Аэродинамическая труба

Авторы патента:

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

ОП И САН И Е

ИЗОБРЕТЕНИЯ

К АВТОРСКОМУ СВИДЕТЕЛЬСТВУ и ц l4I67I

Союз Советских

Социалистических

Республик (61) Дополнительное к авт. свид-ву (22) Заявлено 28.02.61 (21) 699G41/40-23 с присоединением заявки № (23) Приоритет (43) Опублпкова но 30.11.78. Бюллетень № 44 (45) Дата опубликования описания 30.11.78 (51) М. Кл. -

6 01М 00

Государственный комитет (53) У, LK 629.7.018 (088.8) по делам изобретений и открытий (54) АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ТРУБА

Известны аэродинамические трубы баллонно-эжекторного типа, в которых основная часть сжатого воздуха, аккумулированного в баллонах, расходуется в последних ступенях многокаскадного эжектора.

Однако продолжительность непрерывной работы этих труб небольшая.

Предлагаемая аэродинамическая труба отличается тем, что последней ступенью эксгаустера является турбокомпрсссор, турбина которого питается сжатым воздухом из б алло и ов.

Аэродинамическая труба такой конструкции имеет увеличенную продолжительность действия при заданном расходе сжатого воздуха.

Кроме того в предлагаемой аэродинамической трубе охлажденный воздух за турбиной может отводиться в эжектор, расположенный перед турбоэксгаустером, что уменьшает работу сжатия в компрессоре тур б оэксгаустер а.

На фиг. 1 изображена схема установки турбоэксгаустера в предлагаемый аэродинамической трубе; на фиг. 2 вЂ” схема параллельного включения турбокомпрессоров; на фиг. 3 вЂ” схема последовательного включения турбокомпрессоров.

Вместо одной или двух последних ступеней эжектора в гиперзвуковых аэродинамических трубах, работающих на принципе баллонно-эжекторной схемы, устанавливается турбокомпрессор 1, в которьш воздух подается с предшествующей ступени эжектора 2 трубы. Турбина 3 турбокомпрессора работает на расширении сжатого воздуха, поступающего на ее лопатки из баллонов через регулятор 4 давления и канал 5, прп этом компрессор осуществляет

10 сисатие воздуха, выходящего из предшествующей ступени эжектора, до атмосферного давления. Отработанный воздух из-за турбины отводится по каналу 6 в эжектор, рл положенньш перед турбоэксгауcTcpoì, 15 что уменьшает работу сжатия в компрессоре турбоэксгаустера.

Вследствие более высокого коэффициента полезного действия турбокомпрессора по сравнению с эжекторамп, при одном и

20 том же расходе воздуха через аэродинамическую трубу затраты сжатого воздуха в эксгаустере описываемой схемы будут значительно меньше, чем в обычном многокаскадном эжекторе.

Предлагаемая схема может быть осуществлена, например, на базе турбокомпрессора серийного авиационного двигателя РД-3ii, у которого камеры сгорания и реактивное сопло должны быть демонтиро30 ваны и организован раздельный подвод и

14 (67 I

Фи2 g отвод воздуха для компрессора и турбины.

При необходимости увеличения степени разряжения нли производительности эксгаустера можно видоизменить предлагаемую схему путем включения в нее парал- 5 лельно (см. фиг. 2) или последовательно (см. фиг. 3) нескольких однотипных турбокомпрессоров.

При последовательной установке турбокомпрессоров необходимое согласование в 10 них расходов воздуха осуществляется дросселем 7, регулирующим полное давление воздуха перед турбиной 3 турбокомпрессора 1, а дросселем 8 или 9 поддерживается заданное давление на входе в турбоком- 15 п р ес с ор 1 О.

Система регулирования эксгаустера с одним турбокомпрессорным турбоагрегатом подобна системе регулирования обычного одноступенчатого эжектора. Режим 20 работы компрессора регулируется изменением расхода воздуха, поступающего в предшествующую ступень эжектора в качестве активного потока.

Регулируя весовой расход воздуха через компрессор и турбину, можно задавать компрессору любой предусмотренный режим его работы и, в частности, обеспечить вывод установки на ее расчетный режим без помпажа компрессора и с минимальной затратой времени.

Формула изобретения

1. Лэродинамическая труба баллонноэ>кекторного типа, отличающаяся тем, что, с целью увеличения продолжительности действия трубы при заданном расходе сжатого воздуха, в качестве последней ступени эксгаустера применен турбокомпрессор, турбина которого питается сжатым воздухом из баллонов.

2. Труба по п. 1, о тл и ч а ю щ а я с я тем, что, с целью уменьшения работы сжатия в компрессоре турбоэксгаустера, охлажденный воздух за турбиной турбоэксгаустера отбирается в расположенный перед турбоэксгаустером эжектор.

Фиг 5

Корректоры: E. Хмелева и Н. Федорова

Техред О. Тюрина

Редактор E. Месропова

Типография, пр. Сапунова, 2

Заказ 2204/1 Изд. Хг 765 Тираж 1080 Подписное

НПО Государственного комитета СССР по делам изобретений и открытий

113035, Москва, Ж-35, Раушская наб., д. 4/5

Способ определения константы скорости обмена кинетической энергией при соударении атомов и молекул // 137295

Устройство для исследования воздействия ветровых волн на модели гидротехнического сооружения // 137025

Пятикомпонентные электрические аэродинамические весы // 135345

Способ определения числа маха сверхзвукового потока // 135292

Аэродинамические весы // 135271

Устройство для дистанционного разъединения двух элементов объекта в полете при аэродинамических исследованиях // 134060

Аэродинамические весы с индукционным датчиком деформации упругих элементов // 134059

Шарнирный узел аэродинамических весов // 133763

Пятикомпонентный тензометрический прибор для исследования моделей ветроколес // 133642

Способ определения гистерезиса стационарных аэродинамических сил и моментов // 2101690

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике летательных аппаратов

Способ получения гиперзвукового потока // 2101691

Изобретение относится к способам получения в наземных условиях высокоэнергетических потоков рабочего газа, пригодных для моделирования условий гиперзвукового полета в атмосфере Земли

Устройство для угловых и линейных перемещений модели летательного аппарата в аэродинамической трубе // 2102714

Способ определения коэффициента лобового сопротивления тел // 2103666

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано для определения коэффициента лобового сопротивления тел в разреженных средах, изобретение позволяет расширить экспериментальные возможности за счет обеспечения определения коэффициента лобового сопротивления тел в свободномолекулярном потоке газовой среды

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

Датчик напряжения поверхностного трения // 2112228

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для определения напряжения трения на поверхности самолетов, судов, автомобилей и других транспортных средств и их моделей

Модель с державкой для испытаний в аэродинамических трубах на электромеханических весах // 2114409

Изобретение относится к технике и методике эксперимента в аэродинамических трубах

Способ получения гиперзвукового потока для аэродинамических исследований и устройство для его осуществления (варианты) // 2115905

Способ идентификации аэродинамических характеристик автоматически управляемых летательных аппаратов по результатам летных испытаний // 2124711

Изобретение относится к области аэрокосмической техники, а именно, к способам определения аэродинамических характеристик - зависимостей коэффициентов аэродинамических моментов от определяющих переменных: углов атаки, скольжения и углов отклонения рулей, формы указанных зависимостей и их числовых параметров

Способ и устройство для определения силы лобового сопротивления воздуха транспортному средству // 2129260

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при испытаниях транспортных средств