Универсальная рабочая камера эйфеля аэрогазодинамической установки

Авторы патента:

Бабиков Александр Леонидович (RU)

Кислых Виталий Владимирович (RU)

G01M9/00 - Аэродинамические испытания; устройства, связанные с аэродинамическими трубами (вопросы строительства - раздел E; исследование свойств материалов G01N)

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.

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.

Аэродинамическая труба // 2578052

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.

Стенд для определения аэродинамических характеристик модели в присутствии неподвижного экрана // 2574326

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к установкам для определения аэродинамических характеристик модели в аэродинамической трубе в присутствии неподвижного экрана.

Способ исследования и совершенствования аэрогидродинамических компоновок экранопланов // 2566609

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.

Способ исследования состояния течения в пограничном слое // 2562276

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

Способ определения угла атаки отрыва потока с гладких поверхностей моделей // 2561783

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.

Способ непараметрической идентификации нелинейных аэродинамических характеристик летательного аппарата по результатам лётных исследований // 2560244

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

Способ моделирования натурного нестационарного обтекания сечения лопасти винта вертолета в аэродинамической трубе // 2553423

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

Способ измерения параметров потока на выходе из протоков моделей ла // 2539769

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.

Устройство для испытаний моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах // 2539763

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.

Регулятор давления воздуха в форкамере аэродинамической трубы с форсированным выходом на заданный режим // 2587518

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.

Аэроупругая модель // 2587525

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.

Регулятор давления воздуха в форкамере аэродинамической трубы // 2587526

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.

Универсальный стенд для определения характеристик электроприводов и движителей действующих моделей бпла // 2594048

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам для проведения испытаний приводов и движителей летательных аппаратов. Стенд для определения характеристик электроприводов и движителей беспилотных летательных аппаратов содержит корпус стенда, основание с кронштейнами крепления электропривода и датчика крутящего момента. Корпус стенда содержит узлы крепления нагрузочного устройства или вентилятора-движителя, при этом электропривод соединен с вентилятором посредством валов и муфт. Нагрузочное устройство содержит вентилятор, радиально-кольцевой конфузор и направляющий аппарат. Достигается возможность проведения испытаний электроприводов и движителей на одном стенде. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Устройство для прекращения неуправляемого движения модели летательного аппарата при ее динамических испытаниях на устойчивость и управляемость // 2612848

Изобретение относится к области экспериментальных исследований летательных аппаратов в аэродинамических трубах и может быть использовано при динамических испытаниях моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах. Устройство состоит из модели, установленной на стойке в потоке АДТ при помощи трехстепенной опоры. В модели выполнен внутренний отсек, с дном, установленным на пружине, и крышкой с замком, управляемым дистанционно от пульта управления. В отсеке помещен парашют, прикрепленный к хвостовой части модели. Технический результат заключается в возможности практически мгновенно прекратить неуправляемое движение модели летательного аппарата при ее динамических испытаниях на устойчивость и управляемость, при этом не оказывает ударных нагрузок на модель и вплоть до срабатывания не влияет на обтекание потоком модели, что повышает точность испытаний. 2 ил.

Способ теплового нагружения неметаллических конструкций // 2612887

Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на конструкцию летательного аппарата в наземных условиях и может быть использовано при стендовых испытаниях. Заявленный способ включает зонный нагрев с помощью радиационных нагревателей наружной поверхности испытуемой конструкции, измерение температуры наружной поверхности контактными датчиками и управление нагревом по заданному температурному режиму по показаниям контактных датчиков. В процессе испытания измеряют электрическую мощность радиационных нагревателей и сравнивают ее с заранее определенной на предварительных испытаниях калориметрического макета испытуемой конструкции электрической мощностью. На участках заданного температурного режима с быстрым темпом нагрева, когда показания датчиков температуры отстают от реальных значений температуры поверхности, измеряемая электрическая мощность начинает превышать предварительно определенную на величину, определяемую опытным путем, управление процессом нагрева переключается с управления по заданной температуре на управление по предварительно определенной электрической мощности радиационных нагревателей. Это продолжается до того момента времени, пока разность показаний контактных датчиков и заданного температурного режима не станет меньше величины, определяемой опытным путем для каждого датчика температуры. После этого управление нагревом осуществляется по заданному температурному режиму. Технический результат изобретения - увеличение точности воспроизведения температурного режима неметаллической конструкции, имеющего место в полете в результате интенсивного аэродинамического нагрева, в процессе наземных тепловых и теплопрочностных испытаний. 3 ил.

Автоматическое обнаружение экстремума на поверхностной сетке компонента // 2615663

Изобретение относится к технологиям автоматической идентификации базовой линии на изображении поверхностной сетке аэродинамического профиля для использования в моделировании. Техническим результатом является автоматизированное определение базовой линии аэродинамического профиля. Предложен компьютерно-реализованный способ определения базовой линии на поверхностной сетке аэродинамического профиля для использования в моделировании, причем поверхностная сетка содержит узлы, взаимосвязанные краями. Способ содержит этап, на котором осуществляют определение базовой системы координат, включающей в себя направление X относительно аэродинамического профиля. Также, согласно способу, осуществляют определение переменной по протяженности профиля, которая монотонно изменяется вдоль аэродинамического профиля по прямому направлению движения, которое не совпадает с направлением X. Далее выбирают первый фронтальный узел на базовой линии аэродинамического профиля. Используют алгоритм фронта Парето для определения базовой линии на оконечности поверхностной сетки относительно направления X аэродинамического профиля. 5 н. и 20 з.п. ф-лы, 13 ил.