JPH09196807A - Nozzle for shock tunnel - Google Patents
Nozzle for shock tunnelInfo
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- JPH09196807A JPH09196807A JP8004697A JP469796A JPH09196807A JP H09196807 A JPH09196807 A JP H09196807A JP 8004697 A JP8004697 A JP 8004697A JP 469796 A JP469796 A JP 469796A JP H09196807 A JPH09196807 A JP H09196807A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、空力加熱等の試験
を行うための極超音速流を発生させる高エンタルピー衝
撃風洞（以下、単に衝撃風洞という）において、極超音
速流を発生させる衝撃風洞のノズル部最上流に、極低温
流体で冷却されるノズルスロートを設けた衝撃風洞用ノ
ズルに関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a high enthalpy impact wind tunnel (hereinafter simply referred to as an impact wind tunnel) for generating a hypersonic flow for testing aerodynamic heating or the like, and an impact wind tunnel for generating a hypersonic flow. The nozzle for the impact wind tunnel in which a nozzle throat cooled by a cryogenic fluid is provided in the uppermost stream of the nozzle part.
【０００２】[0002]
【従来の技術】後端部に圧縮空気を作用させ、圧縮管内
を高速で移動するピストンの前方の圧縮管内に、ヘリウ
ム等の作動ガスの高圧状態を作り出し、この作動ガスの
高圧状態を保持する隔膜等を、瞬時に破砕することによ
り発生する衝撃波管内の衝撃波により、作動ガスを加
圧、加熱し、高温、高圧のよどみ点状態を作り、このよ
どみ点状態を使って、試験を行うためのマッハ数５．０
〜１０．０、３００℃、１０Ｐａ程度の極超音速流を発
生させるようにした衝撃風洞が、従来から使用されてい
る。2. Description of the Related Art A compressed air is applied to a rear end portion of the piston to create a high pressure state of a working gas such as helium in a compression pipe in front of a piston moving at a high speed in the compression pipe and maintain the high pressure state of the working gas. Shock wave generated by instantly crushing a diaphragm, etc.The shock wave in the tube pressurizes and heats the working gas to create a high temperature and high pressure stagnation point condition, and to perform a test using this stagnation point condition. Mach number 5.0
An impact wind tunnel adapted to generate a hypersonic flow of about 10.0, 300 ° C., and 10 Pa has been conventionally used.
【０００３】このような衝撃風洞は、図２の模式図で示
すように、圧縮空気槽１、圧縮管２、高圧隔膜部３、衝
撃波管４、低圧隔膜部５、および測定部６からなり、宇
宙往還機開発等に必要とする極超音速の気流を生成する
ため、圧縮空気槽１に貯留された圧縮空気を後端部に作
用させ、圧縮管２内を高速で走行するピストン８によ
り、ピストン８の前方の圧縮管２内に封入された作動ガ
スを圧縮した後、高圧隔膜部３に張設された隔膜を瞬時
に破砕することにより、衝撃波管４に衝撃波を発生さ
せ、この衝撃波の衝撃波管４内での進行、および衝撃波
管４前端での反射により、作動ガスを加圧、加熱し、衝
撃波管４の前端部の低圧隔膜部５に、３０００°Ｋ，１
０００Ｐａ程度の高温、高圧のよどみ点状態の気体を発
生させる。As shown in the schematic view of FIG. 2, such an impact wind tunnel comprises a compressed air tank 1, a compression tube 2, a high pressure diaphragm section 3, a shock wave tube 4, a low pressure diaphragm section 5, and a measuring section 6. In order to generate a hypersonic air flow required for space shuttle development, etc., the compressed air stored in the compressed air tank 1 is caused to act on the rear end, and the piston 8 traveling at high speed in the compression pipe 2 After compressing the working gas enclosed in the compression tube 2 in front of the piston 8, the diaphragm stretched over the high-pressure diaphragm 3 is instantly crushed to generate a shock wave in the shock tube 4, and the shock wave The working gas is pressurized and heated by the progress in the shock wave tube 4 and the reflection at the front end of the shock wave tube 4, and the low pressure diaphragm portion 5 at the front end portion of the shock wave tube 4 receives 3000 ° K, 1.
A gas in a stagnation point state of high temperature and high pressure of about 000 Pa is generated.
【０００４】このよどみ点状態の気体が発生した時点
で、低圧隔膜部５に張設された隔膜を破砕することによ
り、ノズル部７に流出したよどみ点状態の気体は、断熱
膨張して加速され、測定部６に設置された空力模型９の
周辺には、マッハ数５．０〜１０．０、３００℃、１０
Ｐａ程度の試験を行うための極超音速流を発生させるこ
とができる。また、このような衝撃風洞は、３００ｍ／
ｓ程度の高速で走行するピストン８の走行時の、風洞本
体１０、支持装置、及びその基礎への過大な負荷を避け
るべく、風洞本体１０を固定せず、下端部にローラ１１
を設け、軸方向に、衝撃風洞全体を移動可能にしたスラ
イド支持方式にすることが行われている。When the gas in the stagnation point state is generated, by crushing the diaphragm stretched over the low pressure diaphragm section 5, the gas in the stagnation point state flowing out to the nozzle section 7 is adiabatically expanded and accelerated. , Around the aerodynamic model 9 installed in the measurement unit 6, Mach number of 5.0 to 10.0, 300 ℃, 10
It is possible to generate a hypersonic flow for performing a test of about Pa. In addition, such an impact wind tunnel is 300 m /
In order to avoid an excessive load on the wind tunnel body 10, the supporting device, and the foundation thereof when the piston 8 traveling at a high speed of about s, the wind tunnel body 10 is not fixed and the roller 11 is attached to the lower end portion.
Is provided, and a slide support system is adopted in which the entire impact wind tunnel is movable in the axial direction.
【０００５】また、衝撃波管４内に発生させた衝撃波に
より、作動ガスを加圧、加熱し、高温、高圧のよどみ点
状態が作られる低圧隔膜部５と、よどみ点状態の気体を
加速して極超音速流を発生させるノズル部７との間、す
なわち、ノズル部７の最上流部には、図３に示すよう
に、測定部６に発生させるマッハ数に対応するスロート
形状が、軸方向に貫通させた軸対称の貫通孔の内周面に
形成された、円筒状のノズルスロート１２が設けられて
いる。このようなノズルスロート１２としては、例え
ば、米国カリフォルニア工科大学所有の風洞（Ｔ５）に
使用されている図４に示すようなものが、従来から使用
されている。The shock wave generated in the shock tube 4 pressurizes and heats the working gas to accelerate the stagnation gas and the low-pressure diaphragm 5 which creates a stagnation condition of high temperature and high pressure. As shown in FIG. 3, a throat shape corresponding to the Mach number generated in the measurement unit 6 is formed in the axial direction between the nozzle unit 7 that generates a hypersonic flow, that is, in the most upstream part of the nozzle unit 7. A cylindrical nozzle throat 12 is provided on the inner peripheral surface of an axially symmetric through hole that is penetrated through. As such a nozzle throat 12, for example, the one shown in FIG. 4 used in a wind tunnel (T5) owned by California Institute of Technology in the United States has been conventionally used.
【０００６】すなわち、このようなノズルスロート１２
は、前述したように、高温・高圧のよどみ点状態に近い
気体が内周面を通過するため、超高温気流に耐える、例
えばＭ0 ，Ｗ等の高融点材料を使用した一体化されたも
のが使用されている。また、衝撃風洞は、気流持続時間
が大変短く、試験時間が約２ミリ秒程度と短いため、ノ
ズルスロート１２は高温・高速の高エンタルピーの気流
に曝されるにも拘わらず、従来強制冷却等を行うように
はされていない。That is, such a nozzle throat 12
As described above, the gas close to the stagnation point of high temperature and high pressure passes through the inner peripheral surface, and therefore is resistant to the ultra-high temperature air flow, and is integrated using a high melting point material such as M 0 or W. Is used. Moreover, since the impact wind tunnel has a very short air flow duration and a short test time of about 2 milliseconds, the nozzle throat 12 is exposed to a high-temperature, high-speed, high-enthalpy air flow, but conventionally forced cooling or the like is required. Is not supposed to do.
【０００７】このため、ノズルスロート１２の表面部の
深さ０．２〜０．３ｍｍのみが融点近くまで加熱され、
損傷することがあり、風洞性能はノズルスロートの融点
で制限されている。すなわち、ノズルスロート１２の形
状は、前述したように、衝撃風洞で発生させる極超音速
流のマッハ数を一義的に決定するものであり、ノズルス
ロートの形状を形成する表面部の高温化による損傷は衝
撃風洞の性能を劣化させるものとなり、衝撃風洞の性能
は、ノズルスロート１２材料自体が有する材料特性（温
度伝導率、融点）のみに制約されるといっても良いもの
である。また、ノズルスロート１２が融点以下の制限内
で使用されている場合においても、ノズルスロート１２
の交換頻度が高くなり、この交換に時間を要し、風洞運
転効率が劣化するという不具合もある。Therefore, only the surface depth of the nozzle throat 12 of 0.2 to 0.3 mm is heated to near the melting point,
Can be damaged and wind tunnel performance is limited by the melting point of the nozzle throat. That is, as described above, the shape of the nozzle throat 12 uniquely determines the Mach number of the hypersonic flow generated in the impact wind tunnel, and the surface portion forming the shape of the nozzle throat is damaged by high temperature. Will deteriorate the performance of the shock wind tunnel, and the performance of the shock wind tunnel may be limited only by the material properties (temperature conductivity, melting point) of the nozzle throat 12 material itself. Even when the nozzle throat 12 is used within the limit of the melting point or less, the nozzle throat 12
However, there is also a problem that the replacement frequency becomes high, the replacement takes time, and the wind tunnel operating efficiency deteriorates.
【０００８】このため、高温の気体に曝らされても損傷
が生じることがなく、また交換頻度を少くできるノズル
スロート１２とするための各種材料、すなわち高温の気
体に曝され高温化する部分の熱を他の部分へ速やかに移
すため、Ｃｕ並の温度伝導率を有し、しかも容易に融解
しないＷ並の融点を持ち、短時間、高エンタルピーの気
流に曝らされても損傷しない材料、例えばＷ系合金、Ｃ
ｕ系合金、Ｍｏ系合金が試験されているが、どれも十分
な性能が発揮されず、現状では、衝撃風洞の性能および
運転効率は、ノズルスロート１２の耐熱性が決めるもの
となっている。For this reason, various materials for forming the nozzle throat 12 are not damaged even when exposed to high-temperature gas, and the frequency of replacement can be reduced, that is, the parts that are exposed to high-temperature gas and heat up. A material that has a thermal conductivity similar to that of Cu because it quickly transfers heat to other parts, has a melting point similar to W that does not melt easily, and is not damaged even when exposed to a high enthalpy air flow for a short time, For example, W alloy, C
Although u-based alloys and Mo-based alloys have been tested, none of them have exhibited sufficient performance, and at present, the heat resistance of the nozzle throat 12 determines the performance and operation efficiency of the impact wind tunnel.
【０００９】[0009]
【発明が解決しようとする課題】本発明は、より高温・
高速の気流、すなわち、より高エンタルピーの気流にも
損傷することなく耐え、衝撃風洞を長期間にわたり高性
能に維持できるノズルスロートを、最上流部に具える衝
撃風洞用ノズルの提供を課題とする。DISCLOSURE OF INVENTION Problems to be Solved by the Invention
It is an object to provide a nozzle for an impact wind tunnel that has a nozzle throat that can withstand a high-speed air flow, that is, an air flow with a higher enthalpy without being damaged, and that can maintain the impact wind tunnel with high performance for a long period of time in the most upstream part. .
【００１０】[0010]
【課題を解決するための手段】このため、本発明の衝撃
風洞用ノズルは、次の手段とした。 （１）材料自体は従来から使用されているＭｏ系、Ｗ
系、Ｃｕ系の材料を用いて、軸方向に貫通させた軸対称
の貫通孔の内周面に、試験を行うマッハ数の極超音速を
発生させるためのスロート形状を形成したスロート材を
設けた。 （２）スロート材の外周囲の間に、ＬＮ2 ，ＬＨ2 ，Ｌ
Ｈｅ等の極低温冷媒を流す通路となる、ジャケットを形
成した冷却カバを設けた。 （３）スロート材および冷却カバとからなるノズルスロ
ートを、高温状態の気体が通過するノズル部の最上流に
設けた。Therefore, the nozzle for impact wind tunnel of the present invention has the following means. (1) The material itself is Mo type, W
, Cu-based material is used to provide a throat material with a throat shape for generating hypersonic velocity of Mach number to be tested on the inner peripheral surface of an axially symmetric through-hole that penetrates in the axial direction. It was (2) LN 2 , LH 2 , L between the outer periphery of the throat material
A jacket-formed cooling cover was provided as a passage through which a cryogenic refrigerant such as He flows. (3) The nozzle throat including the throat material and the cooling cover is provided at the uppermost stream of the nozzle portion through which the gas in the high temperature passes.
【００１１】本発明の衝撃風洞用ノズルは、極超音速流
を発生させるノズル部の最上流側のノズルスロートを、
上述（１），（２）の手段にしたことにより、高エンタ
ルピーの気流が内周面を流れるノズルスロートは、極低
温冷媒によって冷却されることにより、スロート材内周
面部が融点に達するに必要な熱量を、数式１で算出され
るように増加させることができ、より高エンタルピーの
気流を流すことができ、風洞性能を向上させることがで
きる。The impact wind tunnel nozzle according to the present invention has a nozzle throat on the most upstream side of the nozzle section for generating a hypersonic flow,
By adopting the above-mentioned means (1) and (2), the nozzle throat in which a high-enthalpy airflow flows through the inner peripheral surface is required to reach the melting point of the inner peripheral surface portion of the throat material by being cooled by the cryogenic refrigerant. The amount of heat can be increased as calculated by Equation 1, a higher enthalpy airflow can be passed, and the wind tunnel performance can be improved.
【００１２】[0012]
【数１】 [Equation 1]
【００１３】すなわち、純Ｍｏをノズルスロート材とし
て使用した場合、従来融点にまで加熱するに必要であっ
た熱量が、 Ｔｏ＝２９８°Ｋ（室温） Ｔｍ＝２８９４°Ｋ ｑ0 ＝ρ・Ｃｐ・Ｖ・（２８９４−２９８） ＝２５９６・ρ・Ｃｐ・Ｖ であったものが、スロート材を、例えば液体窒素ＬＮ2
で冷却するようにした本発明の場合、 Ｔｏ＝７７°Ｋ Ｔｍ＝２８９４°Ｋ ｑI ＝ρ・Ｃｐ・Ｖ・（２８９４−７７） ＝２８１７・ρ・Ｃｐ・Ｖ となり、融点まで加熱するために必要な熱量は、 ｑI ／ｑo ≒１．１ となり、加熱量を１．１倍に上げることができる。That is, when pure Mo is used as the nozzle throat material, the amount of heat conventionally required to heat to the melting point is: To = 298 ° K (room temperature) Tm = 2894 ° K q 0 = ρ · Cp · V · (2894-298) = 2596 · ρ · Cp · V was used for the throat material, for example, liquid nitrogen LN 2
In the case of the present invention which is adapted to cool, To = 77 ° K Tm = 2894 ° K q I = ρ · Cp · V · (2894-77) = 2817 · ρ · Cp · V becomes, for heating up to the melting point The amount of heat required for the heating is q I / q o ≈1.1, and the amount of heating can be increased 1.1 times.
【００１４】このことは、逆にスロート材の温度を液体
窒素ＬＮ2 等の極低温の冷媒により下げてから高エンタ
ルピー気流を流すことにより、スロート材内周面部が融
点まで上昇する温度差を、室温のスロート材の温度にし
た場合より約２００Ｋだけ大きくすることができる。This means that the temperature difference of the inner peripheral surface of the throat material rises to the melting point by lowering the temperature of the throat material with a cryogenic refrigerant such as liquid nitrogen LN 2 and then flowing a high enthalpy airflow. It can be increased by about 200 K more than when the temperature of the throat material is room temperature.
【００１５】[0015]
【発明の実施の形態】以下、本発明の衝撃風洞用ノズル
の実施の一形態を図面にもとづき説明する。図１は本発
明の衝撃風洞用ノズルの実施の第１形態を示す縦断面図
である。BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION An embodiment of a shock wind tunnel nozzle according to the present invention will be described below with reference to the drawings. FIG. 1 is a longitudinal sectional view showing a first embodiment of an impact wind tunnel nozzle according to the present invention.
【００１６】高エンタルピーの気流Ｆが流入するノズル
部７の最上流には、図に示すようなノズルスロート１６
が設けられる。ノズルスロート１６は、軸心方向に貫通
孔があけられ、貫通孔の内周面に極超音速流を発生させ
るためのスロート形状が形成され、従来ノズルスロート
と同様なモリブデン（Ｍｏ）系材料、又はタングステン
（Ｗ）系材料、又はカッパ（Ｃｕ）系材料を用いて形成
されたスロート材１３と、スロート材１３を極低温の冷
媒、例えば液体窒素（ＬＮ2 ）、液体水素（ＬＨ2 ）、
または液体ヘリウム（ＬＨｅ）により冷却するため、極
低温冷媒を流すためスロート材１３の外周面との間に極
低温流体通路１４を形成する冷却カバ１５とからなる。In the uppermost stream of the nozzle portion 7 into which the high enthalpy airflow F flows, the nozzle throat 16 as shown in the figure is provided.
Is provided. The nozzle throat 16 has a through hole formed in the axial direction, and a throat shape for generating a hypersonic flow is formed on the inner peripheral surface of the through hole. The nozzle throat 16 has a molybdenum (Mo) -based material similar to the conventional nozzle throat, Alternatively, the throat material 13 formed of a tungsten (W) -based material or a kappa (Cu) -based material, and the throat material 13 is a cryogenic refrigerant such as liquid nitrogen (LN 2 ), liquid hydrogen (LH 2 ),
Alternatively, since it is cooled by liquid helium (LHe), it comprises a cooling cover 15 which forms a cryogenic fluid passage 14 between the cryogenic fluid and the outer peripheral surface of the throat material 13 for flowing the cryogenic refrigerant.
【００１７】本実施の形態の衝撃風洞用ノズルは、上述
の構成のノズルスロート１６を、図３に示すノズル部７
の最上流に設けることにより、高エンタルピーの気流Ｆ
が内周面を流れるスロート材１３は、極低温流体通路１
４を流れる極低温冷媒によって冷却されることにより、
スロート材１３内周面部が融点に達するに必要な熱量を
数式１で算出されるように増加させることができる。The impact wind tunnel nozzle according to the present embodiment includes the nozzle throat 16 having the above-described structure and the nozzle portion 7 shown in FIG.
Highest enthalpy air flow F
The throat material 13 flowing on the inner peripheral surface of the
By being cooled by the cryogenic refrigerant flowing through 4,
The amount of heat required to reach the melting point of the inner peripheral surface portion of the throat member 13 can be increased as calculated by Equation 1.
【００１８】これにより、高エンタルピーの気流をノズ
ルスロート１６を損うことなく流すことができ、風洞性
能を向上させることができるとともに、ノズルスロート
１６の交換による運転効率の低下を防止することができ
る。As a result, a high enthalpy airflow can be passed without damaging the nozzle throat 16, the wind tunnel performance can be improved, and a decrease in operating efficiency due to replacement of the nozzle throat 16 can be prevented. .
【００１９】[0019]
【発明の効果】以上説明したように、本発明の衝撃風洞
用ノズルによれば、特許請求の範囲に示す構成により、 （１）ノズルスロートを、低温流体（ＬＨ2 、ＬＨｅ、
ＬＮ2 ）で冷却した状態で風洞試験を行い、ノズルの融
点までの温度上昇分を増加させることができ、この分だ
け気流エンタルピーを高エンタルピーとすることがで
き、風洞運転領域を、より高マッハ数域まで上げること
ができて、風洞性能を上げることが可能となる。 （２）ノズルスロート寿命が向上し、現状で１０ショッ
トでノズルスロートを交換しているものが、２０ショッ
トの交換で良くなり、ノズルスロートの交換のために必
要としていた、風洞の停止時間を短縮でき、風洞運転効
率を高めることができる。As described above, according to the nozzle for impact wind tunnel of the present invention, the nozzle throat has a low temperature fluid (LH 2 , LHe,
The air tunnel enthalpy can be increased by this amount by increasing the temperature rise up to the melting point of the nozzle by conducting a wind tunnel test in a state of being cooled by LN 2 ). It is possible to raise it to several ranges and improve the wind tunnel performance. (2) The life of the nozzle throat has been improved, and it is now possible to replace the nozzle throat with 10 shots, but it is improved with 20 shots, and the stop time of the wind tunnel required for replacing the nozzle throat is shortened. It is possible to improve the wind tunnel operating efficiency.
【図１】本発明の衝撃風洞用ノズルの実施の第１形態を
示す縦断面図、FIG. 1 is a vertical sectional view showing a first embodiment of an impact wind tunnel nozzle according to the present invention;
【図２】図１に示す衝撃風洞用ノズルを適用する衝撃風
洞の全体を示す縦断面図、FIG. 2 is a vertical cross-sectional view showing an entire impact wind tunnel to which the nozzle for impact wind tunnel shown in FIG. 1 is applied,
【図３】従来の衝撃風洞用ノズルの１列を示す縦断面
図、FIG. 3 is a vertical cross-sectional view showing one row of a conventional impact wind tunnel nozzle,
【図４】図３に示す衝撃風洞用ノズルのスロートノズル
を示す縦断面図である。FIG. 4 is a vertical sectional view showing a throat nozzle of the impact wind tunnel nozzle shown in FIG. 3.
１ 圧縮空気槽 ２ 圧縮管 ３ 高圧隔膜部 ４ 衝撃波管 ５ 低圧隔膜部 ６ 測定部 ７ ノズル部 ８ ピストン ９ 風洞模型 １０ 風洞本体 １１ ローラ １２ （従来の）ノズルスロート １３ スロート材 １４ 極低温液体通路 １５ 冷却カバ １６ ノズルスロート 1 Compressed Air Tank 2 Compression Tube 3 High Pressure Diaphragm Section 4 Shock Wave Tube 5 Low Pressure Diaphragm Section 6 Measuring Section 7 Nozzle Section 8 Piston 9 Wind Tunnel Model 10 Wind Tunnel Main Body 11 Roller 12 (Conventional) Nozzle Throat 13 Throat Material 14 Cryogenic Liquid Passage 15 Cooling cover 16 nozzle throat
Claims (1)
ら、極超音速流を発生させる衝撃風洞用ノズルにおい
て、軸方向に貫通させた軸対称の貫通孔の内周面に極超
音速流を発生させるためのスロート形状を形成したスロ
ート材と、前記スロート材の外周面との間に、極低温流
体を通過させるジャケットを形成した冷却カバとからな
るノズルスロートを、ノズル部の最上流に設けたことを
特徴とする衝撃風洞用ノズル。1. A hypersonic flow in an inner peripheral surface of an axially symmetric through hole in a nozzle for an impact wind tunnel that generates hypersonic flow from a stagnation point gas at high temperature and high pressure. A throat member formed with a throat shape for generating a throat shape, and a nozzle throat consisting of a cooling cover having a jacket for passing a cryogenic fluid between the outer peripheral surface of the throat member, and Nozzle for impact wind tunnel characterized by being provided.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8004697A JPH09196807A (en) | 1996-01-16 | 1996-01-16 | Nozzle for shock tunnel |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8004697A JPH09196807A (en) | 1996-01-16 | 1996-01-16 | Nozzle for shock tunnel |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09196807A true JPH09196807A (en) | 1997-07-31 |
Family
ID=11591091
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP8004697A Withdrawn JPH09196807A (en) | 1996-01-16 | 1996-01-16 | Nozzle for shock tunnel |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH09196807A (en) |
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