Способ измерения пульсаций сверхзвукового потока и устройство для его реализации (варианты)

Изобретения относятся к авиационной технике, а именно к измерительной технике для диагностики параметров потока, в частности к способам и устройствам для разделения суммарного поля пульсаций сверхзвукового потока на вихревую, энтропийную и акустическую моды (модовой декомпозиции). Способ включает измерение пульсаций сверхзвукового потока приемными датчиками пульсаций давления. Их чувствительные элементы размещены заподлицо с поверхностью устройства, установленного в диагностируемом сверхзвуковом потоке, вывод полученных сигналов с датчика на регистрирующую аппаратуру с аналого-цифровым преобразованием с записью и математической обработкой на ЭВМ. Способ реализуется устройством и его вариантами. Согласно изобретению, устройство устанавливают в диагностируемом сверхзвуковом потоке так, что поверхности устройства с датчиками пульсаций давления находятся под различными углами наклона относительно направления набегающего потока, регистрируют мгновенные показания всех датчиков пульсации давления и производят аналого-цифровое преобразование показаний, а математическую обработку ведут с использованием метода разделения мод - декомпозиции суммарного поля пульсаций сверхзвукового потока с помощью коэффициентов преобразования возмущений ударной волны и получают выделенные вихревую, энтропийную и акустическую моды пульсаций сверхзвукового потока. Один из вариантов устройства для измерения пульсаций сверхзвукового потока включает датчики пульсаций давления, размещенные заподлицо на поверхностях устройства, установленного на державке в диагностируемом сверхзвуковом потоке. Согласно изобретению устройство выполнено из четырех пластин с острыми передними кромками, установленными на крестообразной державке под разными углами наклона к потоку, с плечами в горизонтальной и вертикальной плоскости, на расстояниях, исключающих взаимодействие ударных волн, образующихся при обтекании каждой пластины, при этом датчики пульсаций давления размещены на каждой пластине устройства. Технический результат заключается в повышении точности измерения газодинамических параметров потока, достоверности и информативности методов исследования структуры потока. 4 н.п. ф-лы, 6 ил.

 

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к измерительной технике для диагностики параметров потока, в частности к способам и устройствам для разделения суммарного поля пульсаций сверхзвукового потока на вихревую, энтропийную и акустическую моды (модовой декомпозиции).

Известен экспериментальный метод разделения пульсаций (декомпозиция) сверхзвукового потока на вихревую, энтропийную и акустическую моды, использующий метод диаграмм пульсаций, полученных на основе измерений при нескольких (минимум трех) перегревах датчика термоанемометра [1]. Способ основан на вариации чувствительности датчика термоанемометра к тому или иному типу возмущений при изменении величины перегрева нити. Такой подход к разделению мод возмущений успешно применяется в различных сверхзвуковых аэродинамических трубах. Однако технологические ограничения, в первую очередь, на температуру чувствительного элемента не позволяет проводить исследования данным методом в высокоэнтальпийных потоках, в которых температуры торможения выше максимальной температуры нагрева нити.

В предлагаемом техническом решении используется способ модовой декомпозиции, которые сохраняют работоспособность в условиях сверхзвуковых потоков газов, в том числе высокоэнтальпийных потоков в аэродинамических трубах кратковременного действия за счет применения в качестве приемных элементов устройства датчиков пульсаций давления.

Известны устройства, в которых использованы приемники давления для диагностики пространственных течений. Указанные приемники для определения величины и направления вектора скорости в любой точке потока необходимо повернуть относительно продольной оси, а затем измерять давление, воспринятое приемниками, известно такое устройство для измерения параметров газового потока в ародинамической трубе по патенту RU №2568962. Изобретение направлено на измерения параметров потока, в частности полного давления, давления скоростного напора, статического давления, пульсации и/или звукового давления, измерения величины и направления скорости в пространственных потоках. Устройство содержит датчики давления. Датчик давления содержит емкостные чувствительные элементы (ЕЧЭ), соосные с тензометрическим мостом (ТМ). ЕЧЭ через усилитель заряда и напряжения (УН) соединен с индикатором. ТМ на выходе имеет аппаратуру низкой частоты (АНЧ) и соединен с индикатором. Устройство содержит цилиндрический корпус, внутри которого расположен трех- и/или пятитрубчатый приемник, залитый мягким герметиком.

Приемные части двух приемников срезаны под углом 45°. Устройство в рабочем участке аэродинамической трубы перемещается с помощью электромеханического сканера. Управление сканера осуществляется блоком управления. Соосные ТМ и ЕЧЭ монолитной конструкции расположены в трех трубках заподлицо с поверхностью среза этих приемников. Техническим результатом изобретения является повышение качества и точности измерений.

Недостатком способа является отсутствие определения пульсаций энтропии (тепловых пятен), разделения пульсаций скорости на вихревую и акустическую составляющие. Методика расчета параметров пульсаций набегающего потока по измерениям устройством в сверхзвуковом потоке не определена, поскольку использование устройства требует проведения градуировки показаний датчиков. Соответственно, требуется градуировка пульсаций давления по пульсациям потока определенного модового состава, проведение которой технически не осуществимо для большинства сверхзвуковых течений в аэродинамических трубах. В связи с образованием при высокоскоростном обтекании измерительных устройств ударно-волновой структуры сложной трехмерной конфигурации, и определение коэффициентов преобразования возмущений внешнего потока ударной волной здесь является очень сложной задачей для аналитического решения либо численного моделирования.

Наиболее близким техническим решением к предлагаемому изобретению является способ измерения параметров пульсирующего потока по патенту RU 2559566. Изобретение относится к авиационной технике, а именно к способам определения динамики изменения газодинамических параметров потока в лопаточных машинах и каналах, например в лопаточных компрессорах, трубопроводах и диффузорах, в заданных областях течения как в пограничных зонах, так и в ядре газового потока, и может быть использовано для диагностирования технического состояния газотурбинных двигателей, исследования течения в трубопроводах и каналах с отрывом потока. Способ измерения параметров пульсирующего потока заключается в том, что измеряют и регистрируют мгновенные значения трех компонент скорости потока (осевой, радиальной и окружной), пульсаций полного и статического давлений в любой плоскости относительно насадка. При этом используют приемное устройство насадка с не менее четырьмя датчиками пульсаций давления. Техническим результатом является повышение точности измерения газодинамических параметров потока, достоверности и информативности методов исследования структуры потока в компрессоре.

К недостаткам данного способа относится отсутствие возможности определения пульсаций энтропии (тепловых пятен) и разделение пульсаций скорости на вихревую и акустическую составляющие. Методика расчета скорости потока по измерениям давления устройством использует соотношения, справедливые только для дозвуковых течений и при сверхзвуковом обтекании будет иметь низкую точность. При обтекании данного приемного устройства сверхзвуковым потоком происходит образование головного отошедшего скачка уплотнения и течения за ним сложной трехмерной конфигурации. Пульсации набегающего потока, взаимодействуя со скачками уплотнения, преобразуются как по амплитуде, так и по модовому составу. Методами современного численного моделирования возможен расчет коэффициентов преобразования пульсаций головным скачком уплотнения, использование которых позволит проводить модовую декомпозицию возмущений набегающего потока по значениям пульсаций давления не менее четырех датчиков, расположенных на устройстве. Однако для получения таких данных требуется выполнение большого числа трудоемких вычислений трехмерного обтекания устройства сверхзвуковым потоком с возмущениями различных типов и возможность применения данного устройства для задач модовой декомпозиции, в случае изменения методики измерений на пригодную к исследованию сверхзвуковых течений, автору неизвестна.

Предлагаемый способ и устройства его реализующие (Варианты) включают измерения приемниками пульсаций давления, размещенными на устройстве, установленном определенным образом в сверхзвуковом потоке и содержащем острые передние кромки с наклонными поверхностями (пластина под углом наклона или клин). Возможность разделения мод пульсаций основана на различной величине и характере изменения пульсаций давления за ударной волной на передней кромке тела с наклонной поверхностью в зависимости от моды возмущений набегающего потока и угла наклона.

Задачей изобретения является выделение из суммарного поля пульсаций потока интенсивности пульсаций отдельных мод, а именно акустических, вихревых и энтропийных, и повышение точности измерения пульсаций параметров потока, достоверности и информативности методов исследования структуры потока.

Поставленная задача достигается благодаря способу измерения пульсаций сверхзвукового потока, приемными датчиками пульсаций давления, чувствительные элементы которых размещены заподлицо с поверхностью устройства, установленного в диагностируемом сверхзвуковом потоке, вывод полученных сигналов с датчиков на регистрирующую аппаратуру с аналого-цифровым преобразованием с записью и математической обработкой на ЭВМ. Согласно изобретению используют несколько датчиков пульсаций давления, размещенных заподлицо на поверхностях устройства, установленных с различными углами наклона относительно направления набегающего потока, регистрируют мгновенные показания всех датчиков пульсации давления, производят аналого-цифровое преобразование показаний, и математическую обработку с использованием метода разделения мод (декомпозиции) суммарного поля пульсаций сверхзвукового потока с помощью коэффициентов преобразования возмущений ударной волны, получают выделенные вихревую, энтропийную и акустическую моды пульсаций сверхзвукового потока.

Технический результат также достигается благодаря устройству и его вариантам. Устройство для измерения пульсаций сверхзвукового потока включает датчики пульсаций давления, размещенные заподлицо на поверхностях устройства, установленного на державке в диагностируемом сверхзвуковом потоке. Согласно изобретению по Варианту 1, устройство выполнено из четырех пластин с острыми передними кромками, установленными на крестообразной державке под различными углами наклона к потоку, с плечами в горизонтальной и вертикальной плоскостях на расстояниях, исключающих взаимодействие ударных волн, образующихся при обтекании каждой пластины, при этом датчики пульсаций давления размещены заподлицо на стороне каждой пластины.

Согласно изобретению по Варианту 2, устройство выполнено в виде 3-х симметричных клиньев, с плоскостью симметрии, проходящей через острую переднюю кромку каждого клина, различающихся углами наклона симметричных боковых плоскостей. Клинья установлены на прямой горизонтальной державке на расстояниях, исключающих взаимодействие ударных волн, образующихся при обтекании каждого клина, так, что плоскости симметрии клиньев параллельны между собой, параллельны направлению набегающего потока и ортогональны державке, при этом датчики пульсаций давления, в количестве 6, размещены заподлицо на обеих боковых плоскостях каждого клина устройства.

Согласно изобретению по Варианту 3, устройство выполнено в виде 4-х симметричных клиньев с плоскостью симметрии, проходящей через острую переднюю кромку каждого клина, различающихся углами наклона симметричных боковых плоскостей. Клинья установлены на крестообразной державке с плечами в горизонтальной и вертикальной плоскости, на расстояниях, исключающих взаимодействие ударных волн, образующихся при обтекании каждого клина, так, что плоскости симметрии клиньев, расположенные на противоположных плечах державки, параллельны между собой, параллельны направлению набегающего потока и ортогональны плечам державки, при этом датчики пульсаций давления, в количестве 8, размещены на обеих боковых плоскостях каждого клина устройства.

Предлагаемое изобретение позволит обеспечить выделение из суммарного поля пульсаций потока интенсивности пульсаций отдельных мод: акустических, вихревых и энтропийных, обеспечить повышение точности измерения пульсаций различных параметров сверхзвукового потока, достоверности и информативности при исследованиях структуры потока. Каждый из Вариантов изобретения пригоден для достижения полезного результата в пределах своей применимости, при этом информативность полученных результатов, технологическая сложность изготовления устройств и сложность проведения измерений возрастает с увеличением количества элементов устройства от Варианта 1 к Варианту 3.

На фиг. 1, 2 изображен общий вид и разрез в горизонтальной плоскости (х, y) устройства для измерения пульсаций сверхзвукового потока по Варианту 1.

Устройство содержит четыре пластины 1 с острыми передними кромками и отверстиями для размещения заподлицо поверхностям приемников пульсаций; четыре приемника пульсаций - датчики давления 2; крестообразная державка 3 для размещения пластин под разным углом наклона к направлению исследуемого потока.

На фиг 3, 4 изображен общий вид и разрез в горизонтальной плоскости (х, y) устройства для измерения пульсаций сверхзвукового потока по Варианту 2.

Устройство содержит три симметричных клина 4 с плоскостью симметрии, проходящей через острую переднюю кромку, различающихся углами наклона симметричных боковых плоскостей с отверстиями для расположения датчиков пульсаций давления 2, установленных на державке в виде прямой плоской гребенки 5 в горизонтальной плоскости так, что плоскости симметрии клиньев параллельны между собой, параллельны направлению набегающего потока и ортогональны державке. Шесть датчиков пульсаций давления 2 размещены в отверстиях на обеих боковых плоскостях каждого клина 4 за острой передней кромкой заподлицо поверхностям устройства.

На фиг. 5, 6 изображен общий вид и разрез в горизонтальной плоскости (х, y) или в вертикальной плоскости (x, z) устройства для измерения пульсаций сверхзвукового потока по Варианту 3.

Устройство содержит четыре симметричных клина 4 с плоскостью симметрии, проходящей через острую переднюю кромку, различающихся углами наклона симметричных боковых плоскостей с отверстиями для расположения датчиков пульсаций давления 2, установленных на крестообразной державке 3 с плечами в горизонтальной и вертикальной плоскостях, так, что плоскости симметрии клиньев, расположенных на противоположных плечах державки, параллельны между собой, параллельны направлению набегающего потока и ортогональны плечам державки. Восемь датчиков пульсации давления 2 размещены в отверстиях на обеих боковых плоскостях каждого клина 4 за острой передней кромкой заподлицо поверхностям устройства.

Способ измерения пульсаций сверхзвукового потока может быть рассмотрен на примере трех устройств (Варианты).

Рассмотрим способ измерения пульсаций сверхзвукового потока по Варианту 1, с использованием метода разделения мод (декомпозиции) суммарного поля пульсаций сверхзвукового потока с помощью коэффициентов преобразования возмущений набегающего потока ударной волной для получения выделенных вихревой, энтропийной и акустической моды пульсаций сверхзвукового потока (см. Фиг. 1, 2).

Способ подходит для получения выделенных вихревой, энтропийной и акустической моды пульсаций сверхзвукового потока при распространении некогерентных возмущений набегающего потока вдоль направления потока (угол распространения θ≈θ). Должно выполняться условие λ≥2,5L, где λ - длина волны возмущения, L - длина пластины. Процедуры измерений пульсаций сверхзвукового потока и разделения суммарного поля пульсаций сверхзвукового потока на вихревую, энтропийную, и акустическую моды:

1. Предварительно выполняется определение числа Маха диагностируемого сверхзвукового потока.

2. Предварительно для каждой пластины устройства с углами наклона α1, α2, α3, α4 выполняется определение величин углов наклона ударной волны ϕ1, ϕ2, ϕ3, ϕ4 относительно направления диагностируемого сверхзвукового потока методом расчета либо измерениями с помощью шлирен-визуализации обтекания устройства в диагностируемом сверхзвуковом потоке.

3. При необходимости выполняются тарировки зависимости сигнала приемников пульсаций устройства от давления.

4. Устройство устанавливается в диагностируемый сверхзвуковой поток, и измеряются сигналы (напряжение на подводящих контактах АЦП) от каждого приемника пульсаций устройства. Для регистрации сигнала используются аналого-цифровые преобразователи с записью на ЭВМ.

5. Сигналы пересчитываются в давление согласно спецификации, указанной в паспорте приемника пульсаций либо с использованием тарировки зависимости сигнала приемника пульсаций от давления.

6. Для фильтрации сигнала, не удовлетворяющего условиям по длине волны, пульсации давления проходят фильтрацию верхних и нижних частот на основе Фурье фильтра. Минимальная нижняя частотная граница принимается , где τ - характерное время измерений, максимальная верхняя частотная граница принимается , где L - длина пластины, М, с - число Маха и скорость звука набегающего потока.

7. Определяется матрица квадратов коэффициентов преобразования возмущений набегающего потока ударной волной

где коэффициенты gƒαi, gsαi, geαi и gναi определяют величины преобразования «быстрой» акустической волны набегающего потока, «медленной» акустической волны набегающего потока, энтропийного возмущения и вихревого возмущения в акустическое возмущение за ударной волной для каждой пластины устройства с углами наклона αi. Данные коэффициенты могут быть определены с использованием численного моделирования обтекания тел сверхзвуковым потоком с возмущениями соответствующего типа либо с использованием приближенного решения для определения коэффициентов преобразования возмущений ударной волной, образующейся при обтекании клина сверхзвуковым потоком, в зависимости от углов распространения внешних возмущений θ:

Здесь p, c, p - плотность, скорость звука и давление набегающего потока, ср - теплоемкость газа при постоянном давлении, Φ - угол наклона ударной волны относительно направления потока, угол - угол между нормалью к ударной волне и волновым вектором возмущений. A, B, C, D - функции числа Маха по нормальной компоненте скорости :

Данные соотношения выполняются для возмущений набегающего потока с длинами волн λ≥2,5х, где х - положение точки измерения пульсаций давления на наклонной поверхности клина, т.е. для длинноволновых возмущений.

8. Вычисляются средние квадраты пульсаций давления , и среднеквадратичные отклонения в значениях для сигналов приемников пульсаций на пластине с углом наклона αi. С учетом спецификации на погрешность приемников пульсаций, указанной в паспортах приемников пульсаций, либо погрешности тарировок зависимости сигнала приемников пульсаций от давления, производится вычисление погрешности при заданной доверительной вероятности . В случае, если требуемая максимальная относительная погрешность δпред не превышает максимальную относительную погрешность . cond(G)≤δпред, где cond(G)=||G||⋅||G-1|| - параметр обусловленности матрицы квадратов коэффициентов преобразования возмущений производится вычисление квадратов амплитуд пульсаций вихревой, энтропийной, акустической, как «быстрой» так и «медленной» моды решением системы уравнений:

, где - величины средних квадратов пульсаций отдельных мод возмущений набегающего потока. Погрешность в определении модового состава при заданной доверительной вероятности принимается за .

cond(G), где , - средний квадрат амплитуды отдельной моды.

9. В случае, когда максимальная относительная погрешность , для вычисления модового состава следует использовать систему неравенств:

где i=1..4, i≠n. αn - один из углов наклона α1,… α4, выбранный за нормировочный, n - индекс для этого угла. Величины со знаком (~) представляют собой доли интенсивности пульсаций давления различных мод в пульсациях на поверхности клина с углом наклона αn. Решение системы неравенств (6) относительно параметров , , , даст спектр допустимых решений для интенсивности и модового состава возмущений с вероятностью, определяемой доверительной вероятностью ошибок измерений.

Рассмотрим способ измерения пульсаций сверхзвукового потока по Варианту 2 с использованием метода разделения мод (декомпозиции) суммарного поля пульсаций сверхзвукового потока с помощью коэффициентов преобразования возмущений ударной волны для получения выделенных вихревой, энтропийной и акустической моды пульсаций сверхзвукового потока (см. Фиг. 3, 4).

Способ подходит для получения выделенных вихревой, энтропийной и акустической моды пульсаций сверхзвукового потока для возмущений набегающего потока вдоль с условием λ>>Н, где λ - длина волны возмущения, H - наибольший размер устройства. Процедуры измерений пульсаций сверхзвукового потока и математической обработки сигналов:

1. Выполняются процедуры, указанные в пп 1-6 способа измерений в сверхзвуковом потоке по Варианту 1.

2. Производятся вычисления по формулам:

для выделения пульсаций давления акустической моды пульсаций потока -

для выделения пульсаций энтропийной моды пульсаций потока -

для выделения пульсаций х- компоненты скорости вихревой моды пульсаций потока -

для выделения пульсаций горизонтальной (y-) компоненты скорости вихревой моды пульсаций потока -

для выделения пульсаций х- компоненты скорости акустической моды пульсаций потока -

для выделения пульсаций горизонтальной (у-) компоненты скорости акустической моды пульсации потока -

В этих соотношениях индексы 1, 2, 3 относятся к величинам, определенным для соответствующих клиньев устройства, A, B, C, D – величины, определяемые согласно формуле 5., , , , , , где i - индексы суммирования возмущений соответствующего типа, k и j - индексы соответствующих

клиньев устройства, и - полусумма и полуразность пульсаций давления приемников, расположенных на боковых симметричных плоскостях клина устройства; ρ, с, p - плотность, скорость звука и давление набегающего потока, ср -теплоемкость газа при постоянном давлении, ϕ - угол наклона ударной волны относительно направления потока.

Рассмотрим способ измерения пульсаций сверхзвукового потока по Варианту 3 с использованием метода разделения мод (декомпозиции) суммарного поля пульсаций сверхзвукового потока с помощью коэффициентов преобразования возмущений ударной волны для получения выделенных вихревой, энтропийной и акустической моды пульсаций сверхзвукового потока (см. Фиг 5, 6).

Способ подходит для получения выделенных вихревой, энтропийной и акустической моды пульсаций сверхзвукового потока для возмущений набегающего потока с условием λ>>Н, где λ - длина волны возмущения, Н - наибольший размер устройства. Процедуры измерений пульсаций сверхзвукового потока и математической обработки сигналов производятся аналогично способу измерений в сверхзвуковом потоке по Варианту 2. При этом вычисление горизонтальных (у-) компонент вихревых и акустических возмущений скорости набегающего потока происходит в соответствии с формулами (10) и (12) с использованием пульсаций давления с приемников пульсаций на клиньях, плоскости симметрии которых ортогональны горизонтальным плечам державки. Вычисление вертикальных (z-) компонент вихревых и акустических возмущений скорости набегающего потока происходит в соответствии с (10) и (12) с использованием пульсаций давления с приемников пульсаций на клиньях, плоскости симметрии которых ортогональны вертикальным плечам державки.

Положительный эффект предлагаемого изобретения заключается в возможности измерения составляющих мод суммарного поля пульсаций сверхзвукового потока, повышение точности измерения газодинамических параметров потока, достоверности и информативности методов исследования структуры потока. Предлагаемое изобретение может быть использовано в высокоэнтальпийных сверхзвуковых потоках и аэродинамических установках кратковременного действия.

Источники информации

1. Kovasznay L.S.G. Turbulence in supersonic flow // J. Aeronaut. Sci. 1953. V. 20, № 10. P. 657-682.

2. McKenzie J.F., Westphal K.O. Interaction of linear waves with oblique shock waves. // Phys. Fluids. 1968. V. 11, P. 2350-2362.

3. Кириловский С.В., Поплавская T.B., Цырюльников И.С. Применение пакета ANSYS FLUENT для решения задач воздействия акустических волн на гиперзвуковой ударный слой на пластине // Математическое моделирование. 2013. Т. 25, № 9. С. 32-42.

4. Патент RU №2568962, МПК G01L 9/12, 2015 г.

5. Патент RU №2559566, МПК G01P 5/14, 2015 г. - прототип.

1. Способ измерения пульсаций сверхзвукового потока приемными датчиками пульсаций давления, чувствительные элементы которых размещены заподлицо с поверхностью устройства, установленного в диагностируемом сверхзвуковом потоке, вывод полученных сигналов с датчика на регистрирующую аппаратуру с аналого-цифровым преобразованием с записью и математической обработкой на ЭВМ, отличающийся тем, что устройство устанавливают в диагностируемом сверхзвуковом потоке так, что поверхности устройства с датчиками пульсаций давления находятся под различными углами наклона относительно направления набегающего потока, регистрируют мгновенные показания всех датчиков пульсации давления и производят аналого-цифровое преобразование показаний, а математическую обработку ведут с использованием метода разделения мод - декомпозиции суммарного поля пульсаций сверхзвукового потока с помощью коэффициентов преобразования пульсаций ударной волны и получают выделенные вихревую, энтропийную и акустическую моды пульсаций сверхзвукового потока.

2. Устройство для измерения пульсаций сверхзвукового потока, включающее датчики пульсаций давления, размещенные заподлицо на поверхностях устройства, установленного на державке в диагностируемом сверхзвуковом потоке, отличающееся тем, что устройство выполнено из четырех пластин с острыми передними кромками, установленными на крестообразной державке под разными углами наклона к потоку, с плечами в горизонтальной и вертикальной плоскостях, на расстояниях, исключающих взаимодействие ударных волн, образующихся при обтекании каждой пластины, при этом датчики пульсаций давления размещены на каждой пластине устройства.

3. Устройство для измерения пульсаций сверхзвукового потока, включающее датчики пульсаций давления, размещенные заподлицо на поверхности устройства, установленного на державке в диагностируемом сверхзвуковом потоке, отличающееся тем, что устройство выполнено в виде трех симметричных клиньев с плоскостью симметрии, проходящей через острую переднюю кромку, с разными углами наклона симметричных боковых плоскостей, при этом клинья установлены на прямой горизонтальной державке на расстояниях, исключающих взаимодействие ударных волн, образующихся при обтекании каждого клина, так, что плоскости симметрии клиньев параллельны между собой, параллельны направлению набегающего потока и ортогональны державке, при этом датчики пульсаций давления, в количестве шести, размещены на симметричных боковых плоскостях каждого клина устройства.

4. Устройство для измерения пульсаций сверхзвукового потока, включающее датчики пульсаций давления, размещенные заподлицо на поверхности устройства, установленного на державке в диагностируемом сверхзвуковом потоке, отличающееся тем, что устройство выполнено в виде четырех симметричных клиньев с плоскостью симметрии, проходящей через острую переднюю кромку, с разными углами наклона симметричных боковых плоскостей, при этом клинья установлены на крестообразной державке с плечами в горизонтальной и вертикальной плоскостях на расстояниях, исключающих взаимодействие ударных волн, образующихся при обтекании каждого клина, так, что плоскости симметрии клиньев, расположенных на противоположных плечах державки, параллельны между собой, параллельны направлению набегающего потока и ортогональны плечам державки, при этом датчики пульсаций давления, в количестве восьми, размещены на симметричных боковых плоскостях каждого клина устройства.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к способам определения динамики изменения газодинамических параметров потока в лопаточных машинах и каналах, например в лопаточных компрессорах, трубопроводах и диффузорах в заданных областях течения, как в пограничных зонах, так и в ядре газового потока, и может быть использовано для диагностирования технического состояния газотурбинных двигателей, исследования течения в трубопроводах и каналах с отрывом потока.

Изобретение относится к устройствам для измерения величины (модуля) и угла направления (аэродинамического угла) вектора воздушной скорости летательного аппарата. .

Изобретение относится к измерительным устройствам, в частности к устройствам для измерения высотно-скоростных параметров вертолета. .

Изобретение относится к области измерительной техники, предназначено для определения величины и направления скорости в потоках теплоносителя, например закрученных.

Изобретение относится к области измерительной техники, предназначено для определения величины и направления скорости в потоках теплоносителя, например, закрученных.

Изобретение относится к области измерительной техники и может найти применение, в частности, для измерения воздушно-скоростных параметров траектории полета самолета, в частности таких как скоростной напор, угол атаки, коэффициент подъемной силы, массы самолета, положение центра тяжести самолета и так далее.

Изобретение относится к области измерительной техники и может быть использовано для определения расхода газа или жидкости, в частности в промышленных магистральных трубопроводах.

Изобретение относится к области приборостроения, в частности к устройствам для измерения параметров потока газа в открытых и закрытых каналах. .

Изобретение относится к области авиации и, в частности, к определению воздушных параметров полета летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области газовой динамики. .

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для измерения полного и статическое давления, их пульсаций в аэродинамических трубах и стендах.

Группа изобретений относится к измерительной технике. Изобретения могут быть использованы для исследования переходных процессов в авиационной космической технике и в разных отраслях промышленности.

Изобретение относится к измерительной технике для измерения параметров потока, в частности полного давления, давления скоростного напора, статического давления, пульсации и/или звукового давления, измерения величины и направления скорости в пространственных потоках.

Изобретение относится к области управления и регулирования на определенном уровне парциального давления кислорода в замкнутом объеме и может быть использовано при термическом анализе фазовых превращений и процессов диссоциации простых и сложных оксидов методами термогравиметрии, термодилатометрии, дифференциально-термического анализа в зависимости от изменения парциального давления кислорода в равновесной газовой атмосфере.

Изобретение относится к измерительной технике, в частности к датчикам давления, и может быть использовано при измерении разности давлений жидкостей и газов. Техническим результатом изобретения является упрощение конструкции и повышение точности измерений.

Изобретение относится к измерительной технике, в частности для измерения статического и динамического давления без нарушения целостности обтекания потока газа и изделий.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для одновременного измерения в заданном участке температуры, теплового потока и давления. .

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для измерения звукового давления. .

Изобретение относится к измерительной технике. .

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для калибровки датчиков пульсаций давления. .

Изобретение относится к технологическим инструментам, используемым в промышленных системах управления процессом. Заявленный преобразователь давления для измерения давления технологической текучей среды содержит корпус преобразователя, датчик давления для измерения давления технологической текучей среды, причем датчик давления расположен в корпусе, и гидравлическую систему передачи. Причем гидравлическая система передачи содержит первую разделительную мембрану, расположенную на внешней стороне корпуса преобразователя; и первую разделительную трубку, проходящую от датчика давления к первой разделительной мембране; первую текучую ферросреду, расположенную в первой разделительной трубке для передачи изменения давления технологической текучей среды около первой разделительной мембраны на датчик; и электронную схему преобразователя, расположенную в корпусе, при этом электронная схема преобразователя выполнена с возможностью приема и обработки сигнала давления с датчика давления. Технический результат – увеличение емкости датчика давления, за счет чего повышается диапазон измерений и улучшается значение сигнал-шум. 3 н. и 29 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретения относятся к авиационной технике, а именно к измерительной технике для диагностики параметров потока, в частности к способам и устройствам для разделения суммарного поля пульсаций сверхзвукового потока на вихревую, энтропийную и акустическую моды. Способ включает измерение пульсаций сверхзвукового потока приемными датчиками пульсаций давления. Их чувствительные элементы размещены заподлицо с поверхностью устройства, установленного в диагностируемом сверхзвуковом потоке, вывод полученных сигналов с датчика на регистрирующую аппаратуру с аналого-цифровым преобразованием с записью и математической обработкой на ЭВМ. Способ реализуется устройством и его вариантами. Согласно изобретению, устройство устанавливают в диагностируемом сверхзвуковом потоке так, что поверхности устройства с датчиками пульсаций давления находятся под различными углами наклона относительно направления набегающего потока, регистрируют мгновенные показания всех датчиков пульсации давления и производят аналого-цифровое преобразование показаний, а математическую обработку ведут с использованием метода разделения мод - декомпозиции суммарного поля пульсаций сверхзвукового потока с помощью коэффициентов преобразования возмущений ударной волны и получают выделенные вихревую, энтропийную и акустическую моды пульсаций сверхзвукового потока. Один из вариантов устройства для измерения пульсаций сверхзвукового потока включает датчики пульсаций давления, размещенные заподлицо на поверхностях устройства, установленного на державке в диагностируемом сверхзвуковом потоке. Согласно изобретению устройство выполнено из четырех пластин с острыми передними кромками, установленными на крестообразной державке под разными углами наклона к потоку, с плечами в горизонтальной и вертикальной плоскости, на расстояниях, исключающих взаимодействие ударных волн, образующихся при обтекании каждой пластины, при этом датчики пульсаций давления размещены на каждой пластине устройства. Технический результат заключается в повышении точности измерения газодинамических параметров потока, достоверности и информативности методов исследования структуры потока. 4 н.п. ф-лы, 6 ил.

Наверх