RU2779457C1 - Installation for aerodynamic testing - Google Patents
Installation for aerodynamic testing Download PDFInfo
- Publication number
- RU2779457C1 RU2779457C1 RU2021131583A RU2021131583A RU2779457C1 RU 2779457 C1 RU2779457 C1 RU 2779457C1 RU 2021131583 A RU2021131583 A RU 2021131583A RU 2021131583 A RU2021131583 A RU 2021131583A RU 2779457 C1 RU2779457 C1 RU 2779457C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- heat exchanger
- air
- fuel
- inlet
- aerodynamic
- Prior art date
Links
- 238000009434 installation Methods 0.000 title claims abstract description 39
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 72
- 230000001264 neutralization Effects 0.000 claims abstract description 9
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims abstract description 8
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 41
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 4
- 238000005755 formation reaction Methods 0.000 claims description 4
- 239000011521 glass Substances 0.000 claims description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 230000001172 regenerating Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 17
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 10
- 238000009833 condensation Methods 0.000 description 6
- 230000005494 condensation Effects 0.000 description 6
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Chemical compound O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 6
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 5
- 230000001052 transient Effects 0.000 description 5
- 230000000875 corresponding Effects 0.000 description 4
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 3
- MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N oxygen Chemical compound O=O MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 3
- 238000002425 crystallisation Methods 0.000 description 2
- 230000005712 crystallization Effects 0.000 description 2
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 2
- 230000001105 regulatory Effects 0.000 description 2
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 2
- 239000004215 Carbon black (E152) Substances 0.000 description 1
- 230000005678 Seebeck effect Effects 0.000 description 1
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 1
- 238000007599 discharging Methods 0.000 description 1
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 1
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 1
- 238000005338 heat storage Methods 0.000 description 1
- 150000002430 hydrocarbons Chemical class 0.000 description 1
- 239000003350 kerosene Substances 0.000 description 1
- 238000002156 mixing Methods 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 239000003345 natural gas Substances 0.000 description 1
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 1
- 238000009827 uniform distribution Methods 0.000 description 1
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области промышленной аэродинамики и может быть использовано для проведения аэродинамических испытаний авиационной и ракетной техники.The invention relates to the field of industrial aerodynamics and can be used for aerodynamic testing of aviation and rocketry.
Создание высокоскоростных летательных аппаратов большой дальности требует обеспечения высоких аэродинамических характеристик аппарата. При больших сверхзвуковых скоростях полета оптимальная интеграция элементов планера с силовой установкой позволяет значительно улучшить аэродинамических характеристики летательного аппарата. Одним из путей решения такой задачи является проведение наземных высотных испытаний, моделирующих аэродинамические условия обтекания высокоскоростных летательных аппаратов.The creation of high-speed long-range aircraft requires high aerodynamic characteristics of the apparatus. At high supersonic flight speeds, the optimal integration of airframe elements with the power plant can significantly improve the aerodynamic characteristics of the aircraft. One of the ways to solve this problem is to conduct high-altitude ground tests that simulate the aerodynamic conditions of the flow around high-speed aircraft.
Использование при проведении испытаний для обдува аппарата атмосферного воздуха требует предотвращения конденсации водяного пара с дальнейшим образованием ледяных кристаллов при значительном понижении температуры потока при высоких сверхзвуковых скоростях. Для предотвращения этого явления при проведении наземных высотных испытаний проводится предварительный нагрев атмосферного воздуха перед его расширением в сверхзвуковом аэродинамическом сопле установки.The use of atmospheric air during testing for blowing the apparatus requires preventing condensation of water vapor with further formation of ice crystals with a significant decrease in the temperature of the flow at high supersonic speeds. To prevent this phenomenon, during ground high-altitude tests, atmospheric air is preheated before its expansion in the supersonic aerodynamic nozzle of the installation.
Известна установка для аэродинамических испытаний, содержащая испытательную камеру с аэродинамическим соплом, источник сжатого воздуха с магистралью высокого давления, регулятор расхода воздуха, установленный в магистрали высокого давления и подключенный к системе автоматического управления, подогреватель газа, имеющий огневую камеру с топливными форсунками, каналом подвода сжатого воздуха и системой зажигания и подключенный входным каналом к магистрали высокого давления, а выходом сообщенный с входным каналом аэродинамического сопла, и систему подачи топлива с регулятором расхода топлива, подключенную к топливным форсункам (патент РФ №2421702, 2009 г.)A known installation for aerodynamic testing, containing a test chamber with an aerodynamic nozzle, a compressed air source with a high pressure line, an air flow regulator installed in the high pressure line and connected to an automatic control system, a gas heater having a fire chamber with fuel injectors, a compressed air supply channel air and ignition system and connected by the inlet channel to the high pressure line, and the outlet connected to the inlet channel of the aerodynamic nozzle, and the fuel supply system with a fuel flow regulator connected to the fuel injectors (RF patent No. 2421702, 2009)
В известном устройстве для генерирования газа используется жидкое углеводородное топливо, предпочтительно керосин, что позволяет подавать в испытательную камеру газ с температурой 1000…1100°С.The known device for generating gas uses liquid hydrocarbon fuel, preferably kerosene, which allows gas with a temperature of 1000...1100°C to be fed into the test chamber.
Однако известное устройство не может обеспечить имитацию натурных условий при стендовых испытаниях работы образцов авиационной и космической техники в воздушном потоке с заданными баротермическими и скоростными параметрами, т.к. газ, подаваемый в аэродинамическое сопло испытательной камеры, будет характеризоваться пониженным содержанием кислорода в его составе и неравномерным распределением температурного поля в потоке.However, the known device cannot provide imitation of natural conditions during bench tests of the operation of samples of aviation and space technology in an air flow with given barothermal and velocity parameters, because the gas supplied to the aerodynamic nozzle of the test chamber will be characterized by a reduced oxygen content in its composition and an uneven distribution of the temperature field in the flow.
Известна установка для аэродинамических испытаний, содержащая испытательную камеру с высокоскоростным аэродинамическим соплом, источник сжатого воздуха с магистралью высокого давления, регулятор расхода воздуха, установленный в магистрали высокого давления и подключенный к системе автоматического управления, газогенератор для нагрева газового потока, имеющий полый корпус с входным воздушным коллектором, подключенным к магистрали высокого давления, выходным газовым коллектором, сообщенным со входом аэродинамического сопла, огневую камеру с топливными форсунками, каналом подвода сжатого воздуха и системой зажигания, подключенную каналом подвода сжатого воздуха через дополнительный регулятор расхода воздуха к источнику давления воздуха, и систему подачи топлива с регулятором расхода топлива, подключенную к топливным форсункам (патент РФ №2658152, 2017 г.)Known installation for aerodynamic testing, containing a test chamber with a high-speed aerodynamic nozzle, a compressed air source with a high pressure line, an air flow regulator installed in the high pressure line and connected to an automatic control system, a gas generator for heating a gas flow having a hollow body with inlet air a manifold connected to the high pressure line, an outlet gas manifold connected to the inlet of the aerodynamic nozzle, a fire chamber with fuel injectors, a compressed air supply channel and an ignition system connected by a compressed air supply channel through an additional air flow regulator to the air pressure source, and a supply system fuel with a fuel flow regulator connected to fuel injectors (RF patent No. 2658152, 2017)
В известной установке подача кислорода в качестве окислителя для топлива в смесительную камеру газового генератора позволяет получить на выходе генератора газового потока высокоэнтальпийный рабочий газ с содержанием кислорода, соответствующим его содержанию в атмосферном воздухе, что является необходимым условием моделирования реальных параметров набегающего потока при проведении стендовых испытаний.In a known installation, the supply of oxygen as an oxidizer for fuel into the mixing chamber of the gas generator makes it possible to obtain a high-enthalpy working gas at the outlet of the gas flow generator with an oxygen content corresponding to its content in atmospheric air, which is a necessary condition for modeling the real parameters of the oncoming flow during bench tests.
Однако указанная установка не предназначена для проведения наземных высотных испытаний, моделирующих аэродинамические условия обтекания корпуса высокоскоростных летательных аппаратов.However, this setup is not intended for ground high-altitude tests simulating the aerodynamic conditions of the flow around the body of high-speed aircraft.
Наиболее близким по технической сути аналогом изобретения является установка для аэродинамических испытаний, содержащая испытательную камеру с высокоскоростным аэродинамическим соплом, источник сжатого воздуха с магистралью высокого давления, рекуперативный теплообменник для нагрева сжатого воздуха, имеющий полый корпус с входным и выходным каналами полости корпуса, входным воздушным коллектором, подключенным к магистрали высокого давления, и выходным воздушным коллектором, сообщенным со входом аэродинамического сопла, регулятор расхода воздуха, установленный в магистрали высокого давления и подключенный к системе автоматического управления, огневую камеру с топливными форсунками, каналом подвода сжатого воздуха и системой зажигания, подключенную каналом подвода сжатого воздуха через дополнительный регулятор расхода воздуха к источнику давления воздуха, а выходом сообщенную с входным каналом полости корпуса рекуперативного теплообменника, систему подачи топлива с регулятором расхода топлива, подключенную к топливным форсункам, и утилизатор тепла, связанный с выходным каналом полого корпуса рекуперативного теплообменника, (патент Японии №2003-75289, 2003 г.)The technically closest analogue of the invention is an aerodynamic test facility containing a test chamber with a high-speed aerodynamic nozzle, a source of compressed air with a high-pressure line, a recuperative heat exchanger for heating compressed air, having a hollow body with inlet and outlet channels of the body cavity, an inlet air manifold , connected to the high pressure line, and an outlet air manifold connected to the aerodynamic nozzle inlet, an air flow regulator installed in the high pressure line and connected to the automatic control system, a fire chamber with fuel injectors, a compressed air supply channel and an ignition system connected by a channel supply of compressed air through an additional air flow regulator to the air pressure source, and the outlet communicated with the inlet channel of the cavity of the body of the recuperative heat exchanger, the fuel supply system with the flow regulator a stove connected to the fuel injectors, and a heat exchanger connected to the outlet channel of the hollow body of the recuperative heat exchanger, (Japanese patent No. 2003-75289, 2003)
В известной установке нагрев атмосферного воздуха до температуры превышающей 1500°С осуществляется в рекуперативном теплообменнике продуктами сгорания природного газа в кислородно-воздушном потоке. Такой температуры достаточно для предотвращения конденсации, содержащегося в воздухе водяного пара, при его истечении через сверхзвуковое аэродинамическое сопло в требуемом диапазоне сверхзвуковых скоростей потока, моделирующего аэродинамические условия обтекания летательных аппаратов.In a known installation, the heating of atmospheric air to a temperature exceeding 1500°C is carried out in a recuperative heat exchanger by the combustion products of natural gas in an oxygen-air stream. This temperature is sufficient to prevent condensation of water vapor contained in the air when it flows through a supersonic aerodynamic nozzle in the required range of supersonic flow velocities, which simulates the aerodynamic conditions of the flow around aircraft.
Однако, функциональные возможности известной установки по воссозданию реальных аэродинамических условий обтекания и регулированию параметров потока сжатого воздуха в процессе испытаний существенно ограничены. В частности, выполнение рекуперативного теплообменника в известной установке с теплоаккумулирующим телом, воспринимающим тепло от выхлопных газов огневой камеры и передающим тепло потоку воздуха высокого давления, приводит к тому, что работа рекуперативного теплообменника становится инерционной, т.е. требующей значительного периода времени для перехода с одного стабильного скоростного режима испытаний на другой.However, the functionality of the known installation to recreate the real aerodynamic conditions of the flow and control the parameters of the compressed air flow during the test is significantly limited. In particular, the implementation of a recuperative heat exchanger in a known installation with a heat storage body that receives heat from the exhaust gases of the combustion chamber and transfers heat to a high-pressure air flow leads to the fact that the operation of the recuperative heat exchanger becomes inertial, i.e. requiring a significant period of time to transition from one stable high-speed test mode to another.
Кроме того, известная установка не позволяет моделировать аэродинамические условия обтекания на переходных режимах полета, характеризующихся резким изменением скорости обтекания потока - от средней к сверхзвуковой и наоборот, т.к. во-первых инерционность регулирования температуры потока воздуха высокого давления, подаваемого через сверхзвуковое аэродинамическое сопло, приводит к несоответствию тепловых параметров обтекаемого потока его скоростному режиму, а во-вторых возможности воссоздания скоростных параметров переходных режимов полета существенно ограничены выполнением сверхзвукового аэродинамического сопла не регулируемым.In addition, the known installation does not allow modeling the aerodynamic conditions of the flow around in transient flight modes, characterized by a sharp change in the flow velocity - from medium to supersonic and vice versa, because firstly, the inertia of temperature control of the high-pressure air flow supplied through the supersonic aerodynamic nozzle leads to a discrepancy between the thermal parameters of the streamlined flow and its speed regime, and secondly, the possibility of recreating the speed parameters of transient flight modes is significantly limited by the non-adjustable supersonic aerodynamic nozzle.
Технической проблемой, решаемой изобретением, является обеспечение моделирования аэродинамических скоростных параметров обтекания на переходных режимах полета, характеризующихся резким изменением скорости обтекания потока, и воссоздания тепловых параметров потока воздуха высокого давления, подаваемого в аэродинамическое сопло, соответствующих скоростным параметрам потока во всем требуемом диапазоне режимов испытаний.The technical problem solved by the invention is to provide simulation of the aerodynamic velocity parameters of the flow in transient flight modes, characterized by a sharp change in the velocity of the flow, and to reconstruct the thermal parameters of the high-pressure air flow supplied to the aerodynamic nozzle, corresponding to the velocity parameters of the flow in the entire required range of test modes.
Техническим результатом изобретения является расширение функциональных возможностей установки за счет оптимизации регулирования скоростных и тепловых параметров потока воздуха высокого давления, подаваемого в аэродинамическое сопло.The technical result of the invention is to expand the functionality of the installation by optimizing the regulation of the speed and thermal parameters of the high-pressure air flow supplied to the aerodynamic nozzle.
Технический результат достигается за счет того, что установка для аэродинамических испытаний, содержит испытательную камеру с высокоскоростным аэродинамическим соплом, источник сжатого воздуха с магистралью высокого давления, рекуперативный теплообменник для нагрева сжатого воздуха, имеющий полый корпус с входным и выходным каналами полости корпуса, входным воздушным коллектором, подключенным к магистрали высокого давления, и выходным воздушным коллектором, сообщенным со входом аэродинамического сопла, регулятор расхода воздуха, установленный в магистрали высокого давления и подключенный к системе автоматического управления, огневую камеру с топливными форсунками, каналом подвода сжатого воздуха и системой зажигания, подключенную каналом подвода сжатого воздуха через дополнительный регулятор расхода воздуха к источнику давления воздуха, а выходом сообщенную с входным каналом полости корпуса рекуперативного теплообменника, систему подачи топлива с регулятором расхода топлива, подключенную к топливным форсункам, и утилизатор тепла, связанный с выходным каналом полого корпуса рекуперативного теплообменника. Установка снабжена источником высокого давления нейтрального газа, подогревателем топлива, установленным в системе подачи топлива, акустическим генератором, установленным в полости корпуса рекуперативного теплообменника, и прямоточным реометром, выполненным в виде герметичной измерительной емкости с датчиком уровня, имеющей калиброванное отверстие с запорным элементом, расположенное в днище измерительной емкости, измерительная емкость подключена к системе подачи топлива и к источнику высокого давления нейтрального газа через управляемые клапаны, подключенные к системе автоматического управления, рекуперативный теплообменник выполнен кожухотрубным и противоточным, его входной воздушный коллектор выполнен коническим, выходной воздушный коллектор - цилиндрическим, а основной и дополнительный регуляторы расхода воздуха выполнены в виде редукционного клапана с полостью управления и расходного критического сопла, входом подключенного к выходу редукционного клапана, причем сверхзвуковое аэродинамическое сопло выполнено с регулируемой площадью критического сечения.The technical result is achieved due to the fact that the installation for aerodynamic testing contains a test chamber with a high-speed aerodynamic nozzle, a compressed air source with a high pressure line, a recuperative heat exchanger for heating compressed air, having a hollow body with inlet and outlet channels of the body cavity, an inlet air manifold , connected to the high pressure line, and an outlet air manifold connected to the aerodynamic nozzle inlet, an air flow regulator installed in the high pressure line and connected to the automatic control system, a fire chamber with fuel injectors, a compressed air supply channel and an ignition system connected by a channel supply of compressed air through an additional air flow regulator to the air pressure source, and the outlet communicated with the inlet channel of the cavity of the body of the recuperative heat exchanger, the fuel supply system with the fuel flow regulator, connected to the fuel injectors, and a heat exchanger connected to the outlet channel of the hollow body of the recuperative heat exchanger. The unit is equipped with a neutral gas high pressure source, a fuel heater installed in the fuel supply system, an acoustic generator installed in the cavity of the recuperative heat exchanger housing, and a direct-flow rheometer made in the form of a sealed measuring container with a level sensor having a calibrated hole with a shut-off element located in the bottom of the measuring tank, the measuring tank is connected to the fuel supply system and to the neutral gas high pressure source through controlled valves connected to the automatic control system, the recuperative heat exchanger is shell-and-tube and counterflow, its inlet air manifold is conical, the outlet air manifold is cylindrical, and the main and additional air flow regulators are made in the form of a pressure reducing valve with a control cavity and a flow critical nozzle, the inlet of the pressure reducing valve connected to the outlet, and the supersonic air The dynamic nozzle is made with an adjustable critical section area.
Установка может быть снабжена воздушной системой охлаждения с каналами подвода и отвода охлаждающего воздуха и регулятором расхода охлаждающего воздуха, через который канал подвода охлаждающего воздуха подключен к магистрали высокого давления, рекуперативный теплообменник и сверхзвуковое аэродинамическое сопло снабжены сообщенными между собой наружными рубашками охлаждения, причем рубашка охлаждения рекуперативного теплообменника подключена к каналу подвода охлаждающего воздуха, а рубашка охлаждения сверхзвукового аэродинамического сопла сообщена с каналом отвода охлаждающего воздуха, подключенным к входу огневой камеры.The unit can be equipped with an air cooling system with channels for supplying and discharging cooling air and a cooling air flow regulator through which the cooling air supply channel is connected to the high pressure line, the recuperative heat exchanger and the supersonic aerodynamic nozzle are provided with interconnected external cooling jackets, and the cooling jacket of the recuperative of the heat exchanger is connected to the cooling air supply channel, and the cooling jacket of the supersonic aerodynamic nozzle is connected to the cooling air outlet channel connected to the fire chamber inlet.
Кроме того, акустический генератор может быть выполнен в виде герметичной камеры, сообщенной с полостью корпуса рекуперативного теплообменника, и оппозитно расположенных в ней газоструйного излучателя, подключенного к источнику сжатого воздуха, и резонатора, представляющего собой цилиндрический стакан изменяемого объема и конфузорное сопло, обращенное большим диаметром к газоструйному излучателю и закрепленное концом меньшего диаметра на открытой торцевой стороне цилиндрического стакана, при этом газоструйный излучатель выполнен в виде полого цилиндрического корпуса и подпружиненного разделительного элемента, установленного в нем с возможностью возвратно-поступательного перемещения и с образованием управляющей полости, подключенной к источнику сжатого воздуха через управляемый клапан.In addition, the acoustic generator can be made in the form of a sealed chamber communicated with the body cavity of the recuperative heat exchanger, and oppositely located in it a gas-jet emitter connected to a compressed air source, and a resonator, which is a cylindrical glass of variable volume and a confuser nozzle facing a large diameter to the gas-jet emitter and fixed with the end of a smaller diameter on the open end side of the cylindrical cup, while the gas-jet emitter is made in the form of a hollow cylindrical body and a spring-loaded separating element installed in it with the possibility of reciprocating movement and with the formation of a control cavity connected to a source of compressed air through a control valve.
Утилизатор тепла может быть выполнен в виде термического электрогенератора.The heat exchanger can be made in the form of a thermal power generator.
Существенность отличительных признаков установки для аэродинамических испытаний подтверждается тем, что только совокупность всех конструктивных признаков, описывающая изобретение, позволяет обеспечить достижение технического результата изобретения - расширение функциональных возможностей установки за счет оптимизации регулирования скоростных и тепловых параметров потока воздуха высокого давления, подаваемого в аэродинамическое сопло.The significance of the distinguishing features of the installation for aerodynamic tests is confirmed by the fact that only the totality of all design features describing the invention makes it possible to achieve the technical result of the invention - expanding the functionality of the installation by optimizing the regulation of the speed and thermal parameters of the high-pressure air flow supplied to the aerodynamic nozzle.
Предложенное изобретение поясняется описанием конструкции установки для аэродинамических испытаний и ее работой со ссылкой на чертежи, где:The proposed invention is illustrated by a description of the design of the installation for aerodynamic tests and its operation with reference to the drawings, where:
на фиг. 1 представлена общая схема установки;in fig. 1 shows the general scheme of the installation;
на фиг. 2 - продольный разрез реометра;in fig. 2 - longitudinal section of the rheometer;
на фиг. 3 - продольный разрез акустического генератора.in fig. 3 is a longitudinal section of an acoustic generator.
Установка для аэродинамических испытаний содержит (фиг. 1) испытательную камеру 1 с высокоскоростным аэродинамическим соплом 2, источник 3 сжатого воздуха с магистралью 4 высокого давления, рекуперативный теплообменник 5 для нагрева сжатого воздуха, выполненный кожухотрубным и имеющий полый корпус 6 с входным каналом 7 и выходным каналом 8 полости корпуса 6, входным воздушным коллектором 9, выполненным коническим и подключенным к магистрали 4 высокого давления, и выходным воздушным коллектором 10, выполненным цилиндрическим и сообщенным со входом аэродинамического сопла 2.The installation for aerodynamic testing contains (Fig. 1) a test chamber 1 with a high-speed
Рекуперативный теплообменник 5 выполнен противоточным, т.е. входной канал 7 полости корпуса 6 расположен со стороны выходного воздушного коллектора 10, а выходной канал 8 расположен со стороны входного воздушного коллектора 9.The
В магистрали 4 высокого давления установлен регулятор 11 расхода воздуха, выполненный в виде редукционного клапана 12 с полостью 13 управления, подключенной к системе 14 автоматического управления через пневморегулятор 15, и расходного критического сопла 16, входом подключенного к выходу редукционного клапана 12. В регуляторе 11 расхода воздуха имеются датчики 17 и 18 давления, установленные соответственно на входе и выходе расходного критического сопла 16 и датчик 19 температуры, установленный на входе расходного критического сопла 16.In the
Установка содержит огневую камеру 20, имеющую топливные форсунки 21, систему 22 зажигания и канал 23 подвода сжатого воздуха, подключенный через дополнительный регулятор 24 расхода воздуха к источнику 3 сжатого воздуха. Дополнительный регулятор 24 расхода воздуха выполнен аналогично регулятору 11 расхода воздуха и имеет редукционный клапан 25, с полостью управления 26, подключенной к системе 14 автоматического управления через пневморегулятор 27, и расходного критического сопла 28, входом подключенного к выходу редукционного клапана 25.The installation comprises a
Огневая камера 20 выходом сообщена с входным каналом 7 полости корпуса 6 рекуперативного теплообменника 5, а ее топливные форсунки 21 подключены к системе 29 подачи топлива, содержащей топливную емкость 30, топливный насос 31 с топливопроводом 32 и последовательно установленные в нем подогреватель 33 топлива и регулятор 34 расхода топлива.The
Для определения вязкости подаваемого в огневую камеру жидкого топлива в системе 29 подачи топлива установлен прямоточный реометр 35 (фиг. 2), выполненный в виде герметичной измерительной емкости 36 с датчиком уровня 37, калиброванным отверстием 38 и запорным элементом 39, расположенными в днище измерительной емкости 36 (фиг. 2). Измерительная емкость 36 сообщена через калиброванное отверстие 37 с накопительной емкостью 40. Установка снабжена источником 41 высокого давления нейтрального газа. Измерительная емкость 36 подключена к источнику 41 высокого давления нейтрального газа и к топливопроводу 32 через управляемые клапаны 42, связанные с системой автоматического управления 14.To determine the viscosity of the liquid fuel supplied to the firing chamber, a direct-flow rheometer 35 (Fig. 2) is installed in the
Для автоматического регулирования скорости потока подаваемого в испытательную камеру 1 воздуха высокого давления аэродинамическое сопло 2 выполнено с регулируемой площадью критического сечения 43 и приводом 44 механизма регулирования, подключенным к системе автоматического управления 14.For automatic control of the flow rate of high-pressure air supplied to the test chamber 1, the
В целях интенсификации теплообмена для оптимизации процесса регулирования тепловых параметров потока воздуха высокого давления, соответствующих переходным режимам полета летательного аппарата установка снабжена акустическим генератором 45, установленным в полости корпуса 6 рекуперативного теплообменника 5 (фиг. 3).In order to intensify heat transfer to optimize the process of regulating the thermal parameters of the high-pressure air flow corresponding to the transient flight modes of the aircraft, the installation is equipped with an
Акустический генератор 45 выполнен в виде герметичной камеры 46, сообщенной с полостью корпуса 6 рекуперативного теплообменника 5, и оппозитно расположенных в ней газоструйного излучателя 47, подключенного к источнику сжатого воздуха 3, и резонатора 48, представляющего собой цилиндрический стакан 49 изменяемого объема и конфузорное сопло 50, обращенное большим диаметром 51 к газоструйному излучателю 47 и закрепленное концом меньшего диаметра 52 на открытой торцевой стороне цилиндрического стакана 49.
Газоструйный излучатель 47 выполнен в виде полого цилиндрического корпуса 53 и подпружиненного разделительного элемента 54, установленного в нем с возможностью возвратно-поступательного перемещения и с образованием управляющей полости 55, подключенной к источнику сжатого воздуха 3 через управляемый клапан 56. Подвод воздуха в герметичную камеру 46 осуществляется через осевой канал 57, выполненный в разделительном элементе 54.The gas-
Установка снабжена воздушной системой охлаждения с каналом 58 подвода и каналом 59 отвода охлаждающего воздуха и регулятором 60 расхода охлаждающего воздуха, через который канал 58 подвода охлаждающего воздуха подключен к магистрали 4 высокого давления. Рекуперативный теплообменник 5 выполнен с наружной рубашкой охлаждения 61, подключенной к каналу 58 подвода охлаждающего воздуха. Аэродинамическое сопло 2 также снабжено наружной рубашкой охлаждения 62, сообщенной с одной стороны с рубашкой охлаждения 61 рекуперативного теплообменника 5, а другой стороны - с каналом 59 отвода охлаждающего воздуха, подключенным к каналу 23 подвода сжатого воздуха огневой камеры 20.The unit is equipped with an air cooling system with a
Утилизатор тепла 63, установленный в выходном канале 8 полого корпуса 6 рекуперативного теплообменника 5 выполнен в виде термического электрогенератора, преобразующего тепловую энергию в электрическую с использованием эффекта Зеебека и являющегося источником электропитания для различного оборудования установки. Подача сжатого воздуха в агрегаты и системы установки для аэродинамических испытаний от источника 3 сжатого воздуха осуществляется через пусковой клапан 64.The
Установка работает следующим образом.The installation works as follows.
Запуск установки для аэродинамических испытаний на пусковом режиме работы осуществляется по команде от системы автоматического управления 14 открытием пускового клапана 64 и включением в работу топливного насоса 31 подогревателя 33 топлива. На пусковом режиме работы установки сжатым воздухом продуваются все системы и агрегаты установки и прокачивается система 29 подачи топлива, работающая на слив через регулятор 34 расхода топлива.The launch of the installation for aerodynamic tests in the starting mode of operation is carried out on command from the
На этом же режиме работы осуществляется измерение вязкости топлива, для этого через управляемые клапаны 42 последовательно заполняют измерительную емкость 36 прямоточного реометра 35 топливом из топливопровода 32 и подают нейтральный газ из источника 41 высокого давления до первой установленной программой испытания величины давления.In the same mode of operation, the viscosity of the fuel is measured, for this, through the controlled
При установившимся давлении в измерительной емкости 36 открывается запорный элемент 39 и по сигналу датчика уровня 37 определяют расход топлива через калиброванное отверстие 38. После первого замера закрывают запорный элемент 39, повышают давление в измерительной камере 36 подачей в нее нейтрального газа из источника 41 высокого давления до второй установленной программой испытания величины давления и при установившимся давлении проводят второй замер расхода топлива через калиброванное отверстие 38.At a steady pressure in the
Результаты измерений передаются в блок вычисления (не показан) системы автоматического управления 14 для вычисления величины вязкости топлива. Экспериментально определенное значение вязкости топлива, позволяет более точно определять параметры расхода топлива и потери давлений в топливопроводе 32 и топливных форсунках 21 системы подачи топлива в огневую камеру 20. С учетом этих данных определяется расчетное значение температуры продуктов сгорания в огневой камере 20 и рекуперативном теплообменнике 5.The measurement results are transmitted to the calculation unit (not shown) of the
Запуск рекуперативного теплообменника 5 осуществляется после открытия пускового клапана 64, при этом воздух высокого давления из источника 3 сжатого воздуха через магистраль 4 высокого давления, редукционный клапан 12 и расходное критическое сопло 16 поступает во входной воздушный коллектор 9 рекуперативного теплообменника 5. По результатам измерений датчиков 17 и 18 давления на входе и выходе расходного критического сопла 16 и датчика 19 температуры автоматически определяется расход подаваемого в рекуперативный теплообменник 5 воздуха высокого давления.The start of the
Из входного воздушного коллектора 9 атмосферный воздух поступает во внутренние каналы теплообменных трубок рекуперативного теплообменника 5 и далее через выходной воздушный коллектор 10 на вход аэродинамического сопла 2.From the
Для запуска работы огневой камеры 20 воздух высокого давления из магистрали 4 высокого давления по команде системы 14 автоматического управления подается через дополнительный регулятор 24 расхода воздуха в канал 23 подвода сжатого воздуха огневой камеры 20. Одновременно с этим по сигналу системы 14 автоматического управления на регулятор 34 расхода топлива осуществляется подача заданного программой испытаний расхода топлива из топливопровода 32 через подогреватель 33 топлива к форсункам 21 огневой камеры 20. Одновременно включается в работу система 22 зажигания и в огневой камере 20 происходит процесс горения.To start the operation of the
Высокотемпературный поток газообразных продуктов сгорания из огневой камеры 20 через входной канал 7 рекуперативного теплообменника 5, поступает в объем межтрубного пространства полого корпуса 6, и, обтекая наружные поверхности трубок движется к выходному каналу 8. Через выходной канал 8 газообразные продукты сгорания из рекуперативного теплообменника 5 направляются в утилизатор тепла 63, выполненный в виде термического электрогенератора, преобразующего тепловую энергию в электрическую.The high-temperature flow of gaseous combustion products from the
Посредством теплообмена через стенки труб между высокотемпературным потоком газообразных продуктов сгорания поступающих в межтрубное пространство полого корпуса 6 и потоком сжатого атмосферного воздуха, протекающего внутри труб рекуперативного теплообменника 5, производится нагрев атмосферного воздуха до температуры превышающей 1000°С.By means of heat exchange through the walls of the pipes between the high-temperature flow of gaseous combustion products entering the annular space of the
Такая температура нагретого атмосферного воздуха достаточна для предотвращения возможной конденсации, содержащегося в нем водяного пара, с дальнейшей кристаллизацией жидкости при истечении нагретого атмосферного воздуха через аэродинамическое сопло 2 в испытательную камеру 1 во всем диапазоне высоких сверхзвуковых скоростей потока, которые должна обеспечивать конструкция установки с учетом всех предъявляемых к ней технических требований.This temperature of the heated atmospheric air is sufficient to prevent possible condensation of the water vapor contained in it, with further crystallization of the liquid when the heated atmospheric air flows through the
Нагретый в рекуперативном теплообменнике 5 поток воздуха подается к входному сечению аэродинамического сопла 2. Истечение нагретого атмосферного воздуха через аэродинамическое сопло 2 позволяет получить в его выходном сечении, расположенном в испытательной камере 1, сверхзвуковой поток воздуха с равномерным распределением полей температур и скоростей по поперечному сечению сверхзвуковой струи.The air flow heated in the
Безаварийный тепловой режим работы противоточного кожухотрубного рекуперативного теплообменника 5 и аэродинамического сопла 2 обеспечивается системой принудительного воздушного охлаждения замкнутого цикла.The trouble-free thermal mode of operation of the countercurrent shell-and-tube
Для работы системы принудительного охлаждения воздух высокого давления из магистрали 4 высокого давления через регулятор 60 расхода охлаждающего воздуха и канал 58 подвода охлаждающего воздуха подается в рубашку охлаждения 61 рекуперативного теплообменника 5 и последовательно подключенную к ней рубашку охлаждения 62 сверхзвукового аэродинамического сопла 2. По каналу отвода 59 охлаждающего воздуха из рубашки охлаждения 62 аэродинамического сопла 2 нагретый воздух поступает на вход огневой камеры 20, что дополнительно интенсифицирует в ней процесс сгорания топлива.To operate the forced cooling system, high-pressure air from the high-
Поддержание температурного режима работы системы охлаждения осуществляется системой автоматического управления 14, от которой при превышении допустимого значения температуры на пневматическую систему управления регулятора расхода 60 охлаждающего воздуха поступает команда на увеличение расхода охлаждающего воздуха, поступающего в канал 58 подвода охлаждающего воздуха в рубашку охлаждения 62 рекуперативного теплообменника 5.Maintaining the temperature regime of the cooling system is carried out by the
Такая конструкция замкнутого цикла работы системы принудительного охлаждения установки позволяет обеспечить безаварийный длительный режим работы необходимый для проведения ресурсных испытаний летательных аппаратов.Such a design of a closed cycle operation of the forced cooling system of the installation allows for a trouble-free long-term operation necessary for carrying out life tests of aircraft.
Для моделирования аэродинамических условий обтекания высокоскоростных летательных аппаратов при полете с непрерывно изменяемой скоростью, конструкция установки должна обеспечить возможность изменения скорости истечения потока из выходного сечения аэродинамического сопла 2 в испытательную камеру 1 непосредственно во время проведения испытания. Для реализации таких режимов используется аэродинамическое сопло 2 с изменяемой площадью критического сечения 43 и имеющее привод 44 механизма регулирования. Для увеличения скорости истечения потока воздуха из аэродинамического сопла 2 в камеру 1 площадь критического сечения 43 должна быть уменьшена, а для снижения скорости истечения площадь критического сечения 43 необходимо увеличить. Реализации таких режимов работы критического сечения 3 осуществляется по команде системы автоматического управления 14 приводом 44 механизма регулирования площади критического сечения 43.To simulate the aerodynamic conditions of the flow around high-speed aircraft during flight at a continuously variable speed, the installation design should provide the possibility of changing the flow rate from the outlet section of the
Возможность автоматического регулирования, заданного программой испытаний площади критического сечения 43 аэродинамического сопла 2 позволяет во время проведения испытания моделировать аэродинамические условия обтекания высокоскоростных летательных аппаратов с переменной скоростью во всем требуемом диапазоне режимов испытаний.The possibility of automatic control of the
На режимах быстрого увеличения скорости истечения потока атмосферного воздуха из аэродинамического сопла 2 при резком уменьшении площади критического сечения 43 также быстро происходит уменьшение температуры потока протекающего по соплу атмосферного воздуха. Для предотвращения возможной конденсации содержащегося в нем водяного пара с дальнейшей кристаллизацией жидкости конструкция установки должна обеспечить возможность быстрого повышения температуры поступающего из рекуперативного теплообменника 5 в аэродинамическое сопло 2 сверхзвукового потока воздуха.In the modes of rapid increase in the speed of the outflow of atmospheric air flow from the
Реализация режимов быстрого увеличения скорости нагрева потока воздуха в рекуперативном теплообменнике 5 осуществляется в установке одновременным применением двух способов:The implementation of the modes of rapid increase in the heating rate of the air flow in the
- увеличением подачи топлива в огневую камеру 20 для повышения температуры продуктов сгорания, подаваемых в полый корпус 6 рекуперативного теплообменника 5, для этого системой автоматического управления 14 подаются команды на регулятор расхода топлив 34 и в подогреватель 33 топлива для увеличения расхода и повышения температуры топлива, поступающего в огневую камеру 20;- increasing the fuel supply to the
- интенсификацией теплообмена между потоком воздуха и протекающим в межтрубном пространстве полого корпуса 6 высокотемпературным потоком газообразных продуктов сгорания, поступающим из огневой камеры 20, путем воздействия на поток развитыми акустическими колебаниями.- intensification of heat exchange between the air flow and the high-temperature flow of gaseous combustion products flowing in the annulus of the
Для создания акустических колебаний с большой амплитудой, необходимой для эффективного увеличения теплообмена, используется акустический генератор 45, установленный с наружной стороны полого корпуса 6 рекуперативного теплообменника 5 перед выходным воздушным коллектором 10.To create acoustic oscillations with a large amplitude necessary to effectively increase heat transfer, an
Акустический генератор 45 работает следующим образом. Под давлением из баллонов (не показано) сжатый воздух через осевой канал 57 подвижного разделительного элемента 54 газоструйного излучателя 47 подается со сверхзвуковой скоростью в герметичную камеру 46.
В зазоре между выходными сечениями осевого канала 57 подвижного разделительного элемента 54 и конфузорного сопла 50 резонатора 48 формируется нестационарное течение в виде недорасширенной сверхзвуковой струи. Под воздействием ударно-волновой структуры струи в резонаторе 48 возникают интенсивные акустические колебания. Выходное сечение большего диаметра 51 конфузорного сопла 50 при натекании расширяющейся сверхзвуковой струи повышает эффективность процесса генерации колебаний. Резонатором 48 созданные колебания излучаются через конфузорное сопло 50 в герметичную камеру 46 и далее вместе с потоком воздуха передаются в межтрубное пространство полого корпуса 6 рекуперативного теплообменника 5.In the gap between the output sections of the
Эффективность интенсификации теплообмена зависит от амплитуды и частоты генерируемых акустических колебаний. Регулирование этих параметров в газоструйном излучателе 47 осуществляется изменением положения разделительного элемента 54 относительно конфузорного сопла 50 резонатора 48. Для этого осуществляется подача управляющего воздуха через управляемый клапан 56 в управляющую полость 55. В резонаторе 48 регулирование происходит за счет изменения объема полости цилиндрического стакана 49.The efficiency of heat transfer intensification depends on the amplitude and frequency of the generated acoustic oscillations. The regulation of these parameters in the gas-
При моделировании режимов быстрого уменьшения скорости полета при резком увеличении площади критического сечения 43 аэродинамического сопла 2 температура потока атмосферного воздуха, истекающего из аэродинамического сопла 2 возрастает, что снижает опасность возможной конденсации содержащегося в нем водяного пара. Поэтому на этих режимах испытания потребность в работе акустического генератора 45 отпадает, а работа огневой камеры 20 осуществляется при уменьшенном расходе воздуха и топлива.When modeling the modes of rapid decrease in flight speed with a sharp increase in the area of the
Таким образом, в установке для аэродинамических испытаний обеспечивается моделирование аэродинамических скоростных параметров обтекания на переходных режимах полета, характеризующихся резким изменением скорости обтекания потока, и воссоздание тепловых параметров потока воздуха высокого давления, подаваемого в аэродинамическое сопло, соответствующих скоростным параметрам потока во всем требуемом диапазоне режимов испытаний.Thus, in the installation for aerodynamic tests, simulation of the aerodynamic velocity parameters of the flow around in transient flight modes, characterized by a sharp change in the flow velocity, and reconstruction of the thermal parameters of the high-pressure air flow supplied to the aerodynamic nozzle, corresponding to the velocity parameters of the flow in the entire required range of test modes .
После проведения испытаний отключение установки происходит в следующем порядке: сначала отключается подача жидкого топлива в систему 29 подачи топлива, в том числе в подогреватель 33 топлива и к топливным форсункам 21 огневой камеры 20, а после продувки системы отключается подача сжатого воздуха во все системы установки.After testing, the unit is shut down in the following order: first, the supply of liquid fuel to the
Представленная схема установки для аэродинамических испытаний позволяет проводить высотные испытания моделирующие аэродинамические условия обтекания атмосферным воздухом высокоскоростных летательных аппаратов на режимах с переменной скоростью без конденсации водяного пара содержащегося в воздухе в широком диапазоне моделируемых сверхзвуковых скоростей полета, т.е. расширяются функциональные возможности установки за счет оптимизации регулирования скоростных и тепловых параметров потока воздуха высокого давления, подаваемого в аэродинамическое сопло.The presented scheme of the installation for aerodynamic tests allows to carry out high-altitude tests simulating the aerodynamic conditions of atmospheric air flow around high-speed aircraft in variable speed modes without condensation of water vapor contained in the air in a wide range of simulated supersonic flight speeds, i.e. the functionality of the installation is expanded by optimizing the regulation of the speed and thermal parameters of the high-pressure air flow supplied to the aerodynamic nozzle.
Claims (4)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2779457C1 true RU2779457C1 (en) | 2022-09-07 |
Family
ID=
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116448374A (en) * | 2023-06-15 | 2023-07-18 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | Air inlet duct wind tunnel test method for simulating multiple interference |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2003075289A (en) * | 2001-08-31 | 2003-03-12 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Heat storage body heating type wind tunnel system having preheater utilizing exhaust gas and method for controlling burner in wind tunnel system |
| CN1948946A (en) * | 2006-06-06 | 2007-04-18 | 西北工业大学 | Analog device and method of material property testing |
| RU2421702C1 (en) * | 2009-12-10 | 2011-06-20 | Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" | Method of aerodynamic testing of aircraft model (versions) and unit to this end |
| RU149566U1 (en) * | 2014-09-08 | 2015-01-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | DEVICE FOR GAS-DYNAMIC TESTS |
| RU2658152C1 (en) * | 2017-05-25 | 2018-06-19 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Gas-dynamic testing device |
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2003075289A (en) * | 2001-08-31 | 2003-03-12 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Heat storage body heating type wind tunnel system having preheater utilizing exhaust gas and method for controlling burner in wind tunnel system |
| CN1948946A (en) * | 2006-06-06 | 2007-04-18 | 西北工业大学 | Analog device and method of material property testing |
| RU2421702C1 (en) * | 2009-12-10 | 2011-06-20 | Закрытое акционерное общество "Гражданские самолеты Сухого" | Method of aerodynamic testing of aircraft model (versions) and unit to this end |
| RU149566U1 (en) * | 2014-09-08 | 2015-01-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | DEVICE FOR GAS-DYNAMIC TESTS |
| RU2658152C1 (en) * | 2017-05-25 | 2018-06-19 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Gas-dynamic testing device |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116448374A (en) * | 2023-06-15 | 2023-07-18 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | Air inlet duct wind tunnel test method for simulating multiple interference |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN109141907A (en) | A kind of supersonic speed engine testsand | |
| CN111751074A (en) | Detonation-driven high-enthalpy shock tunnel automatic inflation control system | |
| CN109611240B (en) | Mars detection attitude control engine rarefied incoming flow high-altitude simulation test system | |
| RU2513063C1 (en) | Test bench for rocket engines with thin-wall nozzles | |
| RU2779457C1 (en) | Installation for aerodynamic testing | |
| Ogorodnikov et al. | Russian research on experimental hydrogen-fueled dual-mode scramjet: conception and preflight tests | |
| Zhao et al. | Experimental study on the combustion and pressure drop characteristics of a pintle injector for LOX/kerosene rocket engine | |
| CN109282989A (en) | A kind of supersonic speed engine testsand gas handling system | |
| CN209027796U (en) | A kind of supersonic speed engine testsand gas handling system | |
| CN114776478B (en) | Liquid rocket engine double-component propulsion system utilizing resonance ignition | |
| Azevedo et al. | Experimental investigation of high regression rate paraffin for solid fuel ramjet propulsion | |
| CN209027799U (en) | A kind of supersonic speed engine testsand | |
| Li et al. | Performance of a detonation driven shock tunnel | |
| CN109282990A (en) | A kind of application method of supersonic speed engine testsand gas handling system | |
| RU2797789C1 (en) | Unit for altitude testing of aircraft engines | |
| RU2767554C2 (en) | Gas dynamic testing unit | |
| Gallis et al. | Development and Validation of a 0-D/1-D Model to Evaluate Pulsating Conditions from a Constant Volume Combustor | |
| Tan et al. | A free-jet experimental study on the performance of a cavity-type ramjet | |
| Yu et al. | Investigation on the combustion mode translation of thermal choked scramjet | |
| Khan et al. | Experimental study of effects of type of injectors on the performance of gas generator of liquid rocket engine | |
| CN109342241A (en) | The multi-functional erosion test device of high temperature and high speed gas jet | |
| CN117536738B (en) | Active cooling test device and test method for rocket ramjet combined engine | |
| RU2403501C2 (en) | Method for production of high-temperature gas medium with specified content of oxygen and device for production of high-temperature gas medium with specified oxygen content | |
| CN114837852B (en) | Synchronous starting control method for liquid oxygen methane multi-tube engine | |
| RU201875U1 (en) | GAS GENERATOR |