Универсальная рабочая камера эйфеля аэрогазодинамической установки



Универсальная рабочая камера эйфеля аэрогазодинамической установки
Универсальная рабочая камера эйфеля аэрогазодинамической установки
Универсальная рабочая камера эйфеля аэрогазодинамической установки
Универсальная рабочая камера эйфеля аэрогазодинамической установки
Универсальная рабочая камера эйфеля аэрогазодинамической установки

 


Владельцы патента RU 2585890:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) (RU)

Изобретение относятся к области экспериментальной аэрогазодинамики. Универсальная рабочая камера Эйфеля аэрогазодинамической установки содержит рабочую камеру, источник модельного газа на ее входе, а на выходе камеры - диффузор. В рабочей камере установлена перегородка, образующая вспомогательную камеру. В перегородке выполнены отверстия. Одно отверстие имеет диаметр в 1,1÷1,3 раза больше выходного диаметра сопла и выполнено соосно с соплом. Отверстия на периферии перегородки снабжены заглушками. Технический результат изобретения позволяет проводить испытания как моделей кормовых частей ракет с соплами ракетных двигателей, так и различных моделей летательных аппаратов при минимальных затратах на перекомпоновку и перенастройку элементов рабочей части установки. При испытаниях моделей летательных аппаратов в отверстия на периферии перегородки устанавливают заглушки. Узел крепления державки испытываемых моделей установлен во вспомогательной камере. При испытаниях кормовой части ракеты заглушки в отверстия на периферии перегородки не устанавливают. 4 ил.

 

Изобретение относится к разделу экспериментальной аэрогазодинамики, а именно к конструкции рабочей части установки для испытаний струйных моделей кормы ракет, различных моделей летательных аппаратов, оснащенных органами управления, и ракетных двигателей.

Известен способ моделирования струйных течений, основанный на подаче газа высокой энергии в камеру Эйфеля и создании устойчивого циркуляционного движения газовой струи в упомянутой камере (Способ моделирования струйных течений, а.с. SU №425532 A1, G01M 9/00, 1972) и устройство для его осуществления, которое позволяет проводить испытания только моделей кормы ракет.

Известна рабочая часть аэродинамической трубы со свободной струей, а именно классическая камера Эйфеля с источником модельного газа (профилированным соплом) на входе и диффузором на выходе (А. Поуп, К. Гойн. Аэродинамические трубы больших скоростей. М.: Мир, 1968, рис 2.22, с. 129). Это техническое решение выбрано в качестве прототипа изобретения.

Технический результат, который обеспечивается изобретением, заключается в унификации известной рабочей камеры аэрогазодинамической установки типа камеры Эйфеля для испытания как моделей кормовых частей ракет с соплами ракетных двигателей, так и различных моделей летательных аппаратов при минимальных затратах на перекомпоновку и перенастройку элементов рабочей камеры.

Указанный технический результат достигается тем, что в рабочую камеру классической камеры Эйфеля аэрогазодинамической установки, содержащую рабочую камеру, установленный в отверстии на ее входе источник модельного газа в виде аэродинамического сопла, а на выходе камеры - диффузор, устанавливают перегородку. В перегородке выполнены отверстия. Одно отверстие выполнено соосно с соплом и имеет диаметр в 1,1÷1,3 раза больше выходного диаметра сопла, остальные выполнены на периферии перегородки и снабжены заглушками. Таким образом, рабочая камера разделяется перегородкой на основную и вспомогательную камеру. На входе в основную камеру выполнено отверстие для установки источника рабочего газа. Вспомогательная камера выполнена с возможностью установки узла крепления державки испытываемых моделей. Диффузор располагается на выходе из вспомогательной камеры.

На фиг. 1 представлена компоновка универсальной рабочей камеры Эйфеля для испытания моделей кормовых частей ракет с работающими ракетными двигателями. Позицией 1 обозначена основная часть рабочей камеры Эйфеля. В отверстие на ее входе установлена модель 2 кормовой части ракеты с соплами 3 от работающих двигателей, из которых в камеру 1 истекают струи продуктов горения (или имитирующие их газы) для проведения исследования их взаимодействия друг с другом или внешней средой (атмосферой). Вспомогательная камера 4 рабочей части отделена от передней перегородкой 5, в которой в центре по оси камеры выполнено отверстие 6 диаметром D, равным 1,1-1,3 Dc диаметра профилированного аэродинамического сопла 9 (см. фиг. 2). При этом открытые отверстия перфорации 7 перегородки обеспечивают моделирование внешней атмосферы путем поддержания в протяженной рабочей части заданного давления, практически одинакового в обеих камерах. Диффузор обозначен позицией 8. Стрелками показано направление движения потока рабочего газа.

На фиг. 2 изображен вариант компоновки универсальной рабочей камеры Эйфеля для испытаний различных моделей летательных аппаратов (ракет), в том числе с элементами управления или имитацией работающих двигателей. Здесь позиции 1, 4-8 соответствуют им же на рисунке 1, кроме позиций 2 и 3, вместо которых (модели кормы ракеты) установлено профилированное аэродинамическое сопло с диаметром Dc на выходе (срезе) 9, а в отверстия 7 на периферии перегородки установлены заглушки 10. Заглушки надежно фиксируются и герметично перекрывают отверстия. При этом в основную камеру помещена модель летательного аппарата 11 с помощью узла крепления державки 12.

На фиг. 3 изображена перфорированная перегородка 5 (вид в плане) с центральным отверстием 6 и периферийными отверстиями 7.

Для перекомпоновки и перенастройки варианта компоновки универсальной рабочей камеры Эйфеля для испытания моделей кормовых частей ракет на вариант компоновки для испытаний различных моделей летательных аппаратов (ракет) достаточно установить заглушки 10 в отверстия 7 и сопло 9 вместо модели кормовой части ракеты 2 с соплами 3.

На фиг. 4 приведены графики зависимости статических давлений на стенках камеры 13 и 14 при закрытых отверстиях 7 заслонками 10.

Здесь позиция 13 обозначает давление на стенке камеры 1, позиция 14 - соответственно камеры 4.

Здесь по оси абсцисс указано время рабочего цикла установки, а по оси ординат изменение давления на стенке первой и второй камеры (позиции 13 и 14 соответственно).

Как следует из представленных данных, значение статического давления в основной камере 1 более чем в 2 раза меньше значения статического давления в вспомогательной камере 4.

Низкий уровень давления в камере 1 позволяет быстро устанавливаться расчетному режиму течения в камере при проведении исследований обтекания крупномасштабных моделей.

Универсальная рабочая камера Эйфеля аэрогазодинамической установки, содержащая рабочую камеру, установленный в отверстии на ее входе источник модельного газа в виде аэродинамического сопла, а на выходе камеры - диффузор, отличающаяся тем, что в рабочей камере установлена перегородка, образующая вспомогательную камеру, в перегородке выполнены расположенное соосно с соплом сквозное отверстие, диаметр которого в 1,1÷1,3 раза больше выходного диаметра сопла, и ряд отверстий на ее периферии, снабженных заглушками, при этом вспомогательная камера выполнена с возможностью установки узла крепления державки испытываемых моделей, а отверстие на передней стенке рабочей камеры - с возможностью замены аэродинамического сопла на модель кормовой части ракеты с соплами.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на головную часть (обтекатель) ракеты в наземных условиях.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано для получения гиперзвукового потока газа в лабораторных условиях. Аэродинамическая труба содержит установленные симметрично с образованием общей форкамеры два дифференциальных мультипликатора давления, поршни которых выполнены ступенчатыми и установлены с возможностью перемещения навстречу друг другу.

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к установкам для определения аэродинамических характеристик модели в аэродинамической трубе в присутствии неподвижного экрана.
Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к проведению исследований в аэродинамической трубе аэродинамических характеристик экранопланов, и может быть использовано для совершенствования аэрогидродинамических компоновок экранопланов.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано преимущественно при исследованиях аэродинамического обтекания моделей в аэродинамических трубах.

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний и предназначено для использования в аэродинамических трубах, где требуется определение угла атаки начала отрыва потока и выявление зон отрыва потока с гладких поверхностей испытуемых моделей.

Изобретение относится к областям авиакосмической и авиационной техники, а именно к способам идентификации аэродинамических характеристик летательного аппарата при проведении летных исследований.

Изобретение относится к области авиации, в частности к экспериментальной аэродинамике, и может быть использовано для испытания моделей сечений лопастей несущего винта вертолета.

Заявленное изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к способу определения аэродинамических характеристик (АДХ) моделей летательных аппаратов (ЛА), и может быть использовано в аэродинамических трубах (АДТ) при определении параметров потока на выходе из протоков модели, имитирующих каналы силовой установки.

Заявленное изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к устройствам для испытания моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах, и может быть использовано для определения их аэродинамических статических и динамических характеристик.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам. Устройство содержит задающее устройство, исполнительный механизм, датчики температуры, давления, положения, регулятор давления. Регулятор давления выполнен в виде последовательно включенных блока сравнения заданного и измеренного значений давления и параллельно соединенных форсирующего и цифрового регулирующего блоков, разделенных переключателями режима управления, входы регулятора подключены к задающему устройству и датчикам давления в форкамере, температуры и давления воздуха в газгольдере, положения плунжера регулирующего дросселя, температуры воздуха в форкамере и критического сечения сопла. Технический результат заключается в возможности использования регулятора во всем диапазоне допустимых для АДТ значений числа М с высоким быстродействием, высокой точностью в автоматическом режиме. 4 ил.

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний и предназначено для использования в аэродинамических трубах (АДТ), где требуется проведение исследований явлений аэроупругости. Сущность изобретения состоит в том, что во внутренней полости аэроупругой модели с лимитированным зазором размещен с возможностью закрепления на опорном устройстве жесткий высокопрочный сердечник, содержащий на своей поверхности демпферы, кроме того, на модели и (или) сердечнике размещены датчики перемещений и датчики системы защиты АДТ. Малый зазор между сердечником и внутренней поверхностью модели и отсутствие влияния колебаний державки или ленточной подвески на результаты измерений относительных перемещений позволяют проводить с высокой точностью измерения упругих перемещений модели (амплитуд, форм и частот колебаний модели), повышая точность и информативность эксперимента. Технический результат заключается в повышении информативности испытаний, повышении безопасности их проведения. 3 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам. Устройство содержит задающее устройство, исполнительный механизм, датчики температуры, давления, положения, а также регулятор давления. Регулятор давления состоит из сумматора отрицательной обратной связи по давлению, последовательно соединенных фильтра нижних частот и обращенной модели объекта управления, замкнутых положительной обратной связью через сумматор моделью объекта управления. Входы регулятора подключены к задающему устройству и датчикам давления и температуры воздуха в форкамере, температуры и давления воздуха в газгольдере, положения плунжера регулирующего дросселя и критического сечения сопла. Технический результат заключается в возможности использования регулятора во всем диапазоне допустимых для АДТ значений числа М с высокой точностью в автоматическом режиме без корректирующих устройств. 4 ил.
Наверх