusted using micrometric screws 25.

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 21 для кольцевой щели 19 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 21 for the annular gap 19 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 первое средство перекрытия канала 7 и ударная волна устремляется по цилиндрическому каналу к гиперзвуковому соплу 4. При разрыве мембраны 8 на торце гиперзвукового сопла часть ударной волны отражается от торца сопла, другая часть 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. Next, the first means of blocking the channel 7 is triggered and the shock wave rushes along the cylindrical channel to the hypersonic nozzle 4. When the membrane 8 ruptures at the end of the hypersonic nozzle, part of the shock wave is reflected from the end of the nozzle, the other part passes through a hypersonic nozzle and a high-speed stream flows out of the hypersonic nozzle in 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 9, 10, 11, 12 динамического давления, которые через аналого-цифровой преобразователь 15 подаются сигналы: с высокочастотного датчика 9 на запуск скоростной видеокамеры 17, а с высокочастотного датчика 10 - на управляющий клапан 23, который подключает источник более высокого вакуума 24 к объему кольцевой щели 21. Пограничный слой всасывается и не нарушает параллельность истекающего потока на модель.When the shock wave approaches the critical section of the nozzle, high-frequency sensors 9, 10, 11, 12 of dynamic pressure are triggered, and signals are transmitted through an analog-to-digital converter 15: from a high-frequency sensor 9 to start a high-speed video camera 17, and from a high-frequency sensor 10 to a control valve 23, which connects the source of a higher vacuum 24 to the volume of the annular gap 21. The boundary layer is absorbed and does not violate the parallel flow of the flow to the model.

Преимущества данной конструкции заключаются в адаптивности кольцевой щели 21 к толщине пограничного слоя в различных экспериментах, что позволяет эффективно отбирать пограничный слой в потоке на выходе сопла.The advantages of this design are the adaptability of the annular gap 21 to the thickness of the boundary layer in various experiments, which allows you to effectively select the boundary layer in the stream at the nozzle exit.

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, при этом раструб выполнен в виде соединяемых между собой кольцевым уплотняемым элементом двух колец с образованием между их скошенными торцами кольцевой наклонной щели с регулируемым зазором, объем которой изолирован снаружи сопла кольцевым уплотняемым элементом от объема вакуумной камеры и 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 the surface of the nozzle, while the bell is made in the form of two rings connected to each other by an annular sealing element with the formation of an annular inclined gap between their chamfered ends with an adjustable gap, the volume of which is isolated from the nozzle by an annular sealing element from the volume of the vacuum chamber and connected through a controlled valve to the source vacuum, higher than in a vacuum chamber. 2. Гиперзвуковая ударная аэродинамическая труба по п. 1, отличающаяся тем, что ось кольцевой щели составляет угол α=20…70° с осью сопла.2. The hypersonic shock wind tunnel according to claim 1, characterized in that the axis of the annular gap makes an angle α = 20 ... 70 ° with the axis of the nozzle.
RU2016138414U 2016-09-28 2016-09-28 Hypersonic shock aerodynamic installation RU167985U1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016138414U RU167985U1 (en) 2016-09-28 2016-09-28 Hypersonic shock aerodynamic installation

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016138414U RU167985U1 (en) 2016-09-28 2016-09-28 Hypersonic shock aerodynamic installation

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU167985U1 true RU167985U1 (en) 2017-01-13

Family

ID=58451554

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016138414U RU167985U1 (en) 2016-09-28 2016-09-28 Hypersonic shock aerodynamic installation

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU167985U1 (en)

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
RU2488085C1 (en) * 2012-01-10 2013-07-20 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" Method to form train of air impact waves and impact pipe for its realisation
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

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
RU2488085C1 (en) * 2012-01-10 2013-07-20 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" Method to form train of air impact waves and impact pipe for its realisation
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

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
Meshkov Instability of the interface of two gases accelerated by a shock wave
Jewell et al. Disturbance and phase speed measurements for shock tubes and hypersonic boundary-layer instability
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. The high enthalpy shock tunnel Göttingen of the German aerospace center (DLR)
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
Grossir et al. Flow characterization and boundary layer transition studies in VKI hypersonic facilities
RU167985U1 (en) Hypersonic shock aerodynamic installation
Heltsley et al. Design and characterization of the Stanford 6 inch expansion tube
Du et al. Flashing liquid jets in low-pressure environment
RU153905U1 (en) PULSE AERODYNAMIC INSTALLATION
CN114813020A (en) Frosting experimental device and application
Martinez et al. A new experiment to measure shocked particle drag using multi-pulse particle image velocimetry and particle tracking
Bustard et al. Investigation of a High Speed Inlet/Isolator with Global Surface Measurements and Background Oriented Schlieren
RU180405U1 (en) Shock tube
Gromyko et al. Experimental verification of the method of calculating the flow parameters in the test section of the hotshot wind tunnel
RU2735626C1 (en) Impulse hypersonic aerodynamic tunnel
Carmine et al. Evidence of complex flow structures in a converging-diverging nozzle caused by a recessed step at the nozzle throat