RU2101691C1 - Способ получения гиперзвукового потока - Google Patents
Способ получения гиперзвукового потока Download PDFInfo
- Publication number
- RU2101691C1 RU2101691C1 RU96101831A RU96101831A RU2101691C1 RU 2101691 C1 RU2101691 C1 RU 2101691C1 RU 96101831 A RU96101831 A RU 96101831A RU 96101831 A RU96101831 A RU 96101831A RU 2101691 C1 RU2101691 C1 RU 2101691C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas
- flow
- production
- hypersonic
- nozzle
- Prior art date
Links
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Использование: при получении в наземных условиях высокоэнергетических потоков рабочего газа, пригодных для моделирования условий гиперзвукового полета в атмосфере Земли. Сущность: способ получения гиперзвукового потока заключается в предварительном разгоне газа в расширяющейся части сопла Лаваля до чисел Маха 4-6 и последующем его разгоне в цилиндрической части сопла путем отвода тепла от потока, благодаря чему обеспечивается создание скоростного потока газа с высокими натурными значениями параметров моделирования, а именно с высоким давлением торможения создаваемого потока при нормальном значении давления газа в форкамере, а также упрощения конструкции установки и сбережения энергоресурсов. 1 ил.
Description
Изобретение относится к способам получения в наземных условиях высокоэнергетических потоков рабочего газа, пригодных для моделирования условий гиперзвукового полета в атмосфере Земли.
Известны методы разгона газа до гиперзвуковых скоростей с помощью геометрического, теплового, расходного и механического воздействий или их комбинаций /1/.
Однако практически во всех известных аэродинамических установках высокоскоростной поток получают за счет разгона газа, вытекающего из форкамеры, при помощи расширяющегося сопла Лаваля, т.е. за счет одного из возможных воздействий геометрического /2/.
Достигаемая при таком способе разгона степень моделирования условий натурного полета определяется, в основном, величиной давления и температуры газа в формкамере.
За прототип выбран способ получения высокоскоростных потоков с максимальным приближением к натурным условиям полета по таким основным критериям моделирования, как число Маха (M) и число Рейнольдса (Re), заключающийся в использовании рабочего газа со сверхвысоким давлением в форкамере выше 300 МПа и в последующем разгоне этого газа в геометрическом расширяющемся сопле Лаваля /3/.
Для получения сверхвысокого давления газа в форкамере могут использоваться установки адиабатического сжатия, где получено давление до 1000 МПа. /3/.
Недостатком описанного способа создания гиперзвуковых потоков является чрезвычайная сложность конструкции форкамеры, которая связана с предельными нагрузками на стенки и которая вследствие этого не допускает дальнейшего повышения давления в потоке и, соответственно, числа Re. Кроме того, экстремальные значения давления затрудняют увеличение размеров экспериментальной установки и испытываемых моделей, что также ограничивает достижимые значения числа Re.
Целью изобретения является создание скоростного потока газа с высокими натурными значениями параметров моделирования, а именно с высоким давлением торможения и соответственно с высокими значениями числа Re создаваемого потока при нормальном значении давления газа в форкамере, а также упрощение конструкции установки и сбережение энергоресурсов.
Поставленная цель достигается путем предварительного разгона газа в расширяющейся части сопла Лаваля до чисел Маха 4-6 и последующего его разгона в цилиндрической части сопла путем отвода тепла от потока.
На чертеже дана схема установки для реализации способа.
Установка содержит форкамеру 1 и геометрическое сопло Лаваля 2 с цилиндрической частью 3 постоянного сечения, которая используется как тепловое сопло.
Способ получения гиперзвукового потока с натурными числами Маха и Рейнольдса реализуется следующим образом.
Исходный поток рабочего газа подают из форкамеры 1, где он находится при сравнительно низком давлении (10-20 МПа), в геометрическое сопло Лаваля 2. Здесь поток изоэнтропическим образом разгоняют до скоростей, соответствующих числу Маха 4-6. С этой скоростью поток поступает в цилиндрическую часть 3 сопла, где производят отвод тепла от потока. При отводе тепла от потока, движущегося со сверхзвуковой скоростью в канале постоянного сечения, число Маха потока возрастает и соответственно возрастает давление торможения. Как показывают расчеты, при отводе 12-15% тепла (энтальпии) потока число Маха увеличивается до M 15-20, а давление торможения увеличивается до 3000-4000 МПа, т.е. в 200-300 раз.
Число Рейнольдса такого потока, рассчитанное по длине 1 м, составляет Re 108, что совпадает с максимально возможными натурными значениями числа Re для перспективных гиперзвуковых летательных аппаратов, предназначенных для полета в плотных слоях атмосферы.
Claims (1)
- Способ получения гиперзвукового потока с натурными числами Маха и Рейнольдса, заключающийся в разгоне газа, истекающего из форкамеры аэродинамической трубы через геометрическое сопло Лаваля, отличающийся тем, что газ разгоняют в расширяющейся части сопла изоэнтропически до чисел Маха 4 6, а дальнейший разгон осуществляют в цилиндрической части сопла путем отвода тепла от потока.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU96101831A RU2101691C1 (ru) | 1996-01-31 | 1996-01-31 | Способ получения гиперзвукового потока |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU96101831A RU2101691C1 (ru) | 1996-01-31 | 1996-01-31 | Способ получения гиперзвукового потока |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2101691C1 true RU2101691C1 (ru) | 1998-01-10 |
RU96101831A RU96101831A (ru) | 1998-04-10 |
Family
ID=20176353
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU96101831A RU2101691C1 (ru) | 1996-01-31 | 1996-01-31 | Способ получения гиперзвукового потока |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2101691C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN111426445A (zh) * | 2020-04-23 | 2020-07-17 | 空气动力学国家重点实验室 | 一种路德维希管风洞及其扩展高马赫数方法 |
-
1996
- 1996-01-31 RU RU96101831A patent/RU2101691C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
1. Абрамович Г.Н. Прикладная газовая динамика. - М.: Наука, 1969. 2. Поуп А., Гойн К. Аэродинамические трубы больших скоростей. - М.: Мир, 1969. 3. Топчиян М.Е., Харитонов А.М. Аэродинамические трубы для гиперзвуковых исследований (достижения, проблемы, перспективы). - ПМТФ, N 3, 1994, с. 66 - 81. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN111426445A (zh) * | 2020-04-23 | 2020-07-17 | 空气动力学国家重点实验室 | 一种路德维希管风洞及其扩展高马赫数方法 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Bletzinger et al. | Plasmas in high speed aerodynamics | |
Meadows et al. | Computational study on the interaction between a vortex and a shock wave | |
GB2285120A (en) | Cleaning a workpiece using abrasive carbon dioxide snow | |
Chu | Turbulence measurements relevant to jet noise | |
Dosanjh et al. | Reduction of noise from supersonic jet flows | |
Gnemmi et al. | Feasibility study for steering a supersonic projectile by a plasma actuator | |
Erdem et al. | Drag reduction studies by steady energy deposition at Mach 5 | |
CN112067237A (zh) | 基于等离子体的高超声速风洞 | |
RU2101691C1 (ru) | Способ получения гиперзвукового потока | |
CN114184344A (zh) | 飞行器撞入高电离环境气动影响试验仿真方法及其应用 | |
US3739634A (en) | Apparatus for generating ultra high total enthalpy gases with multicomponent flow | |
Keyes et al. | Effect of forward-facing jets on aerodynamic characteristics of blunt configurations at Mach 6. | |
Pohjolainen et al. | CME liftoff with high-frequency fragmented type II burst emission | |
Andrews et al. | Characterization of Surface Erosion from High Speed Single Micrometer Impacts on Al-6061 T6 | |
Bruckner et al. | Applications of the ram accelerator to hypervelocity aerothermodynamic testing | |
Chopra et al. | Karman vortex streets in wakes of islands. | |
Shang et al. | Developing a facility for magnetoaerodynamic experiments | |
Latypov et al. | Evaluation of the energy efficiency of heat addition upstream of the body in a supersonic flow | |
Kihara et al. | Preliminary studies of spallation particles ejected from an ablator | |
Reijasse et al. | Experimental analysis of aerodynamic interactions occurring on hypersonic spacecraft | |
Leonov et al. | EFFECTIVENESS OF PLASMA METHOD OF FLOW/FLIGHT CONTROL. | |
Berlin et al. | Comparison of cold-gas simulations and rocket-launch data for constrictive launchers | |
Chang et al. | Α Study on the Hartmann-Sprenger Tube Flow Driven by a Sonic Jet | |
Apollonov | " Impulsar": New Application for High Power High Repetition Rate Pulse-Periodic Lasers | |
Klimov et al. | Influence of a corona discharge on the supersonic drag of an axisymmetric body |