RU2667687C1 - Gas dynamic aerospace chamber - Google Patents

Gas dynamic aerospace chamber Download PDF

Info

Publication number
RU2667687C1
RU2667687C1 RU2017139750A RU2017139750A RU2667687C1 RU 2667687 C1 RU2667687 C1 RU 2667687C1 RU 2017139750 A RU2017139750 A RU 2017139750A RU 2017139750 A RU2017139750 A RU 2017139750A RU 2667687 C1 RU2667687 C1 RU 2667687C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
model
passive
gas
active
Prior art date
Application number
RU2017139750A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Александр Александрович Бачин
Вячеслав Иванович Лагутин
Михаил Васильевич Прочухаев
Дмитрий Степанович Сажин
Николай Егорович Храмов
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш)
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 унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш)
Priority to RU2017139750A priority Critical patent/RU2667687C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2667687C1 publication Critical patent/RU2667687C1/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

Abstract

FIELD: physics.
SUBSTANCE: proposal relates to the field of experimental aerogasdynamics and can be used to determine gas dynamic loads on models of aircraft with running engines during simulation and experimental research of jet interaction in processes of separation of high-altitude stages of carrier rockets, separation of spacecraft from upper-stage rockets, approach, coupling and decoupling of spacecraft on orbit, letdown of spacecrafts on surface of planets with a low-density atmosphere and starting from them. In gas-dynamic aerospace chamber containing a vacuum chamber, vacuum-pumping system, gas supply, control and measurement, force-measuring device connected to measuring system, active model of aircraft with a nozzle cluster connected to pipeline of gas supply system, passive model and coordinate spacer installed in working area of vacuum chamber, coordinate spacer is equipped with installed on its output and connected to control systems and measurements by a high-speed servo-device of linear motion with integrated sensor of moving of its rod, on which a passive model is fixed, and active model of aircraft is equipped with a thin-walled shell, made in form of its afterbody, separated by a gap from the nozzle unit and fixed on a force-measuring device, body of which is made in form of coaxial rings connected symmetrically by measuring elements arranged around their axis, said body includes with the gap nozzle unit and pipeline and is installed coaxially to the nozzle unit.
EFFECT: providing the possibility of short-term experiment of measuring force effect on active model of aircraft jets of its own propulsion system, reflected from the passive model or from the landing surface (start), simulation of relative velocity of active and passive models of aircraft and obtaining experimental data for different distances between the active and passive models.
1 cl, 2 dwg

Description

Предложение относится к области экспериментальной аэрогазодинамики и может быть использовано для определения газодинамических нагрузок на модели летательных аппаратов с работающими двигателями при моделировании и экспериментальном исследовании струйного взаимодействия в процессах разделения высотных ступеней ракет-носителей, отделения космических аппаратов от разгонных блоков, причаливания, стыковки и расстыковки космических аппаратов на орбите, посадки космических аппаратов на поверхность планет с разреженной атмосферой и старта с них.The proposal relates to the field of experimental aerogasdynamics and can be used to determine gas-dynamic loads on models of aircraft with running engines when modeling and experimental research of jet interaction in the processes of separation of high-altitude stages of launch vehicles, separation of spacecraft from upper stages, mooring, docking and undocking of space spacecraft in orbit, landing of spacecraft on the surface of planets with a rarefied atmosphere and mouth with them.

Известна газодинамическая вакуумная камера для исследования газодинамического и теплового воздействия на летательные аппараты струй работающих двигательных установок в задачах обеспечения орбитальных стыковок - расстыковок и посадки на поверхность Луны, работающая в режиме наполнения и содержащая вакуумную камеру, системы вакуумирования, газообеспечения, управления и измерений, исследуемую модель летательного аппарата и подключенное к системе измерений тензометрическое силоизмерительное устройство (Бачин А.А., Богомолов В.П., Козловский В.А. и др. «Применение многокомпонентных тензодинамометров в задачах, связанных с исследованием Луны». Космонавтика и ракетостроение, 2013, вып. 3 (72), с. 63-69).Known gas-dynamic vacuum chamber for studying the gas-dynamic and thermal effects on aircraft of jets of operating propulsion systems in providing orbital docking - undocking and landing on the lunar surface, operating in the filling mode and containing a vacuum chamber, vacuum systems, gas supply, control and measurement, the model under study of the aircraft and a strain gauge force-measuring device connected to the measurement system (Bachin A.A., Bogomolov V.P., Kozl Ovsky V.A. et al. “The Use of Multicomponent Strain Dynamometers in Problems Related to the Exploration of the Moon.” Cosmonautics and Rocket Engineering, 2013, issue 3 (72), pp. 63-69).

Известна также являющаяся наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве прототипа, газодинамическая барокамера, предназначенная для модельных исследований и определения газодинамического нагружения летательных аппаратов, работающая в режиме наполнения и содержащая вакуумную камеру, системы вакуумирования, газообеспечения, управления и измерений, подключенное к системе измерений силоизмерительное устройство, активную модель летательного аппарата с сопловым блоком двигательной установки (ДУ), соединенным с трубопроводом системы газообеспечения, пассивную модель (отделяемой ступени) и координатник, размещенный в рабочей зоне вакуумной камеры (Бачин А.А., Мазин И.Н., Прочухаев М.В. и др. «Газодинамическая барокамера У-22 ФГУП ЦНИИмаш». Космонавтика и ракетостроение, 2015, вып. 4(83), с. 73-80).Also known, which is the closest technical solution selected as a prototype, is a gas-dynamic pressure chamber designed for model studies and determining the gas-dynamic loading of aircraft, operating in the filling mode and containing a vacuum chamber, vacuum systems, gas supply, control and measurement connected to a force measuring system device, an active model of an aircraft with a nozzle block of a propulsion system (DU) connected to a pipeline gas supply system house, passive model (detachable stage) and coordinate system located in the working area of the vacuum chamber (Bachin A.A., Mazin I.N., Prochukhaev M.V. et al. "Gas-dynamic pressure chamber U-22 FSUE TsNIImash". Cosmonautics and Rocket Engineering, 2015, issue 4 (83), pp. 73-80).

Недостатком известной газодинамической барокамеры являются ее ограниченные экспериментальные возможности, обусловленные конструктивными особенностями. В частности, отсутствует возможность определения силового воздействия на активную модель летательного аппарата струй собственной ДУ, отраженных от отделяемой (пассивной) модели или от поверхности посадки (старта). Имеющийся координатник, обеспечивающий фиксированную необходимую пространственную ориентацию и положение пассивной модели относительно соплового блока активной модели, не позволяет в ходе эксперимента воспроизводить относительное перемещение моделей и в одном эксперименте можно получать экспериментальные данные только для одного фиксированного расстояния между моделями.A disadvantage of the known gas-dynamic pressure chamber is its limited experimental capabilities due to design features. In particular, it is not possible to determine the force impact on the active model of an aircraft of the jets of their own remote control reflected from a detachable (passive) model or from the landing surface (start). The existing coordinator, providing a fixed necessary spatial orientation and position of the passive model relative to the nozzle block of the active model, does not allow the relative movement of the models to be reproduced during the experiment and in one experiment, experimental data can be obtained for only one fixed distance between the models.

Задачей, на решение которой направлено предложенное техническое решение, является расширение экспериментальных возможностей газодинамической барокамеры.The task to which the proposed technical solution is directed is to expand the experimental capabilities of the gas-dynamic pressure chamber.

Технический результат, достигаемый данным предложением, заключается в возможности измерения при кратковременном эксперименте силового воздействия на активную модель летательного аппарата струй собственной ДУ, отраженных от пассивной модели или от поверхности посадки (старта), моделирования скорости относительного перемещения активной и пассивной моделей летательного аппарата и получения экспериментальных данных для разных расстояний между активной и пассивной моделями.The technical result achieved by this proposal is the ability to measure, during a short-term experiment, the force impact on the active model of an aircraft of a proprietary remote control jet reflected from a passive model or from the landing surface (start), simulate the relative velocity of the active and passive aircraft models and obtain experimental data for different distances between the active and passive models.

Этот результат достигается тем, что в газодинамической барокамере, содержащей вакуумную камеру, системы вакуумирования, газообеспечения, управления и измерений, подключенное к системе измерений силоизмерительное устройство, активную модель летательного аппарата с сопловым блоком, соединенным с трубопроводом системы газообеспечения, пассивную модель и координатник, размещенный в рабочей зоне вакуумной камеры, координатник снабжен установленным на его выходе и подключенным к системам управления и измерений быстродействующим сервомеханизмом линейного перемещения с встроенным датчиком перемещения его штока, на котором закреплена пассивная модель, а активная модель летательного аппарата снабжена выполненной по форме его кормовой части тонкостенной оболочкой, отделенной зазором от соплового блока и закрепленной на силоизмерительном устройстве, корпус которого выполнен в виде соосных колец, соединенных симметрично размещенными вокруг их оси измерительными элементами, при этом упомянутый корпус охватывает с зазором сопловой блок и трубопровод и установлен соосно сопловому блоку.This result is achieved by the fact that in a gas-dynamic pressure chamber containing a vacuum chamber, a vacuum, gas supply, control and measurement system, a power measuring device connected to the measurement system, an active model of the aircraft with a nozzle block connected to the gas supply system pipeline, a passive model and a coordinate system, placed in the working area of the vacuum chamber, the coordinator is equipped with a high-speed servo installed at its output and connected to the control and measurement systems by a linear displacement mechanism with a built-in displacement sensor for its rod, on which a passive model is mounted, and the active model of the aircraft is equipped with a thin-walled shell made in the shape of its stern, separated by a gap from the nozzle block and mounted on a force measuring device, the body of which is made in the form of coaxial rings, connected by measuring elements symmetrically placed around their axis, while the said housing covers the nozzle block and the pipeline with a gap and is installed coaxially oplovomu unit.

При необходимости исследования газодинамических вопросов посадки летательного аппарата на поверхность планет с разреженной атмосферой и старта с них пассивная модель выполнена в виде имитатора фрагмента поверхности посадки (старта) летательного аппарата.If it is necessary to study the gas-dynamic issues of landing an aircraft on the surface of planets with a rarefied atmosphere and starting from them, the passive model is made in the form of a simulator of a fragment of the landing surface (start) of an aircraft.

Техническая сущность предложения заключается в обеспечении возможности расширения номенклатуры проводимых исследований при кратковременном (~0,1 с) эксперименте за счет возможности изменения с заданной скоростью расстояния между исследуемыми моделями при моделировании процессов разделения высотных ступеней ракет-носителей, отделения космических аппаратов от разгонных блоков, причаливания, стыковки и расстыковки космических аппаратов на орбите, посадки летательного аппарата на поверхность планет с разреженной атмосферой и старта с них и измерения импульсной газодинамической нагрузки на активную модель от струй соплового блока, отраженных от пассивной модели. Это обеспечивается конструктивными отличиями предложенной газодинамической барокамеры. В частности, возможность измерения импульсной газодинамической нагрузки на активную модель от струй соплового блока достигается за счет конструктивного исполнения активной модели и силоизмерительного устройства, которое обеспечивает развязку исследуемой части активной модели от соплового блока, уменьшение ее массы, повышение жесткости силоизмерительного устройства и его помехозащищенность к ударным и вибрационным нагрузкам, возникающим при импульсной подаче рабочего газа высокого давления в сопловой блок.The technical essence of the proposal lies in the possibility of expanding the range of studies under short-term (~ 0.1 s) experiment due to the possibility of changing the distance between the models under study at a given speed when simulating the processes of separation of high-altitude stages of launch vehicles, separation of spacecraft from booster blocks, mooring , docking and undocking of spacecraft in orbit, landing of an aircraft on the surface of planets with a rarefied atmosphere, and launch from them and measuring the pulsed gas-dynamic load on the active model from the jets of the nozzle block reflected from the passive model. This is ensured by the design differences of the proposed gas-dynamic pressure chamber. In particular, the possibility of measuring the pulsed gas-dynamic load on the active model from the jets of the nozzle block is achieved due to the design of the active model and the force measuring device, which provides isolation of the investigated part of the active model from the nozzle block, reducing its mass, increasing the rigidity of the force measuring device and its noise immunity to shock and vibration loads arising from the pulsed supply of high pressure working gas to the nozzle block.

Пример выполнения газодинамической барокамеры поясняется фигурами 1 и 2. На фигуре 1 показана конструктивная схема газодинамической барокамеры, на фигуре 2 приведена блок - схема подключения к системам управления и измерений систем и устройств, входящих в состав газодинамической барокамеры.An example of a gas-dynamic pressure chamber is illustrated by figures 1 and 2. Figure 1 shows a structural diagram of a gas-dynamic pressure chamber, figure 2 shows a block diagram of a connection to control and measurement systems of systems and devices that are part of a gas-dynamic pressure chamber.

Газодинамическая барокамера (фигура 1) содержит вакуумную камеру 1, систему 2 вакуумирования, систему 3 газообеспечения, активную модель летательного аппарата с сопловым блоком 4, снабженную тонкостенной оболочкой 5, координатник 6, быстродействующий сервомеханизм 7 линейного перемещения с встроенным датчиком 8 перемещения штока 9, пассивную модель 10. Сопловой блок 4 соединен с трубопроводом 11 системы газообеспечения 3. Оболочка 5 активной модели отделена зазором 12 от соплового блока 4 и закреплена на силоизмерительном устройстве, корпус которого выполнен в виде соосных колец 13 и 14, соединенных симметрично размещенными вокруг их оси измерительными элементами 15. Корпус силоизмерительного устройства охватывает с зазором 16 сопловой блок 4 и трубопровод 11 и установлен соосно сопловому блоку 4. Пассивная модель 10 закреплена на штоке 9 сервомеханизма 7, который установлен на выходе координатника 6, закрепленного в рабочей зоне вакуумной камеры 1. Система газообеспечения 3 имеет быстродействующее запорное устройство 17 (на основе разрывной мембраны, как в прототипе).The gas-dynamic pressure chamber (figure 1) contains a vacuum chamber 1, a vacuum system 2, a gas supply system 3, an active model of an aircraft with a nozzle block 4, equipped with a thin-walled shell 5, a coordinate 6, a high-speed servo-mechanism 7 for linear movement with an integrated sensor 8 for moving the rod 9, passive model 10. The nozzle block 4 is connected to the pipeline 11 of the gas supply system 3. The shell 5 of the active model is separated by a gap 12 from the nozzle block 4 and mounted on a force measuring device, the housing of which The horn is made in the form of coaxial rings 13 and 14 connected by measuring elements symmetrically placed around their axis 15. The housing of the force measuring device covers the nozzle block 4 and the pipe 11 with a gap 16 and is installed coaxially with the nozzle block 4. The passive model 10 is mounted on the rod 9 of the servomechanism 7, which is installed at the output of the coordinator 6, mounted in the working area of the vacuum chamber 1. The gas supply system 3 has a quick-acting locking device 17 (based on a bursting disc, as in the prototype).

В состав газодинамической барокамеры (фигура 2) входят также система 18 управления и система 19 измерений. К системе 18 управления подключены система 2 вакуумирования, система 3 газообеспечения, координатник 6, сервомеханизм 7, быстродействующее запорное устройство 17 и система 19 измерений. В состав системы измерений 19 включены датчик 8 перемещения штока 9 сервомеханизма 7 и измерительные элементы 15 силоизмерительного устройства.The gas-dynamic pressure chamber (figure 2) also includes a control system 18 and a measurement system 19. The control system 18 is connected to a vacuum system 2, a gas supply system 3, a coordinator 6, a servo mechanism 7, a quick locking device 17 and a measurement system 19. The composition of the measurement system 19 includes a sensor 8 for moving the rod 9 of the servomechanism 7 and measuring elements 15 of the force measuring device.

Проведение эксперимента в газодинамической барокамере осуществляется следующим образом. С помощью координатника 6 и сервомеханизма 7 устанавливается начальное положение пассивной модели 10 относительно соплового блока 4 активной модели летательного аппарата. В канале управления сервомеханизмом 7 задаются исходные данные: время задержки включения сервомеханизма после прихода запускающего сигнала, значения скорости и хода штока 9, а также значения ускорения и торможения штока. После проверки готовности всех систем вакуумная камера 1 откачивается системой 2 вакуумирования до давления, заданного программой эксперимента. В системе 3 газообеспечения с помощью системы 18 управления создается требуемое по программе давление рабочего газа. После этого с системы 18 управления подается запускающий сигнал в систему 19 измерений, на быстродействующее запорное устройство 17 и в канал управления сервомеханизмом 7. По этому сигналу система 19 измерений включается на режим регистрации измеряемых параметров, а в системе 3 газообеспечения срабатывает быстродействующее запорное устройство 17, через которое рабочий газ по трубопроводу 11 поступает в сопловой блок 4 активной модели летательного аппарата. Истекающие из соплового блока 4 струи взаимодействуют с пассивной моделью 10 и воздействуют на оболочку 5 активной модели летательного аппарата. Газодинамическая нагрузка, действующая на оболочку 5 активной модели летательного аппарата, измеряется с помощью измерительных элементов 15 силоизмерительного устройства. По истечении времени задержки включается сервомеханизм 7 и пассивная модель 10, закрепленная на штоке 9 сервомеханизма, приходит в движение с заданной скоростью. Перемещение штока 9, определяющее изменение расстояния между моделями, измеряется встроенным в сервомеханизм датчиком 8. При изменении расстояния между активной и пассивной моделями изменяется регистрируемая газодинамическая нагрузка на оболочку 5 активной модели.The experiment in the gas-dynamic pressure chamber is as follows. Using the coordinator 6 and the servomechanism 7, the initial position of the passive model 10 relative to the nozzle block 4 of the active model of the aircraft is established. In the control channel of the servomechanism 7, the initial data are set: the delay time for turning on the servo mechanism after the trigger signal arrives, the speed and stroke of the rod 9, as well as the acceleration and deceleration of the rod. After checking the readiness of all systems, the vacuum chamber 1 is pumped out by the vacuum system 2 to the pressure specified by the experimental program. In the gas supply system 3, using the control system 18, the working gas pressure required by the program is created. After that, a control signal 18 is supplied from the control system 18 to the measurement system 19, to the high-speed locking device 17 and to the control channel of the servo mechanism 7. According to this signal, the measurement system 19 is switched on to the measured parameters recording mode, and in the gas supply system 3, the high-speed locking device 17 through which the working gas through the pipe 11 enters the nozzle block 4 of the active model of the aircraft. The jets flowing from the nozzle block 4 interact with the passive model 10 and act on the shell 5 of the active model of the aircraft. The gas-dynamic load acting on the shell 5 of the active model of the aircraft is measured using the measuring elements 15 of the force measuring device. After the delay time, the servo mechanism 7 is turned on and the passive model 10, mounted on the rod 9 of the servo mechanism, is set in motion at a given speed. The displacement of the rod 9, which determines the change in the distance between the models, is measured by a sensor 8. The registered gas-dynamic load on the shell 5 of the active model changes when the distance between the active and passive models changes.

При проведении эксперимента, также как в прототипе, регистрируются давление в системе 3 газообеспечения, сопловом блоке 4 и вакуумной камере 1 (датчики этих параметров на фигурах не показаны).During the experiment, as well as in the prototype, pressure is recorded in the gas supply system 3, nozzle block 4 and vacuum chamber 1 (the sensors of these parameters are not shown in the figures).

Отработав заданное программой перемещение штока, сервомеханизм останавливается.Having completed the movement of the rod specified by the program, the servomechanism stops.

Зарегистрированная информация позволяет определить зависимость газодинамической нагрузки от параметров струй и расстояния между моделями при заданной скорости перемещения пассивной модели.The registered information makes it possible to determine the dependence of the gas-dynamic load on the parameters of the jets and the distance between the models at a given speed of movement of the passive model.

При исследовании посадки летательного аппарата на поверхность планет с разреженной атмосферой и старта с них пассивная модель выполнена в виде имитатора фрагмента поверхности посадки (старта) летательного аппарата, взаимодействующего со струями соплового блока активной модели.When studying the landing of an aircraft on the surface of planets with a rarefied atmosphere and the launch from them, the passive model is made in the form of a simulator of a fragment of the landing surface (start) of an aircraft interacting with the jets of the nozzle block of the active model.

Claims (2)

1. Газодинамическая барокамера, содержащая вакуумную камеру, системы вакуумирования, газообеспечения, управления и измерений, подключенное к системе измерений силоизмерительное устройство, активную модель летательного аппарата с сопловым блоком, соединенным с трубопроводом системы газообеспечения, пассивную модель и установленный в рабочей зоне вакуумной камеры координатник, отличающаяся тем, что координатник снабжен установленным на его выходе и подключенным к системам управления и измерений быстродействующим сервомеханизмом линейного перемещения с встроенным датчиком перемещения его штока, на котором закреплена пассивная модель, а активная модель летательного аппарата снабжена выполненной по форме его кормовой части тонкостенной оболочкой, отделенной зазором от соплового блока и закрепленной на силоизмерительном устройстве, корпус которого выполнен в виде соосных колец, соединенных симметрично размещенными вокруг их оси измерительными элементами, при этом упомянутый корпус охватывает с зазором сопловой блок и трубопровод и установлен соосно сопловому блоку.1. A gas-dynamic pressure chamber containing a vacuum chamber, systems of evacuation, gas supply, control and measurement, a power measuring device connected to the measurement system, an active model of the aircraft with a nozzle block connected to the pipeline of the gas supply system, a passive model and a coordinator installed in the working area of the vacuum chamber, characterized in that the coordinator is equipped with a quick-acting servo-link installed on its output and connected to control and measurement systems movement with a built-in displacement sensor of its rod, on which a passive model is fixed, and the active model of the aircraft is equipped with a thin-walled shell made in the shape of its stern, separated by a gap from the nozzle block and mounted on a force measuring device, the body of which is made in the form of coaxial rings connected symmetrically placed around their axis by measuring elements, while the said housing covers with a gap the nozzle block and the pipeline and is installed coaxially with the nozzle block ku. 2. Газодинамическая барокамера по п. 1, отличающаяся тем, что пассивная модель выполнена в виде имитатора фрагмента поверхности посадки (старта) летательного аппарата.2. The gas-dynamic pressure chamber according to claim 1, characterized in that the passive model is made in the form of a simulator of a fragment of the landing surface (start) of the aircraft.
RU2017139750A 2017-11-15 2017-11-15 Gas dynamic aerospace chamber RU2667687C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017139750A RU2667687C1 (en) 2017-11-15 2017-11-15 Gas dynamic aerospace chamber

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017139750A RU2667687C1 (en) 2017-11-15 2017-11-15 Gas dynamic aerospace chamber

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2667687C1 true RU2667687C1 (en) 2018-09-24

Family

ID=63668979

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017139750A RU2667687C1 (en) 2017-11-15 2017-11-15 Gas dynamic aerospace chamber

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2667687C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112798214A (en) * 2021-04-08 2021-05-14 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 Testing device and testing method capable of controlling icing area
RU2770320C1 (en) * 2021-11-09 2022-04-15 Акционерное общество "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (АО "ЦНИИмаш") Gas-dynamic pressure chamber

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5942682A (en) * 1998-02-02 1999-08-24 Northrop Grumman Corporation Apparatus to simulate aerodynamic cooling and heating effects on aircraft/missile equipment
RU2482322C1 (en) * 2011-12-26 2013-05-20 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Test method of expandable nozzle of rocket engine in low-pressure chamber with gas dynamic pipe and stand expandable nozzle for its implementation

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5942682A (en) * 1998-02-02 1999-08-24 Northrop Grumman Corporation Apparatus to simulate aerodynamic cooling and heating effects on aircraft/missile equipment
RU2482322C1 (en) * 2011-12-26 2013-05-20 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Test method of expandable nozzle of rocket engine in low-pressure chamber with gas dynamic pipe and stand expandable nozzle for its implementation

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Бачин А.А., Богомолов В.П., Козловский В.А. и др. "Применение многокомпонентных тензодинамометров в задачах, связанных с исследованием Луны". Космонавтика и ракетостроение, 2013, вып. 3 (72), с. 63-69. *
Бачин А.А., Мазин И.Н., Прочухаев М.В. и др. "Газодинамическая барокамера У-22 ФГУП ЦНИИмаш". Космонавтика и ракетостроение, 2015, вып. 4(83), с. 73-80. *
Бачин А.А., Мазин И.Н., Прочухаев М.В. и др. "Газодинамическая барокамера У-22 ФГУП ЦНИИмаш". Космонавтика и ракетостроение, 2015, вып. 4(83), с. 73-80. Бачин А.А., Богомолов В.П., Козловский В.А. и др. "Применение многокомпонентных тензодинамометров в задачах, связанных с исследованием Луны". Космонавтика и ракетостроение, 2013, вып. 3 (72), с. 63-69. *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112798214A (en) * 2021-04-08 2021-05-14 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 Testing device and testing method capable of controlling icing area
CN112798214B (en) * 2021-04-08 2021-07-16 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 Testing device and testing method capable of controlling icing area
RU2770320C1 (en) * 2021-11-09 2022-04-15 Акционерное общество "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (АО "ЦНИИмаш") Gas-dynamic pressure chamber

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Steelant et al. Conceptual design of the high-speed propelled experimental flight test vehicle HEXAFLY
Mehta et al. Thruster plume surface interactions: Applications for spacecraft landings on planetary bodies
US10202211B2 (en) Free-falling body verification device for drag-free spacecraft
RU2667687C1 (en) Gas dynamic aerospace chamber
Tanno et al. Free-flight measurement technique in the free-piston high-enthalpy shock tunnel
Holden Experimental research and analysis in supersonic and hypervelocity flows in the LENS shock tunnels and expansion tunnel
Holden et al. Review of Basic Research and Development Programs Conducted in the LENS Facilities in Hypersonic Flows
CN111350616B (en) Method for measuring micro-thrust eccentricity of solid engine under unconstrained condition
Koryanov et al. Dynamics of angular motion of landing vehicle in martian atmosphere with allowance for small asymmetries
Harkness et al. A brief overview of space applications for ultrasonics
Ernst et al. Development of a trajectory-centric CFD-RBD framework for advanced multidisciplinary/multiphysics simulation
Jiang et al. Development and calibration of detonation-driven high-enthalpy and hypersonic test facilities
McQuellin et al. Investigating endo-atmospheric separation of a hypersonic flyer-sustainer using wind tunnel based free-flight
Eilers et al. Analytical and experimental evaluation of aerodynamic thrust vectoring on an aerospike nozzle
Adamov et al. Experimental study of aerodynamic characteristics of a reentry vehicle on a setup with free oscillations at supersonic velocities
Nebylov et al. Relative motion control of nano-satellites constellation
Shaojun et al. Application of recurrent neural network in research of intelligent wind tunnel balance
Tanno et al. Free-flight aerodynamic test of elliptic cone in Shock Tunnel
Tanno et al. Free-flight aerodynamic tests of reentry vehicles in high-temperature real-gas flow
Al-Rashdan Supersonic Underexpanded Flow Visualization in Sub-Atmospheric Facility
Van Norman et al. Aerodynamic Models for the Low Density Supersonic Declerator (LDSD) Test Vehicles
Starshak et al. Optical free-flight measurements using GPU-accelerated computer graphics
Dellicker et al. Low cost parachute guidance, navigation, and control
Rhode et al. Aerodynamic Testing of the Orion Launch Abort Tower Separation with Jettison Motor Jet Interactions
Carlson et al. High-Fidelity Simulations of Human-Scale Mars Lander Descent Trajectories

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20200619