Измерительные приспособления, специально предназначенные для аэродинамических испытаний (G01M9/06)
G01M9/06 Измерительные приспособления, специально предназначенные для аэродинамических испытаний(170)
Изобретение относится к контрольной оснастке для проведения приемо-сдаточных испытаний лопастей несущего винта вертолета. Устройство для проведения испытаний лопастей несущего винта вертолета по определению запаса по центровке лопастей до границы изгибно-крутильного флаттера содержит основание, держатель и фиксатор, скрепленные между собой болтовым соединением.
Изобретение относится к измерительной технике, применяемой в аэродинамическом эксперименте, и предназначено для измерения сил и моментов, действующих на модели объектов, находящихся в потоке воздуха аэродинамической трубы, например модели объектов авиационной техники.
Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики летательных аппаратов. Устройство может быть использовано на обтекаемых поверхностях аэродинамической трубы, модели самолета, летательного аппарата для изучения пограничного слоя потока газа.
Изобретение относится к области экспериментальной динамической аэроупругости и касается экспериментального определения критической скорости и частоты флаттера динамически подобных моделей летательных аппаратов (ДПМ ЛА) в аэродинамических трубах (АДТ) малых скоростей с закрытой рабочей частью в условиях, близких к условиям свободного полета ЛА.
Изобретение относится к области авиационной испытательной техники, в частности к методам и средствам исследования аэромеханики и динамики полета беспилотных летательных аппаратов. При реализации способа экспериментально исследуют характеристики беспилотного летательного аппарата при заданном увеличении или снижении скорости полета, выполняя следующие операции: определяют скорость беспилотного летательного аппарата, подлежащую исследованию, путем интегрирования уравнений движения БПЛА при заданном законе управления; используют полученные при интегрировании величин скорости летательного аппарата в качестве программных установок для средств управления скоростью воздушного потока; воспроизводят скорости воздушного потока с помощью группы моторов 6-17; измеряют силы и моменты, действующие на летательный аппарат, с помощью шестикомпонентного динамометра 48; вычисляют аэродинамические коэффициенты подъемной силы и сопротивления; вычисляют уточненные величины аэродинамического сопротивления аппарата и скорости его движения.
Изобретение относится к области наземных динамических испытаний космических конструкций, например панелей солнечных батарей и рефлекторов антенн. Способ заключается в вывешивании конструкций в жидкой среде, установлении системы измерения колебаний.
Изобретение относится к аэродинамике летательных аппаратов и авиации. Перфорированная конструкция внешней поверхности тела вращения с комбинированными отверстиями и каналом отсоса содержит наружную обшивку, имеющую множество пространственно распределенных перфорационных отверстий, проходящих через нее, выполненную с возможностью воздействия на нее воздушного потока, включающего в себя воздушное течение пограничного слоя, проходящее вдоль указанной наружной поверхности.
Изобретение к приборам - малогабаритным герметичным приемникам давления, которые применяют в летательных аппаратах для приема полного и статического давления воздушного потока. Малогабаритный приемник давления содержит головную часть и державку с каналами полного и статического давления и снабжен корпусом с каналами полного и статического давления, в осевой полости которого, герметично закрытой крышкой, расположена головная часть, а в осевом отверстии корпуса установлена втулка, в которой расположена державка в виде штока, каналы полного и статического давления которого переходят на торцах в соответствующие им перпендикулярно расположенные каналы утолщения и каналы головной части штока, причем шток утолщением обращен к источнику импульсного давления, и установлен с возможностью сообщения после срабатывания каналов в утолщении с каналами полного и статического давления корпуса, и с возможностью поджатия буртом утолщения к бурту корпуса фиксирующего элемента в виде кольца.
Изобретение относится к области малогабаритных струйных генераторов дыма. Дымогенератор содержит испаритель с выходным отверстием для дыма, емкость с дымообразующей жидкостью, устройство подачи дымообразующей жидкости в испаритель, электрический источник питания, датчик контроля температуры испарителя, при этом испаритель состоит из выполненных из электропроводного материала корпуса и трубки испарителя, последовательно подключенных в качестве резистора к электрическому источнику питания, при этом в трубке испарителя установлена нагреваемая вставка из пористого материала, длина которой больше диаметра трубки испарителя.
Изобретение относится к области аэродинамических измерений и может быть использовано для измерения составляющих векторов силы и момента, действующих на модели летательных аппаратов, судов, испытываемых в аэродинамических трубах, бассейнах и гидроканалах.
Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на обтекатель летательного аппарата в наземных условиях. Заявлен способ тепловых испытаний керамических обтекателей, который включает нагрев наружной поверхности по заданному режиму и измерение температуры.
Изобретение относится к измерительной технике и предназначено для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента, действующих на модели летательных аппаратов при исследованиях в аэродинамических трубах (АДТ).
Изобретение относится к области аэродинамики и предназначено для исследования ближнего поля давления модели при сверхзвуковом обтекании в аэродинамической трубе. Устройство содержит генератор ударной волны (модель), поверхность с нанесенным барочувствительным покрытием, расположенную параллельно потоку в ближней зоне модели летательного аппарата, ультрафиолетовые излучатели, как минимум, один регистратор сигнала от барочувствительного покрытия (цифровую камеру) для регистрации интенсивности люминесценции барочувствительного покрытия, в качестве поверхности для нанесения барочувствительного покрытия использован участок стенки рабочей части аэродинамической трубы.
Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно к воспроизведению тепловых режимов головной части (обтекатель) ракеты в наземных условиях. Способ испытания керамических оболочек включает монтаж оболочки на контрольном шпангоуте с нанесенным на него слоем герметика,равным толщине клеевого слоя в узле соединения обтекателя, силовое нагружение оболочки локальным нагревом шпангоута через стенку керамической оболочки, синхронное измерение перемещений наружной поверхности оболочки в одном поперечном сечении датчиками перемещений, расположенными на керамической основе попарно напротив друг друга в одной продольной плоскости, проходящей через ось вращения оболочки, суммирование показаний датчиков после окончания нагрева и выявление изменений диаметральных перемещений оболочки в данной продольной плоскости.
Изобретение относится к способам тепловых испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА), в частности керамических обтекателей ракет. Заявленный способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов включает зонный радиационный нагрев обтекателя и измерение температуры.
Устройство относится к контрольно-измерительной технике и может быть применено для измерения высоты и скорости полета воздушных судов на основании использования аэрометрического метода. Устройство содержит корпус с двумя отверстиями, две основные мембраны, герметично по периметру прикрепленные к корпусу и образующие зазор путем разнесения по высоте, причем отверстия, сообщающиеся с измеряемой средой, размещены выше и ниже зазора, закрепленные на стойке источник излучения и, кроме того, верхнюю и нижнюю шторки с прорезями.
Изобретение относится к способам и устройствам, используемым для расчета пропускной способности проектируемых гидравлических трактов транспортных и дозирующих систем в химической, нефтехимической, авиационной, текстильной, лакокрасочной и других отраслях промышленности, в частности узлов транспортирования клеевых составов в сборочных производствах с клеевыми соединениями.
Изобретение относится к области контактных измерений параметров высокотемпературных газов, в частности к средствам измерения температуры газа и распределения ее значений в полостях высокотемпературных элементов газотурбинных двигателей, и может быть применено для экспериментальных исследований рабочего процесса силовых установок при проведении аэродинамических испытаний.
Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и предназначено для определения аэродинамических характеристик модели самолетов, ракет и др. в трансзвуковых аэродинамических трубах.
Изобретение относится к области аэромеханических измерений и может быть использовано для измерения компонентов векторов аэродинамической силы и момента, действующих на модели воздушных винтов самолетов, несущих винтов вертолетов и гребных винтов судов, испытываемых в аэродинамических трубах, бассейнах и в гидроканалах.
Изобретение относится к испытательной технике и может быть использовано при проверке прочности оболочек антенных обтекателей из хрупких материалов, преимущественно керамических, при статических испытаниях.
Изобретение относится к устройствам для проведения аэродинамических испытаний. В аквааэродинамической трубе испытания проводятся путем погружения испытуемого объекта в водную среду.
Изобретение относится к устройствам, предназначенным для аэродинамических испытаний, и может быть использовано в авиастроении. Стенд включает динамометрическую платформу, предназначенную для закрепления объекта, установленную посредством по меньшей мере четырех пластин переменной жесткости на неподвижную опорную платформу с возможностью перемещения динамометрической платформы по трем ортогональным осям, причем каждая пластина выполнена с гибким участком, сопряженным с жесткими участками, и снабжена элементом измерения нагрузки, и отличается тем, что содержит датчик, регистрирующий продольные перемещения динамометрической платформы и предназначенный для измерения продольной нагрузки, а элемент измерения нагрузки выполнен в виде двух пар одинаковых тензорезисторных датчиков, предназначенных для измерения вертикальных и поперечных нагрузок, установленных на хотя бы одном гибком участке каждой пластины на одном уровне относительно неподвижной опорной платформы, датчики каждой пары установлены на противоположных широких сторонах пластины, причем вертикальные оси симметрии чувствительных элементов датчиков одной пары ориентированы вдоль вертикальной оси симметрии широкой стороны пластины, а вертикальные оси симметрии чувствительных элементов датчиков другой пары параллельны ей, датчики подключены в одно плечо отдельных измерительных мостов, причем датчики каждой пары подключены последовательно.
Изобретение относится к способу управления приемниками воздушных давлений (ПВД). Для управления ПВД выявляют неисправный ПВД путем измерения полного и статического давлений основного и резервного ПВД, определяют модули разности полного и статического давлений соответственно для основного и резервного ПВД, сравнивают их с заданными пороговыми значениями и выдают сигнал оповещения летчику об отказе при превышении пороговых значений.
Изобретение относится к области стендовой доработки летательных аппаратов. Способ испытания высокоскоростного летательного аппарата на силоизмерительной платформе под заданным углом атаки в испытательной камере, где создают разряжение, продувают испытательную камеру рабочей средой с протоком через отключенный двигатель летательного аппарата.
Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике. Устройство содержит модель объекта, установленную на хвостовой державке, закрепленной в стойке аэродинамической трубы, и измерительное весовое устройство, соединяющее державку с испытываемой моделью.
Изобретение относится к технике исследования свойств и состава рабочего газа в высокоэнтальпийных установках кратковременного действия. Устройство для отбора пробы газа в высокоэнтальпийных установках кратковременного действия содержит герметично соединенные собственно пробоотборник с заостренной передней кромкой и расширяющимся внутренним каналом.
Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к устройствам, предназначенным для исследования аэродинамических характеристик летательных аппаратов (ЛА). Способ заключается в том, что АДХ ЛА определяются в гидродинамической трубе (ГТ) при использовании в качестве среды обтекания ЛА воды.
Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано в аэродинамических экспериментах, в энергетике турбинных машин при исследовании структуры потока газа в жидкости. Конструкция датчика разработана на базе пленки из полиимида.
Изобретение относится к области авиации, к устройствам для определения параметров полета летательных аппаратов или параметров потока в аэродинамических трубах, в частности для измерения трех компонент вектора скорости и статического давления.
Группа изобретений относится к авиации. Устройство для оценки аэродинамического коэффициента содержит средство (5) выработки командных сигналов угла отклонения.
Изобретение относится к способу повышения точности измерений в аэродинамической трубе, который обеспечивает коррекцию измерений с учетом влияния подвесного устройства, с помощью которого модель устанавливается в трубе и которое содержит несколько проволок, причем на каждой проволоке устанавливают по меньшей мере одну оболочку для того, чтобы увеличить диаметр проволоки до эффективного диаметра.
Изобретение относится к области аэромеханических измерений и может быть использовано для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента, действующих на модели летательных аппаратов, судов, испытываемых в аэродинамических трубах, опытовых бассейнах и гидроканалах.
Изобретение относится к области измерительной техники и промышленной электроники и может быть использовано для управления оборудованием технологических систем аэродинамической трубы (АДТ). .
Изобретение относится к области экспериментальной аэро- и гидродинамики, в частности к оптическим способам исследований структуры потока газа или жидкости на поверхности объектов, и может быть использовано для визуализации течения газа или жидкости на поверхности подвижных объектов.
Изобретение относится к области экспериментальной аэро- и гидродинамики, в частности к оптическим способам исследований структуры потока газа или жидкости на поверхности объектов, и может быть использовано для визуализации течения газа или жидкости на поверхности подвижных объектов.
Изобретение относится к области аэродинамических испытаний и может быть использовано для измерения аэродинамических сил, действующих на модель летательного аппарата (ЛА) в процессе эксперимента. .
Изобретение относится к области экспериментальной аэро- и гидродинамики, в частности к оптическим способам исследований структуры потока газа или жидкости на поверхности объектов, и может быть использовано для визуализации течения газа или жидкости на поверхности подвижных объектов.
Изобретение относится к области экспериментальной аэро- и гидродинамики, в частности к оптическим способам исследований структуры потока газа или жидкости на поверхности объектов, и может быть использовано для визуализации течения газа или жидкости на поверхности подвижных объектов.
Изобретение относится к области экспериментальной аэро- и гидродинамики, в частности к оптическим способам исследований структуры потока газа или жидкости на поверхности объектов. .
Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента, действующих на модели летательных аппаратов в потоке аэродинамической трубы.
Изобретение относится к области аэромеханических измерений и может быть использовано для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента, действующих на модели летательных аппаратов в потоке аэродинамической трубы.
Изобретение относится к области аэромеханических измерений и может быть использовано для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента, действующих на модели летательных аппаратов в потоке аэродинамической трубы.
Изобретение относится к средствам обучения. .
Изобретение относится к технике и методике эксперимента в аэродинамических трубах. .
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. .
Изобретение относится к области аэродинамики и предназначено для определения аэродинамических характеристик моделей объектов, например самолетов, ракет, автомобилей, железнодорожного транспорта, промышленных сооружений и т.д.
Изобретение относится к технике транспортного машиностроения и может быть использовано в отраслях народного хозяйства при создании автомобильного, железнодорожного и др. .