Аэродинамическая труба  Т-313

Общее описание

Сверхзвуковая аэродинамическая труба периодического действия Т-313 предназначена для исследования фундаментальных и прикладных проблем аэрогазодинамики и аэрофизики, связанных с созданием перспективных сверхзвуковых летательных аппаратов. В частности, в ней проводятся исследования суммарных аэродинамических характеристик летательных аппаратов и их элементов (включая воздухозаборники), структуры обтекания, взаимодействия сверхзвуковых струй со сверхзвуковым спутным потоком, изучения течений во внутренних трактах сверх- и гиперзвуковых воздушно-реактивных двигателей и др.

Уникальность Т-313 заключается в возможности проведения аэродинамических экспериментов в широком диапазоне чисел Маха (от малых сверхзвуковых М = 1.75 до гиперзвуковых скоростей М = 7). Она оснащена омическим подогревателем мощностью 6 МВт, механическими 4-х компонентными весами, системой автоматизированного сбора данных, системой визуализации структуры течения, системой вдува воздуха высокого давления для моделирования струйных течений в сверхзвуковом потоке.

Аэродинамическая труба Т-313 позволяет проводить широкий спектр исследований газодинамической структуры сложных сверх- и гиперзвуковых течений, а именно:

  • изучение стационарных аэродинамических характеристик моделей гиперзвуковых летательных аппаратов различного назначения;
  • исследование структуры отрывных сверх- и гиперзвуковых течений с измерением распределения осредненного давления и измерения характеристик пульсаций давлений на поверхности модели;
  • измерения параметров потока в пограничном слое модели;
  • экспериментальное исследование структуры сверх- и гиперзвуковых потоков с использованием оптических методов визуализации (шлирен-визуализация оптических неоднородностей течения, метод лазерного ножа, масло-сажевая визуализация течения предельных линий тока на поверхности модели);
  • изучение интерференции скачков уплотнения;
  • исследование взаимодействия сверхзвуковых струй со сверхзвуковым спутным потоком, исследование которых необходимо для оптимизации конструкции компоновок тяжелых ракет-носителей и минимизации силовых и тепловых нагрузок на элементы конструкции;
  • изучения течений во внутренних трактах сверх- и гиперзвуковых воздушно-реактивных двигателей (ГПВРД), а также исследование проблем интеграции планера и двигательной установки перспективных летательных аппаратов, а также других актуальных задач внешней и внутренней аэрогазодинамики.

Основные параметры

Размеры рабочей части 60×60×200 см
Профилированные плоские сопла на числа Маха 1.75; 2.0; 2.25; 2.5; 2.75; 3.0; 3.5; 4.0; 5.0; 6.0; 7.0
Максимальное давление в форкамере 1.6 МПа
Диапазон чисел Рейнольдса Re1∞ (5...70)⋅106 м-1
Мощность омического подогревателя 6 МВт
Максимальная температура торможения 873°K
Скоростной напор 600…12500 кг/м2
Продолжительность испытаний до 10 мин
Неравномерность поля скоростей:
    в диапазоне М = 1.75...4.75 ≤1%
    в диапазоне М = 5...7 ≤1.5%
Угол скоса потока в зоне установки модели ≤0.5°
Уровень пульсаций массового расхода в свободном потоке 0.27...0.86% в зависимости М
Среднеквадратичная неравномерность температур торможения 1%
Диаметр боковых окон с оптическими стеклами 40 см


Виды типовых испытаний:

Вид испытания Измеряемый параметр, метод измерения, число точек и т.д.
Измерение аэродинамических сил (поляры) модели ЛА Механические весы, зависимости сx(α), сy(α), mx(α), mz(α), (диапазон углов атаки α = -3.8 … +24°)
Измерение дроссельной характеристики ПВРД Зависимости расходных характеристик модели воздухозаборника от угла атаки
Визуализация предельных линий тока на поверхности модели Саже-масляный метод визуализации предельных линий тока на поверхности модели
Визуализация обтекания модели ЛА (теневой метод) Прямотеневая или шлирен визуализация, ИАБ-451, высокоскоростная камера Phantom 310m
Дренажные измерения на поверхности модели Измерения распределения давления на поверхности модели, до 150 опрашиваемых каналов измерения
Измерения пульсаций давления на поверхности модели Измерения распределения пульсаций давления на поверхности модели, до 12 опрашиваемых каналов измерения

Измерительный комплекс

Аэродинамическая труба Т-313 оборудована четырехкомпонентными механическими весами АВ-313М для измерения сил и моментов. Штатный комплекс для автоматического сбора измеряемых давлений содержит ~150 каналов и при необходимости система измерений может быть дополнительно расширена. Для теневой визуализации течения труба оснащена прибором ИАБ-451.

Характеристики аэродинамических весов АВ-313М:

Диапазон углов атаки -3.8…24°
Минимальный шаг поворота 1°
Точность поворота ±1.5'
Сила лобового сопротивления 0…150 кг
Подъемная сила 0…500 кг
Момент тангажа 0…90 кгм
Момент крена 0…50 кгм

Установка аттестована для испытаний продукции, применяемой в области обороны и безопасности.

Стоимость проведения испытаний в Т-313 складывается из стоимости «рабочей смены» и стоимости «расходных материалов» - сжатого воздуха (до 18 атм.). Расход сжатого воздуха зависит от необходимого времени рабочего режима трубы, т.е. от количества информации, желательной к получению за один пуск трубы. Опыт эксплуатации трубы показывает, что стоимость одного пуска трубы может колебаться в диапазоне 40-60 тыс. руб. и более.

Сверхзвуковая аэродинамическая труба периодического действия Т-313 расположена на территории Института теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича СО РАН.


Примеры исследований, проведенных в Т-313 ИТПМ СО РАН

Схемы моделей гиперзвуковых летательных аппаратов,
аэродинамические характеристики которых исследовались в Т-313
Саже-масляная и теневая визуализация обтекания
воздухозаборника при М = 4




Измерения суммарных сил и расходных характеристик интегрированной конфигурации ГЛА с конвергентным воздухозаборником под поперечно-вогнутой носовой частью.




Измерения распределения давления
по тракту воздухозаборника
Определение перехода пограничного слоя
на модели с затуплением носовой части.




Разделение летательных аппаратов и аэродинамическая интерференция вблизи поверхности





Суммарные аэродинамические характеристики и визуализация течения около спускаемого аппарата EXPERT при М = 4