Рабочая часть аэродинамической трубы



Рабочая часть аэродинамической трубы
Рабочая часть аэродинамической трубы
Рабочая часть аэродинамической трубы

 


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=10Δ (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.



 

Похожие патенты:

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.

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

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.

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

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.
Наверх