Hypersonický větrný tunel - Hypersonic wind tunnel

NASA Langley Komplex hypersonických zařízení, 1969

A hypersonický větrný tunel je navržen tak, aby generoval nadzvukový tokové pole v pracovní sekci, čímž simuluje typické tokové vlastnosti tohoto režimu proudění - včetně kompresních rázů a výrazných účinků mezní vrstvy, entropické vrstvy a viskózních interakčních zón a hlavně vysokých celkových teplot toku. Rychlost těchto tunelů se liší od Mach 5 až 15. Potřeba energie větrného tunelu se zvyšuje s průřezem, hustotou toku a je přímo úměrná třetímu výkonu zkušební rychlosti. Instalace kontinuálního větrného tunelu s uzavřeným okruhem proto zůstává nákladnou záležitostí. První souvislý aerodynamický tunel Mach 7-10 s testovacím úsekem 1 x 1 m byl naplánován v Kochel am See v Německu během druhé světové války[1] a nakonec uveden do provozu jako „tunel A“ na konci 50. let v AEDC Tullahoma, TN, USA pro instalovaný výkon 57 MW. S ohledem na tyto vysoké nároky na zařízení jsou navržena a instalována také přerušovaně provozovaná experimentální zařízení, jako jsou odkalovací aerodynamické tunely, které simulují nadzvukový tok. Hypersonický větrný tunel obsahuje ve směru proudění hlavní komponenty: uspořádání ohřívače / chladiče, sušičku, konvergentní / divergentní trysku, zkušební sekci, druhé hrdlo a difuzor. Odfukovací aerodynamický tunel má na zadním konci rezervoár s nízkým vakuem, zatímco nepřetržitě provozovaný aerodynamický tunel s uzavřeným okruhem má místo toho vysoce výkonný kompresor. Jelikož teplota klesá s rozšiřujícím se proudem, je pravděpodobné, že se stane vzduch uvnitř testovací sekce zkapalněný. Z tohoto důvodu je předehřev obzvláště kritický (tryska může vyžadovat chlazení).

Technologické problémy

Existuje několik technologických problémů při navrhování a konstrukci hyperrychlého aerodynamického tunelu:

  • dodávka vysokých teplot a tlaků po dostatečně dlouhou dobu pro provedení měření
  • reprodukce rovnovážných podmínek
  • strukturální poškození způsobené přehřátím
  • rychlé vybavení
  • energetické požadavky na provoz tunelu

Simulace průtoku rychlostí 5,5 km / s, nadmořská výška 45 km by vyžadovaly teploty tunelu až 9000 K. a tlak 3 GPa (vidět diskuse).

Horkovzdušný tunel

Jedna forma HWT je známá jako Gun Tunnel nebo Hot Shot Tunnel (až M= 27), které lze použít k analýze toků kolem balistických raket, vesmírných vozidel při vstupu do atmosféry a fyziky plazmatu nebo přenosu tepla při vysokých teplotách. Běží přerušovaně, ale má velmi nízkou dobu chodu (méně než sekundu). Způsob provozu je založen na vysoké teplotě a stlačeném plynu (vzduch nebo dusík) produkovaném v obloukové komoře a téměř vakuu v zbývající část tunelu. Oblouková komora může dosáhnout několika MPa, zatímco tlaky ve vakuové komoře mohou být až 0,1 Pa. To znamená, že tlakové poměry těchto tunelů jsou řádově 10 milionů. Také teploty horkého plynu jsou až 5 000 K. Oblouková komora je namontována v hlavni zbraně. Vysokotlaký plyn je oddělen od vakua membránou.

Před zahájením zkušebního provozu odděluje membrána stlačený vzduch od závěru hlavně hlavně. K prasknutí membrány se používá puška (nebo podobná). Stlačený vzduch proudí do závěru hlavně hlavně a nutí malý projektil k rychlé akceleraci dolů po hlavni. Ačkoli střele je zabráněno opustit hlaveň, vzduch před projektilem vystupuje nadzvukovou rychlostí do pracovní sekce. Trvání zkoušky je přirozeně extrémně krátké, takže k získání jakýchkoli smysluplných údajů je zapotřebí vysokorychlostní přístrojové vybavení.

Hypersonic Wind Tunnel Facility v Indii

ISRO zadala dvě hlavní zařízení - hypersonický větrný tunel a šokový tunel - ve Vesmírném středisku Vikram Sarabhai v rámci svého nepřetržitého a soustředěného úsilí o minimalizaci nákladů na přístup do vesmíru. Předseda ISRO A. S. Kiran Kumar uvedl, že uvedení těchto zařízení do provozu poskytne dostatečné údaje pro návrh a vývoj současných i budoucích systémů kosmické dopravy v Indii.[Citace je zapotřebí ]

MARHY, Hypersonic Wind Tunnel Facility ve Orléans FRANCE

Fotografie větrného tunelu MARHy

The MARHy Hypersonický větrný tunel s nízkou hustotou, umístěný na ICARE[2] Laboratoř ve francouzském Orléans je výzkumné pracoviště, které se ve velké míře používá pro základní a aplikovaný výzkum fluidních dynamických jevů ve zředěných stlačitelných proudech a který se aplikuje na vesmírný výzkum (kontaktujte Viviana Lago: vedoucí týmu Fast, [email protected] ). Jeho název je zkratka pro Mach Akrutý Rjsou spokojeni Hypersonic a aerodynamický tunel je pod tímto názvem zaznamenán na evropském portálu MERIL.

Viz také

externí odkazy

Reference

  1. ^ Eckardt, Dietrich: „Hypersonický větrný tunel 1x1 m Kochel / Tullahoma 1940–1960“, CEAS Space Journal, březen 2015, sv. 7, číslo 1, s. 23-36
  2. ^ ICARE Laboratory, CNRS, Orléans