Установка для газодинамических испытаний

Изобретение относится к испытаниям авиационной и ракетной техники. Установка для газодинамических испытаний содержит испытательную камеру (1) и генератор (7) газового потока. В генераторе (7) газового потока установлен эжектор (25), имеющий канал (26) активной среды первой ступени со сверхзвуковым соплом (27) и камерой (28) смешения первой ступени, подключенный входом (8) к магистрали (4) высокого давления. Концентрично каналу (26) расположен кольцевой коллектор (29) пассивной среды, подключенный входом к системе (14) подачи кислорода, а кольцевым каналом (30) пассивной среды к камере (28) смешения первой ступени. Кольцевой коллектор (31) и кольцевой канал (32) активной среды второй ступени расположены концентрично кольцевому каналу (30) пассивной среды. Кольцевой канал (32) сообщен с камерой (33) смешения второй ступени, кольцевой коллектор (31) второй ступени подключен входом к системе (16) подачи топлива. В кольцевом канале (32) активной среды второй ступени установлено сверхзвуковое сопло (34), камера (33) смешения второй ступени сообщена с камерой сгорания (11). Достигается обеспечение равномерного распределения частиц кислорода и топлива в потоке сжатого воздуха, подаваемого в камеру сгорания. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области промышленной аэродинамики и может быть использовано для проведения газодинамических испытаний авиационной и ракетной техники.

Известна установка для проведения газодинамических испытаний, содержащая испытательную камеру с аэродинамическим соплом, источник сжатого воздуха с магистралью высокого давления, систему регулирования подачи сжатого воздуха с регулируемыми клапанами, датчиками давления, датчиком температуры и регулятором расхода воздуха, установленным в магистрали высокого давления, и газовый генератор с системой подачи топлива, камерой сгорания и воспламенителем, подключенный входом к магистрали высокого давления, а выходом - к входу аэродинамического сопла испытательной камеры (RU 2421702, 2011).

В известном техническом решении для генерирования газа используется жидкое углеводородное топливо, предпочтительно керосин, что позволяет подавать в испытательную камеру газ с температурой 1000-1100°С.

Однако известная установка не может обеспечить имитацию натурных условий при стендовых испытаниях работы образцов авиационной и космической техники в воздушном потоке с заданными баротермическими и скоростными параметрами, т.к. газ, подаваемый в аэродинамическое сопло испытательной камеры, будет характеризоваться пониженным содержанием кислорода в его составе и неравномерным распределением температурного поля в потоке.

Известна установка для газодинамических испытаний, содержащая испытательную камеру с аэродинамическим соплом, источник сжатого воздуха с магистралью высокого давления, систему регулирования подачи сжатого воздуха с регулятором расхода воздуха, установленным в магистрали высокого давления, генератор газового потока с камерой сгорания и воспламенителем, подключенный одним из входов к магистрали высокого давления, а выходом - к входу аэродинамического сопла испытательной камеры, систему подачи топлива и систему подачи кислорода, подключенные к другим входам генератора газового потока через регуляторы расхода, причем регулятор расхода воздуха выполнен в виде редукционного клапана с полостью управления и расходного критического сопла, установленного в магистрали высокого давления между редукционным клапаном и генератором газового потока, а система регулирования подачи сжатого воздуха имеет пневморедуктор, регулируемый клапан и ресивер, подключенный к полости управления редукционного клапана и связанный с атмосферой через управляемые клапаны (RU 2658152, 2018).

В известной установке обеспечивается точность регулирования всех компонентов, подаваемых в генератор газового потока, и взрывобезопасность ее работы. Однако в генераторе газового потока известной установки не предусмотрены технические средства, обеспечивающие качественное смесеобразование подаваемых в камеру сгорания компонентов - воздуха, кислорода и топлива, в частности при изменении вида топлива, что не позволяет создавать в испытательной камере реальные параметры набегающего потока для испытания современных летательных аппаратов.

Известен генератор потока текучей среды, выполненный в виде сверхзвукового двухступенчатого эжектора с центральным расположением канала активной среды первой ступени с сверхзвуковым соплом и камерой смешения первой ступени, подключенного входом к магистрали высокого давления, с концентричным ему расположением кольцевого коллектора пассивной среды, подключенного входом к системе подачи кислорода, а кольцевым каналом пассивной среды - к камере смешения первой ступени, и с концентричным расположением кольцевого коллектора и кольцевого канала подводимой среды второй ступени, сообщенного с камерой смешения второй ступени (US 6523991, 2003).

Известный генератор потока текучей среды предназначен для повышения давления или энтальпии потока двухфазной среды, в частности, смеси пара и жидкости, за счет подачи дополнительной жидкости (пассивной среды) в сверхзвуковой поток парожидкостной смеси в камере смешения второй ступени, в результате которой возникает удар вертикального сжатия, в котором вся паровая фаза конденсируется. В процессе конденсации пара давление в потоке жидкости существенно увеличивается и в сочетании с выделяемой тепловой энергией, поглощаемой жидкостью, повышается энтальпия потока протекающей через эжектор жидкости.

Известный генератор по своим конструктивным особенностям, в частности, по схеме подключения к источникам текучей среды, не может быть использован в процессе смесеобразования топливовоздушной смеси, обогащенной кислородом.

Наиболее близким аналогом заявленного изобретения по технической сути и назначению является установка для газодинамических испытаний, содержащая испытательную камеру с аэродинамическим соплом, источник сжатого воздуха с магистралью высокого давления, систему регулирования подачи сжатого воздуха с регулятором расхода воздуха, установленным в магистрали высокого давления, генератор газового потока с тремя входами, камерой сгорания и воспламенителем, подключенный одним из входов к магистрали высокого давления, а выходом - к входу аэродинамического сопла испытательной камеры, систему подачи топлива и систему подачи кислорода, подключенные каждая к своему входу генератора газового потока через регуляторы расхода, причем регулятор расхода воздуха выполнен в виде управляемого редукционного клапана и расходного критического сопла, установленного в магистрали высокого давления между редукционным клапаном и генератором газового потока, а система регулирования подачи сжатого воздуха имеет пневморедуктор, регулируемый клапан и ресивер, подключенный к полости управления редукционного клапана и связанный с атмосферой через управляемые клапаны (RU 149566, 2015).

В известной установке подача кислорода в качестве окислителя для топлива в смесительную камеру газового генератора позволяет получить на выходе генератора газового потока высокоэнтальпийный рабочий газ с содержанием кислорода, соответствующим его содержанию в атмосферном воздухе, что является необходимым условием моделирования реальных параметров набегающего потока при проведении стендовых испытаний.

При этом процесс моделирования реальных параметров набегающего газового потока в испытательной камере даже при соблюдении точного соотношения величин расхода всех трех компонентов, подаваемых в генератор газового потока: топлива, кислорода и сжатого воздуха, невозможен без качественного регулирования смесеобразовательного процесса подготовки топливовоздушной смеси, подаваемой в камеру сгорания, т.к. неравномерное распределение кислорода и топлива в потоке сжатого воздуха, подаваемого в камеру сгорания, влечет за собой снижение полноты сгорания топлива, увеличение потери полного давления и неравномерности поля температур в камере сгорания, т.е. приводит к изменению факторов, влияющих на состав и параметры газового потока, подаваемого в аэродинамическое сопло испытательной камеры.

Технической проблемой, решаемой изобретением, является обеспечение равномерного распределения частиц кислорода и топлива в потоке сжатого воздуха, подаваемого в камеру сгорания.

Техническим результатом изобретения является оптимизация параметров газового потока, подаваемого в аэродинамическое сопло, путем качественного регулирования состава и гомогенизации топливовоздушной смеси в камере сгорания генератора газового потока.

Заявленный технический результат достигается за счет того, что установка для газодинамических испытаний содержит испытательную камеру с аэродинамическим соплом, источник сжатого воздуха с магистралью высокого давления, систему регулирования подачи сжатого воздуха с регулятором расхода воздуха, установленным в магистрали высокого давления, генератор газового потока с тремя входами, камерой сгорания и воспламенителем, подключенный одним из входов к магистрали высокого давления, а выходом - к входу аэродинамического сопла испытательной камеры, систему подачи топлива и систему подачи кислорода, подключенные каждая к своему входу генератора газового потока через регуляторы расхода, причем регулятор расхода воздуха выполнен в виде управляемого редукционного клапана и расходного критического сопла, установленного в магистрали высокого давления между редукционным клапаном и генератором газового потока, а система регулирования подачи сжатого воздуха имеет пневморедуктор, регулируемый клапан и ресивер, подключенный к полости управления редукционного клапана и связанный с атмосферой через управляемый клапан, при этом генератор газового потока снабжен сверхзвуковым двухступенчатым эжектором, имеющим центрально расположенный канал активной среды первой ступени с сверхзвуковым соплом и камерой смешения первой ступени, подключенный входом к магистрали высокого давления, концентрично ему расположенный кольцевой коллектор пассивной среды, подключенный входом к системе подачи кислорода, а кольцевым каналом пассивной среды - к камере смешения первой ступени, и концентрично кольцевому каналу пассивной среды расположенные кольцевой коллектор и кольцевой канал активной среды второй ступени, сообщенный с камерой смешения второй ступени, причем кольцевой коллектор второй ступени подключен входом к системе подачи топлива, в кольцевом канале активной среды второй ступени установлено сверхзвуковое сопло, камера смешения второй ступени сообщена с камерой сгорания, канал активной среды первой ступени снабжен плазменным подогревателем, а кольцевой коллектор пассивной среды - испарителем с теплообменником.

Установка может быть снабжена системой принудительного охлаждения с рубашками охлаждения камеры смешения второй ступени, камеры сгорания и аэродинамического сопла, подключенной к теплообменнику испарителя.

Существенность отличительных признаков установки для газодинамических испытаний подтверждается тем, что только совокупность всех конструктивных признаков, описывающая изобретение, позволяет достигнуть технического результата изобретения - оптимизации параметров газового потока, подаваемого в аэродинамическое сопло, путем качественного регулирования состава и гомогенизации топливовоздушной смеси в камере сгорания генератора газового потока.

Существо изобретения поясняется чертежом, на котором представлена общая схема установки для газодинамических испытаний.

Установка для газодинамических испытаний содержит испытательную камеру 1 с аэродинамическим соплом 2, источник 3 сжатого воздуха с магистралью 4 высокого давления, систему 5 регулирования подачи сжатого воздуха с регулятором 6 расхода воздуха, установленным в магистрали 4 высокого давления, генератор 7 газового потока с тремя входами 8, 9 и 10, камерой сгорания 11 и воспламенителем 12, подключенный одним из входов 8 к магистрали 4 высокого давления, а выходом 13 - к входу аэродинамического сопла 2 испытательной камеры 1.

Установка имеет систему 14 подачи кислорода, подключенную к входу 9 генератора 7 газового потока через регулятор 15 расхода кислорода, и систему 16 подачи топлива, подключенную к входу 10 генератора 7 газового потока через регулятор 17 расхода топлива.

Регулятор 6 расхода воздуха выполнен в виде управляемого редукционного клапана 18 и расходного критического сопла 19, установленного в магистрали 4 высокого давления между редукционным клапаном 18 и генератором 7 газового потока, а система 5 регулирования подачи сжатого воздуха имеет источник 20 давления нейтрального газа, пневморедуктор 21, регулируемый клапан 22 и ресивер 23, подключенный к полости управления редукционного клапана 18 и связанный с атмосферой через управляемый клапан 24.

В генераторе 7 газового потока установлен сверхзвуковой двухступенчатый эжектор 25, имеющий центрально расположенный канал 26 активной среды первой ступени с сверхзвуковым соплом 27 и камерой 28 смешения первой ступени, подключенный входом 8 к магистрали 4 высокого давления. Концентрично каналу 26 активной среды первой ступени расположен кольцевой коллектор 29 пассивной среды, подключенный входом к системе 14 подачи кислорода, а кольцевым каналом 30 пассивной среды - к камере 28 смешения первой ступени.

Кольцевой коллектор 31 и кольцевой канал 32 активной среды второй ступени расположены концентрично кольцевому каналу 30 пассивной среды, кольцевой канал 32 сообщен с камерой 33 смешения второй ступени, кольцевой коллектор 31 второй ступени подключен входом к системе 16 подачи топлива, в кольцевом канале 32 активной среды второй ступени установлено сверхзвуковое сопло 34, камера 33 смешения второй ступени сообщена с камерой сгорания 11, канал 26 активной среды первой ступени снабжен плазменным подогревателем 35, а кольцевой коллектор 29 пассивной среды - испарителем 36 с теплообменником.

В частном случае установка может быть снабжена системой 37 принудительного охлаждения с рубашкой 38 охлаждения камеры 33 смешения второй ступени, рубашкой 39 охлаждения камеры сгорания 11 и рубашкой 40 охлаждения аэродинамического сопла 2, подключенной к теплообменнику испарителя 36. Охлаждающая среда (высокотемпературный хладагент) системы 37 принудительного охлаждения, подогретая в рубашках 38, 39, 40 охлаждения, подается к теплообменнику испарителя 36 для интенсификации процесса нагрева и испарения жидкого кислорода. После использования высокотемпературного хладагента в испарителе 36 с теплообменником для интенсификации процесса нагрева и испарения жидкого кислорода в охлажденном состоянии он из испарителя 36 с теплообменником отводится обратно в систему 37 принудительного охлаждения. Такая конструкция замкнутого цикла работы системы 37 принудительного охлаждения установки позволяет обеспечить безаварийный длительный режим работы необходимый для проведения ресурсных испытаний летательных аппаратов.

Реализация программы испытаний осуществляется с помощью блока 41 управления, подключенного к исполнительным механизмам всех элементов установки. Для запуска установки предусмотрен пусковой клапан 42.

Установка для газодинамических испытаний работает следующим образом.

Перед запуском испытательной камеры 1 управляемый редукционный клапан 18 и пневморедуктор 21 настраиваются на требуемую величину давлений в соответствии с программой испытаний. После подачи сжатого воздуха от источника 3 сжатого воздуха в магистрали высокого давления 4 и ресивере 23 создается заданное начальное давление, величина которого определена программой испытания. Также предварительно настраиваются на требуемые величины давления система 14 подачи кислорода и система 16 подачи топлива.

Для запуска генератора 7 газового потока открывается пусковой клапан 42 и сжатый воздух из магистрали 4 высокого давления через управляемый редукционный клапан 18 и расходное критическое сопло 19 подается в канал 26 активной среды первой ступени сверхзвукового двухступенчатого эжектора 25, в котором осуществляется его нагрев до требуемой температуры плазменным подогревателем 35. Далее поток сжатого воздуха высокого давления расширяется в сверхзвуковом сопле 27, расположенном на выходе из канала 26 активной среды первой ступени, приобретая высокий импульс и кинетическую энергию до заданного числа Маха в выходном сечении, совпадающим с сечением входа в камеру 28 смешения первой ступени эжектора 25.

Криогенный жидкий кислород из системы 14 подачи кислорода через регулятор 15 расхода кислорода подается на вход 9 кольцевого коллектора 29 пассивной среды и поступает в расположенный в нем испаритель 36 с теплообменником. После нагрева и испарения жидкий кислород в газообразном состоянии из испарителя 36 с теплообменником направляется в кольцевой канал 30 пассивной среды первой ступени концентричный каналу 26 активной среды первой ступени. Выходные сечения сверхзвукового сопла 27 и кольцевого канала 30 совпадают с сечением входа в камеру 28 смешения первой ступени эжектора 25.

В камере 28 смешения первой ступени происходит интенсивное турбулентное перемешивание сверхзвуковой струи высокотемпературного сжатого воздуха высокого давления с дозвуковым потоком газообразного кислорода. В результате на выходе из камеры смешения первой ступени образуется дозвуковой поток равномерно смешанных газов.

Конструкция камеры 28 смешения с сужением поперечного сечения от входа к выходу обеспечивает уменьшение потерь полного давления при втекании в нее со сверхзвуковой скоростью потока сжатого воздуха вследствие отсутствия в ней застойных и отрывных зон, что повышает эффективность работы эжектора 25 в составе генератора 7 газового потока.

Полное давление газообразной смеси превышает полное давление в дозвуковом потоке газообразного кислорода на входе в камеру 28 смешения. Одной из величин, характеризующих интенсивность и равномерность процесса смешения газов в эжекторе 25, является степень сжатия - отношение полного давления смеси газов на выходе из камеры 28 смешения к полному давлению пассивной среды на входе в нее. Эта величина зависит, в числе других параметров, от отношения полных давлений и температур в потоках активной и пассивной сред, поступающих в камеру 28 смешения, и возрастает вместе с увеличением этих отношений.

Поэтому использование предварительного нагрева сжатого воздуха высокого давления плазменным подогревателем 35 способствует интенсификации процесса смешения газов. Температура газообразного кислорода, полученного испарением его криогенной жидкой фазы в испарителе 36 с теплообменником в кольцевом коллекторе 29, может быть существенно более низкой, чем температура газообразного кислорода, который подавался бы непосредственно из баллонов, в которых он находился, через вход 9 в кольцевой коллектор 29 пассивной среды. Применение такой конструктивной схемы первой ступени эжектора 25 с испарением криогенной жидкой пассивной среды также повышает ее эффективность при смешении газов.

Из камеры 28 смешения первой ступени поток равномерно перемешанных газообразных воздуха и кислорода в виде гомогенной (однородной) смеси газов поступает на вход камеры 33 смешения второй ступени эжектора 25.

Требуемый расход активной среды второй ступени эжектора 25 - газообразного углеводородного топлива из системы 16 подачи топлива через регулятор 17 расхода топлива подается на вход 10 кольцевого коллектора 31 активной среды второй ступени, концентричного каналу 30 пассивной среды, и из него втекает в кольцевой канал 32 активной среды второй ступени эжектора 25. Далее поток газообразного углеводородного топлива расширяется до заданного числа Маха в сверхзвуковом кольцевом сопле 34, расположенном на выходе из кольцевого канала 32 активной среды второй ступени. Сверхзвуковой поток газообразного углеводородного топлива с высоким импульсом и кинетической энергией из сопла 34 подается в камеру 33 смешения второй ступени эжектора 25.

Выходные сечения кольцевого сверхзвукового сопла 34 активной среды второй ступени и камеры смешения 28 первой ступени эжектора 25 совпадают с сечением входа в камеру 33 смешения второй ступени эжектора 25. Выход из камеры 33 смешения второй ступени является входом в камеру сгорания 11 генератора 7 газового потока.

В камере 33 смешения второй ступени эжектора 25 продолжается дальнейшее интенсивное турбулентное смешение сверхзвуковой струи активной среды - газообразного углеводородного топлива с дозвуковым потоком ранее равномерно перемешанных в камере 28 смешения первой ступени эжектора 25 газообразных воздуха и кислорода.

Подача сверхзвуковой газовой струи активной среды второй ступени из сверхзвукового кольцевого сопла 34 в камеру 33 смешения по периферии ее боковой поверхности образует кольцевое сверхзвуковое течение, внутри которого находится дозвуковой поток воздушно-кислородной газовой смеси, истекающей из камеры 28 смешения первой ступени эжектора 25. Это способствует эжектированию низконапорного потока воздушно-кислородной газовой смеси с большей полнотой и интенсифицирует процесс смешения газовых потоков в камере смешения 33 второй ступени эжектора 25.

Объединение камер смешения первой и второй ступеней эжектора 25 в одну двухкаскадную камеру и использование концентричных один другому кольцевого канала 30 пассивной среды и каналов 26 и 32 двух ступеней эжектора 25 обеспечивает сокращение его осевых габаритов.

В результате процесса окончательного интенсивного смешения расходов всех трех компонентов в камере 33 смешения второй ступени эжектора 25 на выходе из нее формируется равномерно перемешанная газообразная гомогенная (однородная) топливовоздушная смесь кислорода и топлива в потоке сжатого воздуха. Дозвуковой поток топливовоздушной смеси из камеры 33 смешения подается в камеру сгорания 11 генератора 7 газового потока.

Процесс горения топливовоздушной смеси в камере сгорания 11 инициируется воспламенителем 12, расположенным на входе в камеру сгорания 11. В процессе гомогенного горения топливовоздушной смеси при высоком значении полноты сгорания и равномерном распределении поля температур по объему камеры сгорания 11, обеспеченных качественным смесеобразованием подготовленной топливовоздушной смеси в эжекторе 25, происходит существенное возрастание давления и температуры продуктов сгорания. Истечение продуктов сгорания через сверхзвуковое аэродинамическое сопло 2, расположенное на выходе камеры сгорания 11, позволяет получить в выходном сечении сопла 2, находящемся в испытательной камере 1, высокоэнтальпийный сверхзвуковой поток газа с равномерным распределением полей температур и скоростей по поперечному сечению сверхзвуковой струи.

Основным фактором для моделирования реальных параметров набегающего на летательный аппарат потока является расход подаваемого в сверхзвуковой двухступенчатый эжектор 25 сжатого воздуха. Это определяется тем, что продукты сгорания в виде высокоэнтальпийного газового потока, направляемые в испытательную камеру 1 из аэродинамического сопла 2, должны содержать такое же массовое или объемное содержание кислорода, что и в окружающей летательного аппарат атмосфере, параметры которой изменяются при переменных скоростях и высотах полета летательного аппарата. Поэтому регулирование и подача расхода сжатого воздуха в канал 26 активной среды первой ступени эжектора 25 требует постоянной регистрации и автоматической корректировки в процессе проведения испытаний.

Подача сжатого воздуха в канал 26 активной среды первой ступени эжектора 25 осуществляется следующим образом. Из источника сжатого воздуха 3 по магистрали 4 высокого давления воздушный поток поступает в управляемый редукционный клапан 18, а из него - в расходное критическое сопло 19, в котором выполняется измерение давлений на входе и выходе сопла 19 и полной температуры. По результатам измерений автоматически определяется величина расхода сжатого воздуха.

Изменение расхода сжатого воздуха через регулятор 6 расхода воздуха осуществляется системой 5 регулирования подачи сжатого воздуха по команде блока управления 41. Для повышения расхода сжатого воздуха ресивер 23 через пневморедуктор 21 и регулируемый клапан 22 подключается к источнику 20 давления нейтрального газа, а для снижения расхода сжатого воздуха ресивер 23 через управляемый клапан 24 подключается к атмосфере для сброса избытка давления нейтрального газа.

Изменение расхода пассивной среды - криогенного жидкого кислорода, поступающего из системы 14 подачи кислорода в коллектор 29 первой ступени эжектора 25, осуществляется регулятором 15 расхода кислорода.

Изменение расхода активной среды второй ступени эжектора 25 - газообразного углеводородного топлива, поступающего из системы 16 подачи топлива в кольцевой коллектор 31 второй ступени эжектора 25, осуществляется регулятором 17 расхода топлива.

Диапазоны изменения требуемых расходов этих компонентов определяются программой испытаний. Поэтому характеристики регуляторов 15, 17 расхода должны обеспечить регулирование во всем диапазоне величины расхода, заданном программой испытаний.

При проведении высотных испытаний на наземных установках для воспроизведения параметров набегающего на летательный аппарат в испытательной камере 1 потока, моделирующего полетные условия, требуется соблюдение такого соотношения величин расхода трех компонентов (топлива, кислорода и сжатого воздуха), подаваемых в генератор 7 газового потока, чтобы полная температура продуктов сгорания в камере сгорания 11 генератора 7 газового потока точно соответствовала полетным условиям и чтобы процентное содержание кислорода в нагретых продуктах сгорания соответствовало содержанию кислорода в атмосферном воздухе.

С этой целью для определения требуемых расходов компонентов, подаваемых в генератор 7 газового потока, используется программа для ЭВМ (В.Ю. Александров, Д.С. Мосеев, Д.Н. Кузьмичев, Э.Р. Бикметов. «Программа расчета параметров газа огневого подогревателя» («VH6»). Свидетельство о гос. регистрации RU 2018612387, 2018), реализуемая блоком 41 управления.

Автоматическая регулировка обеспечивает бесперебойную подачу требуемых расходов всех компонентов в камеры 28, 33 смешения первой и второй ступеней эжектора 25 и потом в камеру сгорания 11 в нужной последовательности.

После проведения испытаний отключение подачи используемых веществ происходит в следующем порядке: сначала отключается подача газообразного углеводородного топлива, затем подача кислорода, а после отключается подача сжатого воздуха.

Представленная схема установки для газодинамических испытаний позволяет проводить высотные испытания различного типа двигателей, интегрированных с летательным аппаратом, при воспроизведении оптимальных параметров потока воздуха в испытательной камере, максимально приближенных к полетным условиям.

Также существует возможность обеспечить длительный режим работы установки, необходимый для проведения ресурсных испытаний двигателей летательных аппаратов при воспроизведении условий вдоль различной траектории с изменением высоты и скорости полета.

Таким образом, техническое решение обеспечивает равномерное распределение частиц кислорода и топлива в потоке сжатого воздуха, подаваемого в камеру сгорания, за счет оптимизации параметров газового потока, подаваемого в аэродинамическое сопло, путем качественного регулирования состава и гомогенизации топливовоздушной смеси в камере сгорания генератора газового потока.

1. Установка для газодинамических испытаний, содержащая испытательную камеру с аэродинамическим соплом, источник сжатого воздуха с магистралью высокого давления, систему регулирования подачи сжатого воздуха с регулятором расхода воздуха, установленным в магистрали высокого давления, генератор газового потока с тремя входами, камерой сгорания и воспламенителем, подключенный одним из входов к магистрали высокого давления, а выходом - к входу аэродинамического сопла испытательной камеры, систему подачи топлива и систему подачи кислорода, подключенные каждая к своему входу генератора газового потока через регуляторы расхода, причем регулятор расхода воздуха выполнен в виде управляемого редукционного клапана и расходного критического сопла, установленного в магистрали высокого давления между редукционным клапаном и генератором газового потока, а система регулирования подачи сжатого воздуха имеет пневморедуктор, регулируемый клапан и ресивер, подключенный к полости управления редукционного клапана и связанный с атмосферой через управляемый клапан, отличающаяся тем, что генератор газового потока снабжен сверхзвуковым двухступенчатым эжектором, имеющим центрально расположенный канал активной среды первой ступени со сверхзвуковым соплом и камерой смешения первой ступени, подключенный входом к магистрали высокого давления, концентрично ему расположенный кольцевой коллектор пассивной среды, подключенный входом к системе подачи кислорода, а кольцевым каналом пассивной среды - к камере смешения первой ступени, и концентрично кольцевому каналу пассивной среды расположенные кольцевой коллектор и кольцевой канал активной среды второй ступени, сообщенный с камерой смешения второй ступени, причем кольцевой коллектор второй ступени подключен входом к системе подачи топлива, в кольцевом канале активной среды второй ступени установлено сверхзвуковое сопло, камера смешения второй ступени сообщена с камерой сгорания, канал активной среды первой ступени снабжен плазменным подогревателем, а кольцевой коллектор пассивной среды - испарителем с теплообменником.

2. Установка по п. 1, отличающаяся тем, что снабжена системой принудительного охлаждения с рубашками охлаждения камеры смешения второй ступени, камеры сгорания и аэродинамического сопла, подключенной к теплообменнику испарителя.