Способ аэроакустических испытаний вентилятора, осуществляемый путем подачи воздуха через вентилятор при одновременном поглощении звуковой энергии на нагнетательной или всасывающей ветви и измерении уровня звукового давления на ветви, свободной от поглощения звуковой энергии при дискретном изменении расхода воздуха через испытываемый вентилятор от минимального до максимального значения, отличающийся тем, что, с целью повышения точности измерения при акустических испытаниях вентилятора путем устранения влияния шума воздушного тракта стенда, перед измерением звукового давления на каждом заданном расходе воздуха при удаленном из зоны обдува испытываемом вентиляторе устанавливают постоянный уровень шума в акустической камере не менее, чем на 10 дБ меньший по сравнению с нормальным шумом испытываемого вентилятора, обеспечивая при этом нулевой динамический напор воздуха в зоне входного устройства испытываемого вентилятора, после этого вводят в зону обдува испытываемый вентилятор и производят измерение звукового давления.
Похожие патенты:
Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для исследования полей скоростей газовых потоков в аэродинамической трубе на поверхности крыла самолета
Изобретение относится к экспериментальной газодинамике н предназначено для получения высокотемпературного газа при сжатии его в поршнеьых газодинамических установках
Изобретение относится к контрольно-измерительной технике
Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике и может быть использовано для исследования параметров разреженных газовых Г.ОТОК.Р Целью изобретения является повышен 19 точности и сокращение времени измерений
Изобретение относится к авиационной промышленности, а именно к аэродинамическим трубам с магнитным подвесом модели летательного аппарата
Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике
Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике летательных аппаратов
Изобретение относится к способам получения в наземных условиях высокоэнергетических потоков рабочего газа, пригодных для моделирования условий гиперзвукового полета в атмосфере Земли
Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано для определения коэффициента лобового сопротивления тел в разреженных средах, изобретение позволяет расширить экспериментальные возможности за счет обеспечения определения коэффициента лобового сопротивления тел в свободномолекулярном потоке газовой среды
Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности, к вакуумным аэродинамическим установкам, обеспечивающим моделирование условий полета летательных аппаратов (ЛА) в верхних слоях атмосферы и в космическом пространстве
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 технике и методике эксперимента в аэродинамических трубах
Изобретение относится к области аэрокосмической техники, а именно, к способам определения аэродинамических характеристик - зависимостей коэффициентов аэродинамических моментов от определяющих переменных: углов атаки, скольжения и углов отклонения рулей, формы указанных зависимостей и их числовых параметров
Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при испытаниях транспортных средств
