Импульсная аэродинамическая установка

Авторы патента:

Импульсная аэродинамическая установка, содержащая последовательно соединенные камеру высокого давления, цилиндрический канал, сопло, рабочую часть и вакуумную камеру, а также импульсные задвижки, одна из которых установлена на выходе камеры высокого давления, отличающаяся тем, что, с целью расширения диапазона режимов, реализуемых в аэродинамической установке, она снабжена перфорированными диафрагмами, установленными в сопле, а другая импульсная задвижка размещена в конце рабочей части.

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, а именно к импульсным аэродинамическим установкам. Известна импульсная аэродинамическая установка, содержащая последовательно соединенные камеру высокого давления, цилиндрический канал, сопло, рабочую часть и вакуумную камеру, а также импульсные задвижки, одна из которых установлена на выходе камеры высокого давления [1] Недостатком известной установки является невозможность реализации в ней трансзвуковых режимов течения газа, что существенно сужает диапазон режимов, реализуемых в аэродинамической установке. Целью настоящего изобретения является расширение диапазона режимов, реализуемых в аэродинамической установке. Поставленная цель достигается тем, что импульсная аэродинамическая установка, содержащая последовательно соединенные камеру высокого давления, цилиндрический канал, сопло, рабочую часть и вакуумную камеру, а также импульсные задвижки, одна из которых установлена на выходе камеры высокого давления, снабжена перфорированными диафрагмами, установленными в сопле, а другая импульсная задвижка размещена в конце рабочей части. На чертеже изображена аэродинамическая установка. Импульсная аэродинамическая установка содержит последовательно соединенные камеру 1 высокого давления, цилиндрический канал 2, сопло 3, рабочую часть 4 и вакуумную камеру 5, а также импульсные задвижки 6 и 7, одна из которых установлена на выходе камеры высокого давления, а другая 7 размещена в конце рабочей части 4. В сопле 3 установлены перфорированные диафрагмы 8. Перед экспериментом импульсные задвижки 6 и 7 закрываются, и им устанавливается заданная программа открытия. Вакуумная емкость вакуумируется, полость между задвижками 6 и 7 заполняется рабочим газом с давлением, равным статическому давлению в рабочем потоке. В камеру высокого давления 1 запасается рабочий газ с высоким давлением. После проведения предварительных операций открывают импульсную задвижку 6 и в цилиндрическом канале 2 формируется волна сжатия (в некоторых случаях ударная волна). Рабочий поток далее дросселируется на перфорированных диафрагмах 8 сопла 3. Далее газ выбрасывается в рабочую часть, где он обтекает установленную в ней модель. Время запуска установки определяется временем прохождения пусковой волны сжатия или ударной волны от задвижки 6 до задвижки 7, которая открывается под действием пусковой волны, и устанавливается расчетный режим течения. Наличие перфорированных диафрагм в сопле 3 позволяет реализовать в рабочей части трансзвуковые режимы течения газа, а импульсные задвижки - различные режимы и программы изменения течения газа. При этом существенно увеличивается равномерность полей параметров потока (например скоростей, температуры и т.д.) и расширяются диапазоны режимов, реализуемых в аэродинамической установке. Изобретение позволяет существенно расширить диапазоны режимов, реализуемых в аэродинамической установке.

Формула изобретения

РИСУНКИ

Рисунок 1

Гиперзвуковая аэродинамическая труба импульсного типа // 753260

Способ повышения температуры в поршневых газодинамических установках с форкамерой // 674514

Поршневая газодинамическая установка // 586710

Поршневая газодинамическая установка // 547144

Поршневая газодинамическая установка // 498841

Патент 414510 // 414510

Г // 384037

Библиотека // 377659

Высокотемпер.лтурная сверхзвуковая аэродинамическая труба с дуговым подогревом газа // 359565

Способ уменьшения толщины пограничного слоя газа на обтекаемой поверхности // 2103667

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности, к вакуумным аэродинамическим установкам, обеспечивающим моделирование условий полета летательных аппаратов (ЛА) в верхних слоях атмосферы и в космическом пространстве

Аэродинамическая труба // 2166186

Изобретение относится к экспериментальной технике для аэродинамических исследований летательных аппаратов при больших числах Рейнольдса и гиперзвуковых числах Маха

Способ получения гиперзвукового потока для аэродинамических испытаний и устройство для его осуществления (варианты) // 2270429

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано для получения гиперзвуковых потоков газа для аэродинамических исследований

Способ получения гиперзвукового потока для аэродинамических испытаний и устройство для его осуществления (варианты) // 2270430

Аэродинамическая установка-труба // 2310179

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к классу аэродинамических труб, и может быть использовано для получения низкотурбулентного потока воздуха при проведении наземных испытаний объектов авиационной техники

Способ получения гиперзвукового потока для аэродинамических исследований и устройство для его осуществления (варианты) // 2326360

Аэродинамическая труба // 2349889

Изобретение относится к аэродинамическим трубам и может быть использовано для проведения различных испытаний моделей летательных аппаратов, моделей несущих и рулевых винтов; парашютных систем и тренировки парашютистов в условиях, соответствующих условиям свободного падения в атмосфере

Аэродинамическая труба // 2377525

Изобретение относится к области аэродинамики и может быть использовано для аэродинамических исследований, подготовки спортсменов-парашютистов и других целей

Устройство для определения тяговых характеристик имитаторов воздушно-реактивных двигателей (врд), способ определения тяговых характеристик имитаторов врд и способ контроля достоверности определения тяговых характеристик имитаторов врд // 2381471

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к устройствам для исследования имитаторов воздушно-реактивных двигателей (ВРД)

Способ испытаний пульсирующего детонационного двигателя и аэродинамическая установка для его реализации // 2381472

Изобретение относится к транспортному машиностроению, в частности к авиадвигателестроению, и может быть использовано для наземных испытаний и исследования характеристик пульсирующего детонационного двигателя