RU2393449C1

RU2393449C1 - Working section of transonic aerodynamic tunnel (versions)

Info

Publication number: RU2393449C1
Application number: RU2009111543/28A
Authority: RU
Inventors: Юрий Константинович Аркадов (RU); Юрий Константинович Аркадов; Антон Роальдович Горбушин (RU); Антон Роальдович Горбушин; Николай Константинович Михайлов (RU); Николай Константинович Михайлов
Priority date: 2009-03-31
Filing date: 2009-03-31
Publication date: 2010-06-27

Abstract

FIELD: physics.

SUBSTANCE: in the working section of a transonic aerodynamic tunnel which has perforated walls, a pressure chamber and a strap assembly in the stream of the test model with a transverse support, the invention proposes to make holes in the transverse support on the side opposite the approach flow, and channels connecting the pressure chamber and these openings. As a result, the holes and channels connect the pressure chamber and the aerodynamic trail from the transverse support. In the aerodynamic trail, speed, complete and static pressure are less than in the main stream. Therefore, gas from the pressure chamber flows into the zone behind the transverse support. In another version pipes are fitted downstream from the transverse support, where the said pipes have holes on the side opposite the approach flow, and channels connecting the pressure chamber and these holes. In both versions the pressure chamber and the channels of the transverse support or pipes can be connected through ventilators.

EFFECT: reduced power consumption and wider range of the Mach number during tests.

4 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано при проведении исследований в трансзвуковых аэродинамических трубах.The invention relates to the field of experimental aerodynamics and can be used when conducting research in transonic wind tunnels.

Для проведения испытаний моделей летательных аппаратов в трансзвуковых аэродинамических трубах (числа Маха М=0,8-1,2) применяются рабочие части с перфорированными стенками, камерой давления, окружающей рабочую часть, и системой подвески модели с поперечной стойкой. При испытаниях модель вытесняет часть рабочего потока через отверстия перфорации. Далее этот газ должен удаляться из камеры давления, иначе в аэродинамической трубе не реализуется трансзвуковой диапазон чисел Маха из-за ее «запирания». Удаление газа производится, например, отдельным компрессором, так называемый «принудительный отсос» (см. А.Поуп, К.Гойн. Аэродинамические трубы больших скоростей. Издательство «Мир», Москва, 1968, стр.118). Потребляемая системой отсоса мощность достигает иногда 40% мощности основного компрессора трубы.To test models of aircraft in transonic wind tunnels (Mach numbers M = 0.8-1.2), working parts with perforated walls, a pressure chamber surrounding the working part, and a suspension system of the model with a transverse strut are used. During testing, the model displaces part of the work flow through the perforation holes. Further, this gas must be removed from the pressure chamber, otherwise the transonic range of Mach numbers is not realized in the wind tunnel because of its “locking”. Gas removal is carried out, for example, by a separate compressor, the so-called "forced suction" (see A. Pope, K. Heun. High-speed wind tunnels. Mir Publishing House, Moscow, 1968, p. 118). The power consumed by the suction system sometimes reaches 40% of the power of the main pipe compressor.

Известна также взятая за прототип конструкция рабочей части трансзвуковой аэродинамической трубы, включающая перфорированные стенки, камеру давления, узел подвески в потоке испытываемой модели с поперечной стойкой, в которой удаление газа из камеры давления производится с помощью «автоотсоса» (см. Г.Л.Гродзовский, А.А.Никольский, Г.П.Свищев, Г.И.Таганов. Сверхзвуковые течения газа в перфорированных границах. Издательство «Машиностроение», Москва, 1967, стр.90). В этом случае газ удаляется из камеры давления путем его эжектирования основным потоком через специально организуемый уступ в контуре за перфорацией. Недостатком такой конструкции являются большое сопротивление трубы основному потоку и соответственно большая потребная для испытаний мощность ее привода.Also known is the prototype design of the working part of the transonic wind tunnel, including perforated walls, a pressure chamber, a suspension unit in the flow of the tested model with a transverse strut, in which the gas is removed from the pressure chamber using an “auto suction pump” (see G.L. Grodzovsky , A.A. Nikolsky, G.P. Svishchev, G.I. Taganov, Supersonic gas flows in perforated boundaries, Mashinostroenie Publishing House, Moscow, 1967, p. 90). In this case, the gas is removed from the pressure chamber by ejecting it with the main stream through a specially organized ledge in the circuit for perforation. The disadvantage of this design is the high resistance of the pipe to the main flow and, accordingly, the high drive power required for testing.

Задача настоящего изобретения - модернизировать рабочую часть трансзвуковой аэродинамической трубы.The objective of the present invention is to modernize the working part of the transonic wind tunnel.

Технический результат - снижение энергозатрат и расширение диапазона чисел Маха.The technical result is a reduction in energy consumption and the expansion of the range of Mach numbers.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что в рабочей части трансзвуковой аэродинамической трубы, включающей перфорированные стенки, камеру давления и узел подвески в потоке испытываемой модели с поперечной стойкой, поперечная стойка имеет отверстия со стороны, противоположной набегающему потоку, и каналы, соединяющие камеру давления и эти отверстия. Отверстия и каналы соединяют камеру давления и аэродинамический след от поперечной стойки в основном потоке. Под аэродинамическим следом в аэродинамике понимается зона, расположенная ниже по потоку от обтекаемого тела и примыкающая к нему. Эта зона всегда расположена со стороны, противоположной набегающему потоку. В аэродинамическом следе скорость, полное и статическое давление меньше, чем в основном потоке, поэтому газ из камеры давления сам потечет в зону за поперечной стойкой (П.Чжен. Отрывные течения. Пер. с англ., изд. «Мир», Москва, 1972, т.2, стр.86-88).The solution of the problem and the technical result are achieved in that in the working part of the transonic wind tunnel, including perforated walls, a pressure chamber and a suspension unit in the flow of the test model with a transverse strut, the transverse strut has openings on the side opposite to the oncoming flow, and channels connecting the pressure chamber and these holes. Holes and channels connect the pressure chamber and the aerodynamic track from the transverse strut in the main stream. Under the aerodynamic trail in aerodynamics is meant a zone located downstream of the streamlined body and adjacent to it. This zone is always located on the side opposite to the oncoming flow. In the aerodynamic wake, speed, total and static pressure are lower than in the main stream, so the gas from the pressure chamber itself will flow into the zone behind the transverse strut (P.Zhenz. Separate flows. Transl. From English, ed. Mir, Moscow, 1972, v. 2, pp. 86-88).

Решение задачи и технический результат также достигаются тем, что в рабочей части трансзвуковой аэродинамической трубы, включающей перфорированные стенки, камеру давления и узел подвески в потоке испытываемой модели с поперечной стойкой, ниже по потоку от поперечной стойки установлены трубопроводы с отверстиями со стороны, противоположной набегающему потоку, и каналами, соединяющими камеру давления и эти отверстия. В результате камера давления соединяется с аэродинамическим следом от трубопроводов, и в него из камеры давления начинает поступать самотеком газ.The solution of the problem and the technical result are also achieved by the fact that in the working part of the transonic wind tunnel, including perforated walls, a pressure chamber and a suspension unit in the flow of the tested model with a transverse strut, pipelines are installed downstream of the transverse strut with openings on the side opposite to the incoming flow , and channels connecting the pressure chamber and these openings. As a result, the pressure chamber is connected to the aerodynamic track from the pipelines, and gas begins to flow by gravity into it from the pressure chamber.

Кроме того, в обоих вариантах камера давления и каналы поперечной стойки или трубопроводов могут быть соединены через вентиляторы.In addition, in both versions, the pressure chamber and the channels of the transverse strut or piping can be connected through fans.

На фиг.1 приведена схема рабочей части трансзвуковой аэродинамической трубы по первому варианту изобретения.Figure 1 shows a diagram of the working part of the transonic wind tunnel according to the first embodiment of the invention.

На фиг.2 приведена схема рабочей части трансзвуковой аэродинамической трубы по второму варианту изобретения.Figure 2 shows a diagram of the working part of the transonic wind tunnel according to the second embodiment of the invention.

На фиг.3 показана установка вентиляторов во втором варианте изобретения.Figure 3 shows the installation of fans in the second embodiment of the invention.

В первом варианте (фиг.1) рабочая часть трансзвуковой аэродинамической трубы состоит из звукового сопла 1, перфорированных стенок 2, камеры давления 3, поперечной стойки 4 узла подвески испытываемой модели и диффузора 5. Внутри поперечная стойка имеет каналы 6 и отверстия 7 со стороны, противоположной набегающему потоку. При испытаниях поток разгоняется в сопле 1, направляется к модели и начинает ее обтекать. Часть потока при трансзвуковых скоростях вытесняется моделью через отверстия перфорации 2 в камеру давления 3. Далее этот газ поступает в полую (с каналами 6) поперечную стойку 4 узла подвески испытываемой модели и через отверстия 7 в ней в зоне обтекания стойки потоком поступает в поток и далее выбрасывается в диффузор.In the first embodiment (Fig. 1), the working part of the transonic wind tunnel consists of a sound nozzle 1, perforated walls 2, a pressure chamber 3, a transverse strut 4 of the suspension unit of the test model and diffuser 5. Inside the transverse strut has channels 6 and openings 7 on the side, opposite to the oncoming stream. During testing, the flow accelerates in the nozzle 1, is directed to the model and begins to flow around it. Part of the flow at transonic speeds is displaced by the model through the perforation holes 2 into the pressure chamber 3. Then this gas enters the hollow (with channels 6) transverse strut 4 of the suspension unit of the test model and through the holes 7 in it in the flow around the strut flows into the flow and then ejected into the diffuser.

Рабочая часть трансзвуковой аэродинамической трубы по второму варианту изобретения (фиг.2) состоит из звукового сопла 1, перфорированных стенок 2, камеры давления 3, поперечной стойки 4 узла подвески испытываемой модели, диффузора 5 и специальных трубопроводов 6 с каналами 7 и отверстиями 8, расположенных за поперечной стойкой 4 ниже по потоку в ее аэродинамическом следе. Специальные трубопроводы 6 через каналы 7 открыты в камеру давления, и в то же время они открыты через отверстия 8 в поток со стороны, противоположной набегающему потоку. При испытаниях поток разгоняется в сопле 1, направляется к модели и начинает ее обтекать. Часть потока при трансзвуковых скоростях вытесняется моделью через отверстия перфорации 2 в камеру давления 3. Далее этот газ поступает в полые (с каналами 7) трубопроводы 6, установленные за поперечной стойкой 4, и через отверстия 8 в них в зоне обтекания трубопроводов 6 потоком поступает в поток и затем выбрасывается в диффузор.The working part transonic wind tunnel according to the second embodiment (Figure 2) comprises a sonic nozzle 1, the perforated walls 2, pressure chamber 3, the transverse strut suspension assembly 4 test model, the diffuser 5 and special pipes 6 with the channels 7 and holes 8 located behind the transverse strut 4 downstream in its aerodynamic trail. Special pipelines 6 through the channels 7 are open into the pressure chamber, and at the same time they are open through the openings 8 into the flow from the side opposite to the oncoming flow. During testing, the flow accelerates in the nozzle 1, is directed to the model and begins to flow around it. Part of the flow at transonic speeds is displaced by the model through the perforation holes 2 into the pressure chamber 3. Then this gas enters the hollow (with channels 7) pipelines 6 installed behind the transverse strut 4, and through the openings 8 in them in the flow around the pipelines 6 flows into flow and then ejected into the diffuser.

Статическое давление в аэродинамическом следе существенно (иногда вдвое) меньше статического давления в рабочей части и камере давления, поэтому газ потечет сам из камеры давления в аэродинамический след, если сделать соответствующие каналы. Для увеличения расхода этого газа в обоих вариантах изобретения камера давления и каналы стойки или дополнительных трубопроводов могут соединяться через вентиляторы 9 (фиг.3). Статическое давление в аэродинамическом следе действительно мало и большого напора не потребуется.The static pressure in the aerodynamic wake is significantly (sometimes half) less than the static pressure in the working part and the pressure chamber, so the gas will flow from the pressure chamber into the aerodynamic wake, if you make the corresponding channels. To increase the flow rate of this gas in both variants of the invention, the pressure chamber and channels of the rack or additional pipelines can be connected through fans 9 (Fig. 3). The static pressure in the aerodynamic track is really small and a large pressure is not required.

Использование изобретения позволит уменьшить сопротивление аэродинамической трубы основному потоку и повысить экономичность испытаний. Кроме этого, при изменении скорости потока во время пуска аэродинамической трубы отсос газа через предлагаемую систему отверстий в области стойки и дополнительных трубопроводов позволит продвинуться в область больших чисел Маха.The use of the invention will reduce the drag of the wind tunnel to the main stream and increase the efficiency of the tests. In addition, when the flow rate changes during the start of the wind tunnel, the gas suction through the proposed system of holes in the rack area and additional pipelines will allow you to move into the region of large Mach numbers.

Данное предложение может применяться как альтернатива автоотсосу и принудительному отсосу, так и одновременно с ними.This proposal can be used as an alternative to an auto-suction and forced suction, as well as simultaneously with them.

Claims

1. The working part of the transonic wind tunnel, including the perforated walls, the pressure chamber surrounding them and the suspension unit in the flow of the tested model with a transverse strut, characterized in that the transverse strut has openings on the side opposite to the incoming flow, and channels connecting the pressure chamber and these holes.

2. The working part of the transonic wind tunnel according to claim 1, characterized in that the pressure chamber and the channels of the transverse strut are connected through fans.

3. The working part of the transonic wind tunnel, including perforated walls, the pressure chamber surrounding them and the suspension unit in the flow of the tested model with a transverse strut, characterized in that pipelines are installed behind the transverse strut downstream with openings on the side opposite to the oncoming flow and channels connecting the pressure chamber and these holes.

4. The working part of the transonic wind tunnel according to claim 3, characterized in that the pressure chamber and channels in the pipelines are connected through fans.