Рабочая часть аэродинамической трубы

Авторы патента:

Войцеховский Игорь Александрович (RU)

Аркадов Юрий Константинович (RU)

Чернышев Сергей Леонидович (RU)

Карташев Юрий Валентинович (RU)

Батура Николай Иванович (RU)

Клейн Александр Мартынович (RU)

Рябоконь Михаил Парфенович (RU)

G01M9/04 - конструктивные элементы

Владельцы патента RU 2547473:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") (RU)

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано при проведении испытаний в трансзвуковых аэродинамических трубах. Рабочая часть аэродинамической трубы включает камеру давления, перфорированные стенки на границах потока и шумоглушащие сетки. При этом шумоглушащие сетки с проницаемостью 5-70% размещены на неомываемой рабочим потоком стороне перфорированных стенок. Технический результат заключается в снижении фонового шума и устранении неблагоприятного влияния сетки на течение газа в рабочем потоке в трубе. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано при проведении испытаний в трансзвуковых аэродинамических трубах.

При создании аэродинамических труб (АДТ) остро стоит проблема влияния границ потока на точность эксперимента. Ранее она решалась простым увеличением размеров (диаметров) рабочей части, что существенно удорожало аэродинамический эксперимент. Особенно остро проблема влияния границ потока стоит в АДТ с околозвуковыми скоростями. Ее решением стало применение перфорированных рабочих частей (см. Сборник работ по взаимодействию сверхзвуковых потоков с перфорированными границами. БНИ ЦАГИ, 1961). Полупроницаемые стенки с перфорацией в виде круглых отверстий или щелей позволяют во многом решить проблемы влияния границ потока. Однако применение перфорированных рабочих частей породило новую проблему - увеличение шума рабочего потока, который искажает картину обтекания моделей. Это касается перехода ламинарного течения в турбулентное, развития пограничного слоя и еще целого ряда других тонких явлений.

Борьба с фоновым шумом в АДТ стала одной из важнейших задач современной экспериментальной аэродинамики. Акустические возмущения вызываются разными причинами и прежде всего системой привода. Кроме того, турбулентный пограничный слой на перфорированных стенках аэродинамической трубы генерирует флуктуации давления и является очень важным источником шума. В случае перфорации значительные акустические возмущения проникают в рабочий поток также из камеры давления, окружающей рабочую часть. Круглая перфорация обладает свойством генерировать краевой тон. Вносит акустические возмущения в поток и державка испытываемой модели. Значительную долю в акустические возмущения в рабочей части вносит шум диффузора, особенно при умеренных дозвуковых числах Маха, а в случае замкнутой трубы, возмущения от диффузора, через обратный канал, могут доходить до рабочей части также.

Известно устройство для снижения фонового шума в перфорированной рабочей части аэродинамической трубы (Патент США №3952590, МПК G01M 9/04, НКИ 73-147, 1976 г.), содержащее сетку, установленную на регулируемой перфорированной стенке со стороны рабочего потока. Это техническое решение принято за прототип.

Недостатком данного технического решения является сложность конструкции и неблагоприятное влияние сетки в рабочем потоке на ряд параметров его течения. В больших аэродинамических трубах сетки на перфорации на стороне потока мешают монтажу моделей, весов и других измерительных устройств в рабочей части. Поэтому сетки на стороне рабочего потока практически не применяются.

Задачей и техническим результатом настоящего изобретения является модернизация перфорированной рабочей части для уменьшения в ней шума и устранения неблагоприятного влияния сетки на течение газа в рабочем потоке.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что в рабочей части аэродинамической трубы, включающей камеру давления, перфорированные стенки на границах потока и шумоглушащие сетки, шумоглушащие сетки с проницаемостью 5-70% размещены на неомываемой рабочим потоком стороне перфорированных стенок.

Решение задачи и технический результат достигаются также тем, что в рабочей части аэродинамической трубы, включающей камеру давления, перфорированные сдвигаемые стенки на границах потока и шумоглушащие сетки, шумоглушащие сетки с проницаемостью 5-70% размещены между сдвигаемыми относительно друг друга стенками регулируемой перфорации.

На фиг.1 показан вариант конструкция предлагаемой рабочей части с сетками, установленными на неомываемой потоком стороне нерегулируемой перфорированной стенки.

На фиг.2 показан вариант конструкция предлагаемой рабочей части с сетками, размещенными между сдвигаемыми относительно друг друга стенками регулируемой перфорации.

На фиг.3 показано снижение шума в результате применения предлагаемого изобретения (экспериментальные данные).

Описание вариантов конструкции предлагаемой рабочей части. Вариант с нерегулируемой перфорированной стенкой приведен на фиг.1. На стенке 1 на стороне, не обтекаемой рабочим потоком, размещена сетка 2 из металла или другого материала. Проницаемость сетки (отношение площади свободной поверхности к площади общей поверхности) может меняться в пределах 5-70% с положительным результатом.

В настоящее время наиболее распространена конструкция рабочей части с регулируемой проницаемостью перфорации за счет сдвигаемых относительно друг друга стенок. В варианте регулируемой проницаемости границы (фиг.2) сетка 2 в предлагаемой рабочей части располагается между сдвигаемыми стенками 1 и 3. При создании регулируемой перфорации (фиг.2) большое внимание обычно уделяется предупреждению протекания воздуха в щели между сдвигаемыми стенками. Размещение в этом месте тонкой сетки из мягких материалов (медь, латунь, карбон) позволяет создать здесь надежное лабиринтное уплотнение.

На фиг.3 приведены результаты экспериментального исследования фонового шума до и после установки сетки в варианте предлагаемого устройства (фиг.2). Установка сетки снизила фоновый шум на Δ (дБ)=5-10 децибел. С учетом логарифмической шкалы пульсаций давления в (дБ) на фиг.3 интенсивность шума (пульсаций давления в Па) снизилась в 2-3 раза (P/P₀=10^{Δ (дБ)/20}. Наибольшее снижение шума имеет место при числах Маха M=0,7-0,8, которые являются самыми востребованными для трансзвуковых аэродинамических труб. Испытания также подтвердили факт снижения фонового шума при установке сеток с разными коэффициентами проницаемости.

Как указывалось, в случае перфорации значительные акустические возмущения исходят из камеры давления, окружающей рабочую часть. Сетка в отверстиях перфорации препятствует распространению возмущений в камеру давления и обратно. Особенно ценно, что сетка мешает возникновению в системе рабочая часть - камера давления резонансных явлений, которые и являются по-видимому основной причиной всплеска пульсаций давления в области чисел Маха 0,7-0,8 во всех аэродинамических трубах.

Предлагаемая конструкция перфорированной стенки проста и легко реализуема в любой аэродинамической трубе. Особенно она эффективна в случае регулируемой перфорации со сдвигаемыми стенками, которые широко применяются в современных трансзвуковых аэродинамических трубах. Расположенная между пластинами сетка удобна и практически незаметна, но успешно снижает шум, не оказывая неблагоприятного влияния на основное пристеночное течение газа в рабочей части.

1. Рабочая часть аэродинамической трубы, включающая камеру давления, перфорированные стенки на границах потока и шумоглушащие сетки, отличающаяся тем, что шумоглушащие сетки с проницаемостью 5-70% размещены на неомываемой рабочим потоком стороне перфорированных стенок.

2. Рабочая часть аэродинамической трубы, включающая камеру давления, перфорированные сдвигаемые стенки на границах потока и шумоглушащие сетки, отличающаяся тем, что шумоглушащие сетки с проницаемостью 5-70% размещены между сдвигаемыми относительно друг друга стенками регулируемой перфорации.

Изобретение относится к области машиностроения и авиационно-космической отрасли промышленности и может быть использовано при проведении испытаний конструкции летательных аппаратов и их узлов (головных обтекателей) из неметаллических материалов на тепловые, а также комплексные термовибрационные и термовакуумные воздействия.

Способ тепловых испытаний керамических обтекателей ракет // 2531052

Изобретение относится к области тепловых испытаний и может быть использовано при наземных испытаниях элементов летательных аппаратов. Способ тепловых испытаний керамических обтекателей ракет включает нагрев и контроль температуры обтекателя в зоне узла соединения керамической оболочки со шпангоутом.

Способ тепловых испытаний материалов и изделий // 2530443

Изобретение относится к области стендовых тепловых испытаний и может быть использовано для диагностики характеристик термопрочности и термостойкости эксплуатируемых металлов.

Пусковой затвор струйного аппарата высокого давления // 2529920

Изобретение относится к области авиации, в частности к технике экспериментов в аэродинамических трубах кратковременного (импульсного) действия с продолжительностью пуска порядка 40 миллисекунд, работающих при высоких давлениях и температурах газа.

Способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов // 2517790

Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на обтекатель ракеты в наземных условиях и может быть использовано при наземных испытаниях элементов летательных аппаратов.

Устройство для управления гибкими стенками сопла аэродинамической трубы // 2506556

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам с регулируемыми соплами. Устройство состоит из силового механизма, изменяющего его контур по заданной программе, и командного устройства, управляющего этой программой.

Устройство для согласования приводных рядов гибких стенок сопла аэродинамической трубы // 2506555

Изобретение касается систем управления в экспериментальной аэродинамике, в частности к аэродинамическим трубам с регулируемыми соплами. Устройство содержит контроллер управления приводами ведомых рядов гибких стенок сопла, приводы управления гибкими стенками сопла, цифровые датчики обратной связи, а также командное устройство, цифровой блок вычисления заданного положения ведомых рядов в функции измеренного положения ведущего ряда, а также цифровой датчик положения ведущего ряда и переключатель режима работы.

Способ управления гибкими стенками сопла аэродинамической трубы // 2506554

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам с регулируемыми соплами. Способ заключается в том, что управление гибкими стенками сопла осуществляют автоматическими приводными механизмами по заданной программе.

Способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов // 2456568

Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на головную часть (обтекатель) ракеты в наземных условиях и может быть использовано при наземных испытаниях элементов летательных аппаратов.

Устройство для имитации условий обледенения при стендовых испытаниях авиационных газотурбинных двигателей в термобарокамере с присоединенным трубопроводом // 2451919

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в авиационной промышленности при проведении наземных испытаний объектов авиационной техники, подвергающихся обледенению в естественных условиях эксплуатации.

Стенд для определения подъемной силы крыла, установленного на корпусе реактивного двигателя // 2564785

Изобретение относится к испытаниям реактивных двигателей. Стенд для определения подъемной силы крыла, установленного на корпусе реактивного двигателя, содержит расположенную в аэродинамической трубе опорную стойку с подвижной платформой. Опорная стойка имеет шарнирно соединенные с ней звенья, обеспечивающие платформе с закрепленным на ней корпусом реактивного двигателя возможность вертикального перемещения при воздействии на крыло набегающего воздушного потока. Платформа имеет приспособление для зажима держателя корпуса реактивного двигателя. Система измерений содержит закрепленный на опорной стойке поворотный гидроцилиндр, соединенный штоком с одним из звеньев и шлангами с манометром. Изобретение направлено на повышение точности определения подъемной силы крыльев. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Способ создания рабочего газа в импульсной аэродинамической трубе // 2567097

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано для получения гиперзвукового потока углекислого газа в высокоэнтальпийных установках кратковременного действия типа импульсных аэродинамических труб с целью газотермодинамических исследований. Согласно способу осуществляют наполнение форкамеры исходным газом с заданными температурой и давлением, состоящим из смеси газов, в которой электродуговым разрядом инициируют экзотермическую реакцию. При этом концентрации оксида углерода и кислорода находятся в стехиометрическом соотношении, а изменением числа молей «n» углекислого газа обеспечивают регулирование температуры и давления образующегося рабочего газа с последующим его истечением из форкамеры после завершения реакции и принудительного вскрытия диафрагмы. Технический результат заключается в уменьшении энергозатрат на нагрев исходного газа, снятии ограничения по удельной энергии, вкладываемой в нагрев исходного газа, и снижении загрязнения полученного рабочего газа. 3 ил.

Способ тепловых испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов // 2571442

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА) и может быть использовано для проектирования аэродинамического теплового воздействия на головную часть (обтекатель) ракеты в наземных условиях. Предлагаемый способ воспроизведения аэродинамического нагрева дает возможность задать температурное поле элементов ЛА типа тел вращения с минимальными энергетическими затратами и с равномерным тепловым нагружением в сечениях изделия. Отличительными признаками способа является возможность задания температурного поля по высоте изделия, если известно значение температуры в одном сечении и геометрические размеры изделия. Способ включает условное разбиение поверхности изделия на сектора по окружности изделия, определения толщины секторов по электрическому сопротивлению, монтаж электропроводящего слоя на наружной поверхности изделия, расположение на изделии токоведущих шин и чехла из теплоизоляционного материала. Технический результат - повышение точности и достоверности результатов теплопрочностных испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов. 1 ил.

Способ тепловых испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов // 2599460

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов и может быть использовано при наземных испытаниях элементов летательных аппаратов. Заявленный способ включает зонный нагрев наружной поверхности изделия за счет контакта с нагревателем. Распределение температуры по высоте изделия задается электропроводящими секторами нагревателя разной толщины, которые соединены в электрическую цепь параллельно и сформированы за счет намотки токопроводящей нити под и (или) поверх электрических шин, размещенных на изделии вдоль образующих. Количество витков токопроводящей нити в каждом электропроводящем секторе выбирается по формуле: где Ni - количество витков в i-м секторе; U - напряжение на шинах; ρ - удельное сопротивление токопроводящего материала; Ri - наружный радиус изделия в i-м секторе; qi - требуемая плотность теплового потока в i-м секторе; Sn - площадь поперечного сечения токопроводящей нити; Δh - высота i-го сектора. Технический результат - устранение ограничений по заданию температурного поля на поверхности испытуемых объектов, высота которых меньше диаметра основания. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Способ торможения сверхзвукового потока // 2603705

Изобретение относится к аэродинамике летательных аппаратов сверхзвуковых и околозвуковых скоростей. Способ торможения сверхзвукового потока заключается в создании скачков уплотнения, движущихся относительно обтекаемой поверхности в направлении течения, со значениями скоростей меньшими разницы значений скоростей потока и скоростью звука перед скачками уплотнения. Движение скачков уплотнения осуществляют путем создания в потоке у обтекаемой поверхности поперечных волн, бегущих в направлении потока. Поперечные бегущие волны создают путем поперечных бегущих деформаций контура обтекаемой поверхности либо путем периодических, чередуемых отсоса и выдува воздуха из участков обтекаемой поверхности со сдвигом фаз отсоса и выдува между соседними участками обтекаемой поверхности. Изобретение направлено на уменьшение потерь полного давления. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Способ теплопрочностных испытаний обтекателей гиперзвуковых летательных аппаратов и установка для его реализации // 2625637

Изобретение относится к методике теплопрочностных испытаний носовых обтекателей и передних кромок воздухозаборника гиперзвуковых летательных аппаратов (далее ГЛА) с помощью инфракрасных нагревателей по программе гиперзвукового полета и касается способа создания большой величины плотности теплового потока (4-5 МВт/м2) и последующей передачи его на испытываемый объект в очень короткий срок (менее 0,1 с), в частности, на самую переднюю часть носового обтекателя или переднюю кромку воздухозаборника. Способ заключается в том, что с помощью автономного высокотемпературного нагревателя в специальной камере, расположенной перпендикулярно оси носовой части, накапливают тепловую энергию (тепловой поток), а затем через регулируемую диафрагму, определяющую распределение теплового потока по носку обтекателя, создают необходимую плотность теплового потока и совместно с боковыми нагревателями облучают этим тепловым потоком носовую часть обтекателя, раскрывая нижнюю стенку специальной камеры, находящейся непосредственно над фокусирующей диафрагмой и носком испытываемого обтекателя, причем нижняя стенка, состоящая из двух или нескольких частей, раскрывается со скоростью, обеспечивающей полетную скорость нарастания теплового потока на носке обтекателя совместно с боковыми нагревателями. Технический результат - обеспечение теплового удара на носок обтекателя, что имеет место при достижении гиперзвуковых скоростей полета и появлении сверхзвукового скачка в исключительно малый промежуток времени, упрощение процесса нагревания объекта, повышение достоверности и точности воспроизведения температурного поля. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Устройство для изменения положения модели в рабочей части аэродинамической трубы // 2629696

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к устройствам для изменения положения испытываемой модели в рабочей части аэродинамической трубы. Устройство содержит узел крепления державки для установки модели и три стойки, соединенные с одной стороны с шарнирами, установленными в двух точках, разнесенных по длине узла крепления державки, а с другой стороны - с тремя шарнирами, установленными на ползунах, размещенных на закрепленной в рабочей части продольной направляющей, и взаимодействующих с автономными приводами. Дополнительно оно снабжено дополнительной направляющей, установленной в рабочей части симметрично относительно вертикальной плоскости к основной, с дополнительными тремя ползунами и установленными на них дополнительными шарнирами, дополнительными шарнирами в двух точках на узле крепления державки, симметричными относительно вертикальной плоскости к основным, и дополнительными тремя стойками, соединяющими соответствующие дополнительные шарниры на узле крепления державки и ползунах. При этом соответствующие пары основных и дополнительных ползунов соединены перпендикулярными к вертикальной плоскости каретками, взаимодействующими с автономными приводами. Основной и дополнительный шарниры, размещенные на хвостовой части узла крепления державки, смещены по вертикали относительно продольной оси узла крепления державки на расстояние, соответствующее ее максимальному повороту в вертикальной плоскости. Части стоек, размещаемые в потоке аэродинамической трубы, выполнены обтекаемой формы, а части стоек, находящиеся вне потока и размещенные на одинаковых каретках, соединены перемычками. Технический результат заключается в повышении жесткости устройства и точности позиционирования модели в рабочей части аэродинамической трубы и расширении его функциональных возможностей. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Покрытие для испытательного стенда для аэродинамических измерений транспортных средств // 2640116

Изобретение относится к испытательной технике, в частности к испытательным стендам для аэродинамических испытаний транспортных средств, а именно к покрытиям стендов. Покрытие используется в испытательном стенде для аэродинамических измерений транспортных средств с, по меньшей мере, одним ленточным транспортером, проходящим, по меньшей мере, в области черного пола у передних и задних колес транспортного средства. При этом покрытие содержит множество опорных элементов, которые могут быть покрыты пластиковым материалом. Технический результат заключается в повышении прочности, упрощении ремонта и стойкости к загрязнениям. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.