SU1398577A1 - Wind tunnel - Google Patents
Wind tunnel Download PDFInfo
- Publication number
- SU1398577A1 SU1398577A1 SU864061139A SU4061139A SU1398577A1 SU 1398577 A1 SU1398577 A1 SU 1398577A1 SU 864061139 A SU864061139 A SU 864061139A SU 4061139 A SU4061139 A SU 4061139A SU 1398577 A1 SU1398577 A1 SU 1398577A1
- Authority
- SU
- USSR - Soviet Union
- Prior art keywords
- chamber
- eiffel
- channel
- working part
- diffuser
- Prior art date
Links
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Изобретение отиоЬитс к экснеримен- тальной аэродинамике и может быть использовано при испытани х моделей летательных aiuKiiKiTOH I) аэродинамических трубах Целью изобретени вл етс увеличение полезной загрузкн рабочей части трубы и снижение потерь давлени за счет уменьшени необходимого дл ее работы давлени в форкамере. Аэродинамическа труба содержит форкамеру I, сверхзвуковое или гиперзвуковое сопло 2, рабочую часть в виде камеры Эйфел 3, подвеску. 4 модели с механизмом ее ввода, диффузор 5 и замкнутую емкость 6, котора непосредственно сообщена дополннтельным каналом 7 с камерой Эйфел 3. При этом суммарнь1Й объем камеры Эйфел 3, замкнутой емкости 6 и канала 7 составл ет не менее 25nd, где d - диаметр выходного сечеии сопла 2. Пло- Н1.адь проходного сечени канала 7 выбра- нана не менее, площади горловины диффузора 5. 1 з.н. ф-лы, I ил.The invention is designed for exertional aerodynamics and can be used to test models of aerial aiuKiiKiTOH I) wind tunnels. The aim of the invention is to increase the useful load of the working part of the pipe and reduce the pressure loss due to a decrease in the pressure required in the chamber. The aerodynamic tube contains the prechamber I, the supersonic or hypersonic nozzle 2, the working part in the form of the Eiffel chamber 3, the suspension. 4 models with its input mechanism, a diffuser 5 and a closed tank 6, which is directly communicated by the additional channel 7 to the Eiffel chamber 3. The total volume of the Eiffel chamber 3, the closed tank 6 and channel 7 is not less than 25nd, where d is the output diameter nozzle cross-section 2. The flat cross-section of the passage section of the channel 7 is not less selected than the diffuser throat area 5. 1 c. f-ly, I ill.
Description
SS
со соwith so
схsc
СПSP
Изобретение относитс к экспериментальной аэродинамике и может быть исполь- зоваио пр и испытани х моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах.The invention relates to experimental aerodynamics and can be used to test and model aircraft in wind tunnels.
Целью изобретени вл етс увеличение полезиой загрузки рабочей части трубы м снижение потерь давлени за счет умеиьшенн необходимого дл ее работы давлени в форкамере.The aim of the invention is to increase the effective load of the working part of the pipe and reduce the pressure loss due to the pressure necessary for its operation in the prechamber.
На чертеже изображена аэродинамическа труба, схема общего вида.The drawing shows an aerodynamic tube, a diagram of a general view.
АэрОдинамичес|(а труба содержит фор- камеру 1, сверхзвуковое или гиперзвуковое сопло 2, рабочую часть в виде камеры Эйфел 3, подвеску 4 моделей с механизмом ее вода, диффузор 5 и замкнутую ем- кость 6. Форкамера I,-сопло 2, камера Эйфел 3 и диффузор 5 образуют проточный канал трубы. Емкость 6 непосредственно сообщена дополнительным каналом 7 с камерой Эйфел 3. Суммарный объем камеры Эйфел 3, замкнутой емкости 6 и кана- ла 7 составл ет не менее 25nd, где dc - диаметр выходного сечени сопла 2. Данные получены на основаннн проведенных экспериментальных нсследованнй опытного об- pjKMia. При этом площадь попереченого сечени иепроточного канёла 7 выбрана НС менее; площади горловнцы диффузора 5.Aerodynamic | (and the tube contains a phono chamber 1, a supersonic or hypersonic nozzle 2, a working part in the form of an Eiffel chamber 3, a suspension of 4 models with its water mechanism, a diffuser 5 and a closed capacitance 6. Vorkamera I, - nozzle 2, chamber The Eiffel 3 and the diffuser 5 form the flow channel of the pipe.Capacity 6 is directly communicated by the additional channel 7 to the Eiffel chamber 3. The total volume of the Eiffel chamber 3, the closed reservoir 6 and the channel 7 is at least 25nd, where dc is the nozzle exit section diameter 2 Data obtained based on experimental results. . Nssledovanny experienced ob- pjKMia Thus poperechenogo sectional area ieprotochnogo kanola 7 NA chosen less; gorlovntsy diffuser area 5.
Перед запуском трубы подвеску 4 с моделью вывод т из потока, устанавливаютBefore starting the pipe suspension 4 with the model is removed from the stream, install
- 0 - 0
в форкамере I, заданное значение давле- нн и температуру, запускают систему выхлопа , например снстему эжекторов, а после установленн режима течени в проточном канале трубы (запуска трубы) ввод т подвеску 4 с моделью в поток и провод т необходимые нсследованн н нзмерёЦн .In the prechamber I, the setpoint pressure and temperature start the exhaust system, for example, ejectors, and after the flow regime is established in the flow channel of the pipe (pipe start), the suspension 4 with the model is introduced into the flow and the necessary measurements are not carried out.
Изобретение позвол ет увеличнть размеры испытываемых моделей н сннзнть уровни давлени в форкамере, необходимые дл работы трубы.The invention allows increasing the size of the models under test and lowering the pressure levels in the prechamber necessary for the operation of the pipe.
Claims (2)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU864061139A SU1398577A1 (en) | 1986-04-22 | 1986-04-22 | Wind tunnel |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU864061139A SU1398577A1 (en) | 1986-04-22 | 1986-04-22 | Wind tunnel |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
SU1398577A1 true SU1398577A1 (en) | 1990-05-07 |
Family
ID=21235371
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU864061139A SU1398577A1 (en) | 1986-04-22 | 1986-04-22 | Wind tunnel |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
SU (1) | SU1398577A1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2585890C1 (en) * | 2015-03-02 | 2016-06-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Universal working eiffel chamber of aerodynamic installation |
RU211193U1 (en) * | 2021-11-18 | 2022-05-25 | Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") | Device for creating a snow-air flow in an aero-cooling tube |
-
1986
- 1986-04-22 SU SU864061139A patent/SU1398577A1/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Патент US № 3505867, кл. 73-147, 1970. Горлнн С. М. Экспериментальна аэромеханика. М.: Высша школа, 1970, с. 213, рис. VI1.30. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2585890C1 (en) * | 2015-03-02 | 2016-06-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Universal working eiffel chamber of aerodynamic installation |
RU211193U1 (en) * | 2021-11-18 | 2022-05-25 | Федеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФАУ "ЦАГИ") | Device for creating a snow-air flow in an aero-cooling tube |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Fabri et al. | Theory and Experiments on Supersonic Air-to-Air Ejectors. | |
FR2411400A1 (en) | GAS TURBINE ENGINE PROPULSION SIMULATOR | |
WO1995008103A1 (en) | Altitude gas turbine engine test cell | |
SU1398577A1 (en) | Wind tunnel | |
US2592322A (en) | Rocket motor pumped supersonic wind tunnel | |
GB697708A (en) | Improvements in and relating to supersonic wind tunnels | |
GB1533233A (en) | Method of lining pipes | |
US2281585A (en) | Supercharging | |
Smith | Theory of a two-stage hypervelocity launcher to give constant driving pressure at the model | |
GB1471932A (en) | Tank for removal of moisture from compressed gases passing therethrough | |
Stevens | Hypersonic research facilities at the Ames Aeronautical Laboratory | |
US3035439A (en) | Hypersonic wind tunnel test section | |
US3398507A (en) | Method of producing hypersonic fluid flow | |
US3638483A (en) | Method and means for reducing power requirements of supersonic wind tunnels | |
Wegener et al. | An experimental study of a hypersonic wind-tunnel diffuser | |
EP0289355A3 (en) | Methods and apparatus for the combustion of organic matter | |
Rao | Short Diffuser for Testing Rocket Nozzles | |
SU377659A1 (en) | LIBRARY | |
SU109542A1 (en) | The method of blowing aircraft generators during their tests in a thermal pressure chamber in high-altitude flight conditions | |
RU2696938C1 (en) | Aerodynamic pipe | |
SU892247A1 (en) | Pressure ratio pickup | |
JPS57207785A (en) | Apparatus for controlling internal pressure of condenser | |
US3011341A (en) | Rocket excited wind tunnel | |
SU129074A1 (en) | Gas turbine engine pickup | |
FR2120255A5 (en) | Compressed air purifier - with oil extractor drier and filter |