Автоматический беспилотный диагностический комплекс



Автоматический беспилотный диагностический комплекс
Автоматический беспилотный диагностический комплекс
Автоматический беспилотный диагностический комплекс
Автоматический беспилотный диагностический комплекс
Автоматический беспилотный диагностический комплекс
Автоматический беспилотный диагностический комплекс

 


Владельцы патента RU 2506553:

Учреждение Российской академии наук Институт прикладной астрономии РАН (RU)

Изобретение относится к области диагностической техники и может быть использовано для систематического дистанционного контроля состояния магистральных газопроводов и хранилищ, а именно для раннего обнаружения нарушений герметичности, повреждений и утечки в газопроводе, и направлено на обеспечение улучшение условий выполнения мониторинга, повышение оперативности и достоверности измерения параметров состояния газовых трубопроводов, обеспечение возможности для мягкой посадки дистанционно-пилотируемого летательного аппарата путем автономного определения его модуля вектора скорости и угла сноса, что обеспечивается за счет того, что согласно изобретению дистанционно-пилотируемый летательный аппарат снабжен корреляционным измерителем скорости, подключенным к радиостанции радиотелеметрической системы, связанным с блоком управления бортовыми системами и выполненным в виде передатчика с передающей антенной и трех приемников с приемными антеннами, причем к выходу первого приемника последовательно подключены первый перемножитель, второй вход которого через первый блок регулируемой задержки соединен с выходом второго приемника, первый фильтр нижних частот и первый экстремальный регулятор, выход которого соединен с вторым входом первого блока регулируемой задержки, к второму выходу которого подключен первый индикатор скорости, к выходу первого приемника послендовательно подключены второй перемножитель, второй вход которого через второй блок регулируемой задержки соединен с выходом третьего приемника, второй фильтр нижних частот, и второй экстремальный регулятор, выход которого соединен с вторым входом второго блока регулируемой задержки, к второму выходу которого подключен второй индикатор скорости, передающая и приемные антенны выполнены рупорными, диаграмма направленности передающей рупорной антенны направлена вертикально вниз, диаграммы направленности приемных рупорных антенн несколько смещены, для того, чтобы все антенны освещали один и тот же участок на земной поверхности, вдоль продольной базы на борту размещены на расстоянии d0/2 первая приемная антенна и передающая антенна, где d0 - длина продольной базы, первой и второй приемными антеннами образована первая приемная база, первой и третьей приемными антеннами образована вторая приемная база, приемные базы развернуты на угол 2α, где α - угол между продольной базой и приемной базой, вторая и третья приемные антенны размещены на расстоянии b, где b - поперечная база. 7 ил.

 

Предлагаемая группа изобретений относится к области диагностической техники и может быть использована для систематического диагностического контроля состояния магистральных газопроводов и хранилищ, а именно для раннего обнаружения нарушений герметичности, повреждений и утечек в газопроводе, за счет обеспечения лучших условий выполнения мониторинга, повышения оперативности и достоверности измерения параметров состояния газовых трубопроводов с помощью диагностической аппаратуры, установленной на носитель - дистанционно пилотируемый летательный аппарат (ДПЛА).

Известны системы и устройства для дистанционного контроля состояния магистральных трубопроводов (патенты РФ №№2.017.138, 2.040.783, 2.091.759, 2.158.423, 2.200.900, 2.256.984, 2.500.002, 2.362.981; патенты США №№3.490.032, 3.808.519, 6.229.313, 6.766.226; патент EP №0.052.053; патент WO №0.008.435; журнал «Крылья России», 1998, М. Беспилотные самолеты «Пчелка-1Г», модели «Эксперт» и «Альбатрос», ОКБ им. А.С.Яковлева и др.

Из известных систем и устройств наиболее близким к предлагаемому является «Автоматический беспилотный диагностический комплекс» (патент РФ №2.256.894, G01М 3/00, 2003) который и выбран в качестве прототипа.

Указанный комплекс обеспечивает надежный обмен радиотелеметрической и командной информацией между дистанционно пилотируемым летательным аппаратом и наземным пунктом управления путем использования дуплексной радиосвязи на двух частотах и сложных сигналов с фазовой манипуляцией. Автоматический беспилотный диагностический комплекс содержит систему автоматического управления, спутники глобальной навигационной системы ГЛОНАСС, навигационную систему, инерциальную навигационную систему, приемную аппаратуру спутниковой навигационной системы, вычислитель действительных координат спутниковой навигационной системы, радиомаяк, систему воздушно-скоростных сигналов, малогабаритный радиовысотомер, малых высот, систему автоматического дистанционного управления, систему команд радиоуправления информационно-логический блок, приемную аппаратуру командного радиоуправления, обзорную телевизионную систему, систему радиотелеметрии, систему автоконтроля работы бортовых систем с вычислителем, систему управления двигателем, вычислитель системы автоматического управления, радиоретранслятор, блок управления бортовыми системами, бортовой накопитель информации, систему посадки и выпуска парашюта, блок управления системой диагностики состояния магистральных газопроводов, систему диагностики состояния магистральных трубопроводов, радиовысотомер, наземный пункт управления, стартовую катапульту и систему спасения.

При выполнении штатной, вынужденной или аварийной посадки дистанционно - пилотируемого летательного аппарата (ДПЛА) по самолетному важное значение имеет определение положения вектора скорости и угла сноса ДПЛА, знание которых делает возможным его мягкую посадку.

Технической задачей изобретения является обеспечение возможности для мягкой посадки дистанционно-пилотируемого летательного аппарата путем автономного определения его модуля вектора скорости и угла сноса.

Поставленная задача решается тем, что автоматический беспилотный диагностический комплекс (АБДК), содержащий, в соответствии с ближайшим аналогом, дистанционно-пилотируемый летательный аппарат, включающий планер, силовую установку с поршневым двигателем, систему автоматического управления с блоком управления бортовыми системами, содержащую инерциальную навигационную систему, приемную аппаратуру спутниковой навигационной системы, систему воздушно-скоростных сигналов, радиовысотомер малых высот и вычислитель действительных координат, систему автоматического дистанционного управления полетом летательного аппарата и работой его систем, включающую приемную аппаратуру, командного радиоуправления и обзорную телевизионную систему, радиоретрансляционную систему, систему автоконтроля работы бортовых систем, радиотелеметрическую систему, систему посадки и выпуска парашюта, систему управления двигателем, вычислитель системы автоматического управления, радиомаяк, систему диагностики состояния магистральных трубопроводов и блок управления системой диагностики, размещенных в фюзеляже летательного аппарата, а также мобильный наземный пункт управления, содержащий радиотелеметрическую систему, телевизионную систему, стартовую катапульту и пульт управления, при этом радиотелеметрическая система выполнена в виде двух радиостанций, размещенных на дистанционно-пилотируемом летательном аппарате и наземном пункте управления соответственно, каждая из которых содержит последовательно включенные генератор высокой частоты, фазовый манипулятор, второй вход которого соединен с выходом источника дискретных сообщений и команд, первый смеситель, второй вход которого соединен с выходом первого гетеродина, усилитель первой промежуточной частоты, первый усилитель мощности, дуплексер, вход-выход которого связан с приемопередающей антенной, второй усилитель мощности, второй смеситель, второй вход которого соединен с выходом второго гетеродина, усилитель второй промежуточной частоты, перемножитель, второй вход которого соединен с выходом первого гетеродина, полосовой фильтр и фазовый детектор, второй вход которого соединен с выходом второго гетеродина, а выход является выходом радиостанции, при этом частоты и первого и второго гетеродинов разнесены на значение второй промежуточной частоты

ωГ2Г1пр,

радиостанция, размещенная на дистанционно-пилотируемом летательном аппарата, излучает сложные сигналы с фазовой манипуляцией на частоте ω1пр1Г2, а принимаемый - на частоте ω2Г1, а радиостанция, размещенная на наземном пункте управления, наоборот, излучает сложные сигналы с фазовой манипуляцией на частоте ω2, принимает - на частоте ω1, отличается от ближайшего аналога тем, что дистанционно пилотируемый летательный аппарат снабжен корреляционным измерителем скорости, подключенным к радиостанции радиотелеметрической системы, связанным с блоком управления бортовыми системами и выполненным в виде передатчика с передающей антенной и трех приемников с приемными антеннами, причем к выходу первого приемника последовательно подключены первый перемножитель, второй вход которого через первый блок регулируемой задержки соединен с выходом второго приемника, первый фильтр нижних частот и первый экстремальный регулятор, выход которого соединен с вторым входом первого блока регулируемой задержки, к второму выходу которого подключен первый индикатор скорости, к выходу первого приемника последовательно подключены второй перемножитель, второй вход которого через второй блок регулируемой задержки соединен с выходом третьего приемника, второй фильтр нижних частот и второй экстремальный регулятор, выход которого соединен с вторым входом второго блока регулируемой задержки, к второму выходу которого подключен второй индикатор скорости, передающая и приемная антенны выполнены рупорными, диаграмма направленности передающей рупорной антенны направлена вертикально вниз, диаграмма направленности приемных рупорных антенн несколько смещены, для того, чтобы все антенны освещали один и тот же участок на земной поверхности, вдоль продольной базы на борту размещены на расстоянии d0/2 первая приемная антенна и передающая антенна, где d0 - длина продольной базы, первой и второй приемными антеннами образована первая приемная база, первой и третьей приемными антеннами образована вторая приемная база, приемные базы развернуты на угол 2α, где α - угол между продольной базой и приемной базой, вторая и третья приемные антенны размещены на расстоянии b - где b - поперечная база.

Структурная схема автоматического беспилотного диагностического комплекса представлена на фиг.1. Структурная схема радиостанции 15.1 размещенной на борту дистанционно-пилотируемого летательного аппарата, изображена на фиг.2. Структурная схема радиостанции 15.2, размещенной на наземном пункте 26 управления, изображена на фиг.3. Частотная диаграмма, иллюстрирующая процесс преобразования сигнала, показана на фиг.4. Структурная схема корреляционного измерителя скорости 46 представлена на фиг.5. Диаграммы направленности главных лепестков рупорных передающей (48) и приемных (49, 50, 51) антенн, показаны на фиг.6. Вид в плане антенной системы корреляционного измерителя скорости изображен на фиг.7.

Автоматический беспилотный диагностический комплекс содержит систему 1 автоматического управления, спутники 2.i (i=1,2,…,24) глобальной навигационной системы ГЛОНАСС и/или НАВСТАР, навигационную систему 3, инерциальную навигационную систему 4, приемную аппаратуру 5 спутниковой навигационной системы ГЛОНАСС и/или НАВСТАР, вычислитель 6 действительных координат спутниковой навигационной системы, радиомаяк 7, систему 8 воздушно-скоростных сигналов, малогабаритный радиовысотомер 9 малых высот, систему 10 автоматического дистанционного управления, систему 11 команд радиоуправления, информационно-логический блок 12, приемную аппаратуру 13 командного радиооборудования, обзорную телевизионную систему 14, систему 15 радиотелеметрии, систему 16 автоконтроля работы бортовых систем ДПЛА с вычислителем, систему 17 управления двигателем, вычислитель 18 системы автоматического управления, радиоретранслятор 19, блок 20 управления бортовыми системами, бортовой накопитель 21 информации, систему 22 посадки и выпуска парашюта, блок 23 управления системой диагностики состояния магистральных газопроводов, систему 24 диагностики состояния магистральных газопроводов, радиовысотомер 25, наземный пункт 26 управления, наземный пульт 27 управления, стартовую катапульту и систему 28 спасения, рули 29 направления и корреляционный измеритель 46 скорости с передающей 48 и приемными 49, 50, 51 антеннами.

Радиотелеметрическая система 15 содержит две радиостанции 15.1 и 15.2, размещенные на дистанционно-пилотируемом летательном аппарате и наземном пункте 26 управления соответственно, каждая из которых содержит последовательно включенные генератор 30.1 (30.2) высокой частоты, фазовый манипулятор 31.1 (31.2), второй вход которого соединен с выходом источника 32.1 (32.2) дискретных сообщений и команд, первый смеситель 33.1 (33.2), второй вход которого соединен с выходом первого гетеродина 34.1 (34.2), усилитель 35.1 (35.2) первой промежуточной частоты, первый усилитель 36.1 (36.2) мощности, дуплексер 37.1 (37.2), вход-выход которого связан с приемопередающей антенной 38.1 (38.2), второй усилитель 39.1 (39.2) мощности, второй смеситель 40.1 (40.2), второй вход которого соединен с выходом второго гетеродина 41.1 (41,2), усилитель 42.1 (42.2) второй промежуточной частоты, перемножитель 43.1 (43.2), второй вход которого соединен с выходом первого гетеродина 34.1 (34.2), полосовой фильтр 44.1 (44.2), фазовый детектор 45.1 (45.2)второй вход которого соединен с выходом второго гетеродина 41.1 (41.2), а выход является выходом радиостанции.

Корреляционный измеритель 46 скорости подключен к радиостанции 15.1 радиотелеметрической системы 5, связан с блоком 20 управления бортовыми системами и выполнен в виде передатчика 47 с передающей антенной 48 и трех приемников 52, 53, 54 с приемными антеннами 49, 50, 51 соответственно. Причем к выходу первого приемника 52 последовательно подключены первый перемножитель 57, второй вход которого через первый блок 63 регулируемой задержки соединен с выходом второго приемника 53, первый фильтр 59 нижних частот и первый экстремальный регулятор 61, выход которого соединен с вторым входом блока 63 регулируемой задержки, к второму выходу которого подключен первый индикатор 65 скорости. К выходу первого приемника 52 последовательно подключены второй перемножитель 58, второй вход которого через второй блок 64 регулируемой задержки соединен с выходом третьего приемника 54, второй фильтр 60 нижних частот и второй экстремальный регулятор 62, выход которого соединен с вторым входом второго блока 64 регулируемой задержки, к второму выходу которого подключен второй индикатор 66 скорости.

Передающая 48 и приемные 49, 50, 51 антенны выполнены рупорными. Диаграммы направленности передающей рупорной антенны 48 направлена вертикально вниз. Диаграммы направленности приемных рупорных антенн 49, 50, 51 несколько смещены, для того, чтобы все антенны освещали один и тот же участок на земной поверхности (фиг.6).

Вдоль продольной базы на борту размещены на расстоянии d0/2 первая приемная антенна 49 и передающая антенна 48, где d0 - длина продольной базы (фиг.7). Первой 49 и второй 50 приемными антеннами образована первая приемная база, длиной d1. Первой 49 и третьей, 51 приемными антеннами образована вторая приемная база, длиной d1. Приемные базы развернуты на угол 2α, где α - угол между продольной базой и приемной базой, вторая 50 и третья 51 приемные антенны размещены на расстоянии b, где b - поперечная база.

Автоматический беспилотный диагностический комплекс содержит дистанционно-пилотируемый летательный аппарат, планер которого выполнен из дешевых композиционных материалов.

Аэродинамическая схема ДПЛА содержит моноплан с высокорасположенным крылом небольшой стреловидности, духбалочным хвостовым оперением и расположенным в задней части фюзеляжа двухцилиндровым двухтактным поршневым двигателем с трехлопасным толкающим воздушным винтом фиксированного шага. В центроплане крыла размещаются мягкие топливные баки. В центральной части центроплана размещается посадочный парашют. Хвостовое оперение выполнено двухкилевым. Между килями располагается стабилизатор.

В передней части фюзеляжа расположен отсек полезной нагрузки. Двигатель выполнен поршневым с трехлопасным винтом фиксированного шага, подключенным к системе 17 управления двигателем.

ДПЛА имеет трехколесное шасси. Основные колеса имеют тормозные устройства, обеспечивающие одновременное и дифференциальное торможение, связанные с системой 22 посадки и выпуска парашюта, подключенной к блоку 20 управление бортовыми системами.

Бортовые системы ДПЛА содержат систему 1 автоматического управления, состоящую из двух систем.

Первая система - навигационная 3, в состав которой включены: инерционная навигационная система 4 (ИНС), приемная аппаратура 5 спутниковой навигационной системы (СНС), связанной со спутниками 2.i (i=1,2,…,24), система 8 воздушно-скоростных сигналов, подключенная к вычислителю 18 системы автоматического управления (САУ), малогабаритный высотомер 9 малых высот, подключенные к блоку 20 управления бортовыми системами.

Вторая система - система 10 автоматического дистанционного управления, в состав которой входит система 13 командного радиоуправления и обзорная телевизионная система 14.

Система 17 управления двигателем подключена к системе 11 команд радиоуправления и блоку 20 управления бортовыми системами. Радиотелеметрическая система 15 соединена с системой 16 автоконтроля, подключенной к входу блока 20 управления бортовыми системами, входы вычислителя 18 САУ подключены к системе 8 воздушно-скоростных сигналов, информационно-логический блок 12 - к системе 11 команд радиоуправления, а выход вычислителя 18 связан с рулями направления 29. Блок 20 управления бортовыми системами связан с выходами радиовысотомера 25, бортового накопителя 21 информации, радиомаяка 7, выходами системы 22 посадки и выпуска парашюта, подключенной к системе 11 команд радиоуправления, блок 23 управления системой диагностики, вычислителя 6 действительных координат, входы которого связаны с ИНС 4 и приемной аппаратурой 5 СНС. Система 24 диагностики состояния магистральных газопроводов подключена своими входами - выходами к блоку 23 управления системой диагностики.

Система 24 диагностики состояния магистральных газопроводов содержит магнитометр, соединенный с пассивными магнитометрическими датчиками, тепловизор, лазерный газоанализатор и телевизионную систему.

Наземный пункт управления 26 содержит радиостанцию 15.2, телевизионную систему 14, стартовую катапульту 28, связанную с наземным пультом 27 управления наземного пункта 26.

Выполнение полета и диагностики состояния газовых трубопроводов с помощью автоматического беспилотного диагностического комплекса (АБДК) осуществляется следующим образом.

АБДК обеспечивает наилучшие условия выполнения мониторинга и измерения параметров состояния газовых трубопроводов с помощью бортовой аппаратуры. Навигационная система 3 в составе ИНС 4, приемной аппаратуры 5 СНС, системы 8 воздушно-скоростных сигналов, радиовысотомера 9 малых высот обеспечивает стабилизацию углового положения ДПЛА на всех режимах полета, управление полетом ДПЛА по заданному программой маршруту, выдачу потребителям текущих координат ДПЛА и другой навигационной информации.

Система 10 автоматического дистанционного управления в составе блока 11 команд радиоуправления и логического блока 12, приемной аппаратуры 13 командного радиоуправления, обзорной телевизионной системы 14 обеспечивает:

- коррекцию или изменение маршрута полета ДПЛА;

- управление системами ДПЛА при выполнении автоматического взлета по-самолетному;

- управление системами ДПЛА при выполнении штатной, вынужденной или аварийной посадки по-самолетному;

- автоматическое пилотирование ДПЛА, прекращение выполнения задания и возврат на площадку посадки, в случае необходимости;

- безопасность полета ДПЛА и газопроводов в случае остановки двигателя, выхода из строя командной радиолинии управления.

В чрезвычайных обстоятельствах система переключает управление полетом ДПЛА на себя и работает автономно по записанной в БЦВМ 21 логике в соответствии с конкретными отказами.

Система обеспечения посадки ДПЛА включает парашютную систему, трехколесное шасси и корреляционный измеритель 46 скорости. Система обеспечивает выполнение посадки ДПЛА по-самолетному на подготовленную площадку.

Корреляционный измеритель 46 скорости предназначен для измерения модуля вектора скорости и угла сноса ДПЛА.

Рассмотрим сначала принцип определения модуля вектора скорости при горизонтальном движении ДПЛА. Вдоль линии продольной базы на борту размещены три антенны: в середине передающая антенна 48, впереди приемная антенна 49 и сзади приемная антенна 50(51). Все антенны выполнены рупорными. Диаграмма направленности передающей рупорной антенны 48 направлена вертикально вниз, а диаграммы направленности приемных рупорных антенн 49 и 50 (51) несколько смещены, для того, чтобы все антенны освещали один и тот же участок на земной поверхности. Колебания после отражения от поверхности принимают первой 49 и второй 50 (третьей 51) приемными антеннами.

С помощью корреляторов 55 и 56 определяются степень корреляционной связи между сигналами антенн 49 и 50, 49 и 51. Оказывается, что корреляционная связь становиться наибольшей в том случае, когда сигнал от первой приемной антенны 49 задержан на интервал времени τз, однозначно связанной со скоростью ДПЛА.

В некоторый момент времени t0 передающая антенна 48 излучает сигнал, который отражается точкой М и затем принимается передней 49 и задней 50 антеннами, которые сместились за это время на отрезок τз и находятся в точках 49' и 50'. Расстояние d0/2 между этими двумя положениями ДПЛА пролетает за время τз, равное запаздыванию сигнала задней антенны 50 (51).

Сигналы с выходов приемников 52, 53 и 54 подаются на два коррелятора 55 и 56, каждый из которых состоит из перемножителя 57 (58), фильтра 59 (60) нижних частот, экстремального регулятора 61 (62) и блока 63 (64) регулируемой задержки. Полученное на выходе перемножителя 57 (58) напряжение пропускается через фильтр 59 (60) нижних частот, которым выделяется напряжение, пропорциональное корреляционной функции R1(τ)[R2(τ)]. Экстремальный регулятор 61 (62), предназначенный для поддержания максимального значения корреляционной функции R1(τ)[R2(τ)] и подключенный к выходу фильтра 59(60) нижних частот, воздействует на управляющий вход блока 63 (64) регулируемой задержки и поддерживает вводимую им задержку τ равной τз(τ=τз), что соответствует максимальному значению корреляционной функции R1(τ)[R2(τ)]. Указатель 65 (66) скорости, связанный со шкалой блока 63 (64) регулируемой задержки, позволяет непосредственно считывать измеренное значение скорости v ДПЛА.

,

где d0 - расстояние между электрическим центром антенн (длина продольной базы).

В действительности отражение происходит не только от одной точки М, а от большого числа отражателей, расположенных хаотически на облучаемой поверхности земли. Для сигнала, отраженного от каждой из этих точек, может быть доказана с справедливость приведенной формулы. Следовательно эта формула будет справедлива и для реального отраженного сигнала.

Для того чтобы определить направление вектора скорости в горизонтальной плоскости Δφ (найти угол сноса), необходимо иметь две пересекающиеся базы, как это показано на фиг.7. На нем изображена антенная система корреляционного измерителя 46 скорости в плане. Антенны 49 и 50 образуют одну измерительную базу, антенны 49 и 51 - другую приемную базу. Для этих двух приемных баз используется одна и та же передающая антенна 48. Базы развернуты на угол 2α, где α - угол между продольной и приемной базами.

Проекции вектора скорости v на направления баз будут одинаковыми лишь в том случае, если Δφ=0. Если же Δφ≠0, то эти проекции будут различными:

v49,50=v cos(α+Δφ)

v49,50=v cos(α-Δφ)

Времена корреляции по разным базам также будут различными:

; .

Измеряя угол поворота платформы с антеннами 48-51, соответствующей условию T49,50=T49,51, можно определить угол сноса Δφ.

Описываемый корреляционный измеритель 46 скорости ДПЛА может работать в диапазоне волн 2,75-5,77 см. Рупорная антенна для этого диапазона имеет раскрыв около 19,6 см2. При этом антенная система умещается на платформе, диаметр окружности которой равен 30 см. Для точного измерения горизонтальной скорости v и угла сноса Δφ ДПЛА важно, чтобы ось диаграммы направленности приемных антенн была перпендикулярна земной поверхности. Однако оказалось, что несмотря на отклонения оси антенн от вертикали, которые наблюдались на маневрах ДПЛА, погрешность определения скорости не превышает 0,5-1,0% даже без специальной стабилизации антенн.

Точность определения модуля вектора скорости корреляционным прибором может быть ориентировочно оценена по формуле:

,

а точность определения направления вектора скорости в горизонтальной плоскости - по формуле

,

в которых

- ширина диаграммы направленности;

λ - длина волны, см;

d0 - длина продольной базы, см;

b - длина поперечной базы, см;

v - скорость движения ДПЛА, см/сек;

ТИЗМ - время определения результатов измерений, сек.

Формулы справедливы при условии, что , так как в противном случае возникает существенная декорреляция сигналов. Следует также уточнить, что выше приведенные формулы дают оценки наивысшей точности, которая может быть достигнута, так называемой потенциальной точности. В реальных условиях за счет влияния различных дестабилизирующих факторов точность будет меньше.

Диагностирование выполняют с помощью установленных на ДПЛА газоанализатора, тепловизора, магнитометрической системы контроля катодной защиты трубопровода, с помощью телевизионной системы. Тепловизор позволяет получать видимое изображение исследуемого трубопровода по его собственному тепловому (ИК) излучению, определяя формы и места положения слабонагретых и замаскированных трубопроводов в дневных и ночных условиях. Тепловые аномалия, создаваемые магистральными трубопроводами, связаны с транспортом нагретого газа и утечками из трубопровода.

Для работы системы диагностики обеспечивают ввод данных о точной высоте полета над трубой с помощью радиовысотомера, об угловых координатах положения планера, о текущих координатах местности, поступающих из НО в вычислитель блока управления системой диагностики состояния магистральных газопроводов и далее в блоки вычисления и накопления.

В процессе полета обзорная телевизионная система передает на наземный пункт управления обзор местности, (передает изображение), текущие координаты полета, информацию о работе и отказах бортовых систем. Оператор наблюдает на видеокамере изображение трубы относительно ДПЛА по визуальной сетке. Изображением желаемой траектории полета является визирная сетка, перекрестие, направленное на цель, которую необходимо выдерживать. Объективы тепловизора, телевизионной системы автоматически закрываются с помощью шторок при взлете и посадке. Через командную радиолинию с земли оператор корректирует полет ДПЛА, осуществляет контроль функционального состояния диагностической системы, при необходимости ее обогрев и управление диагностической системой. В результате чего происходят измерения полей температурного контраста тепловизионной системой, затем измерение концентрации трансформируемого газа газоанализатором. Определение магнитного поля регистрируют в соответствии с линейным положением магнитометра по отношению к трубопроводу. При этом скорость сканирования тепловизионной и телевизионной систем устанавливается по сигналу, поступающему из блока 23 управления, определяемому по соотношению скорости полета к высоте. Полученные измерения диагностической системы и параметры траектории полета поступают в блок вычислителя и затем в блок накопления диагностической информации, встроенные в блок 23 управления диагностической системы.

В вычислителе 6 используется комплексная обработка информации (КОИ), результатом которой является действительные значения параметров движения ДПЛА.

Повышение точности формирования действительных значений пилотажно-навигационных параметров достигается использованием оптимальной КОИ с реализацией фильтра Калмана.

В приемной аппаратуре 5 СНС измеряется псевдодальность по оценке задержки огибающей псевдослучайных последовательностей и радиальная псевдоскорость по оценке доплеровского смещения частоты несущей. В сигналы кодов закладывается соответствующий массив служебной информации, содержащей эфемериды, альманах, частотно-временные поправки, метки времени, сведения о работоспособности бортовой аппаратуры измерений. В приемной аппаратуре 5 СНС решается навигационно-временная задача.

Управление АБДК осуществляется с помощью системы 18 автоматического управления, обеспечивающей отработку и стабилизацию пространственной траектории, отслеживающей траекторию движения АБДК, и автомата управления тягой двигателей, выдерживающего заданную скорость полета.

Радиостанции 15.1 и 15.2 радиотелеметрической системы 15 работают следующим образом.

Генератором 30.1 высокой частоты формируют гармоническое колебание

uc1(t)=Uc1cos(ωct+φc1), 0≤t≤Tc1,

где Uc1, ωc, φc1, Tc1 - амплитуда, несущая частота, начальная фаза и длительность колебания, которое поступает на первый вход фазового манипулятора 31.1, на второй вход которого подается модулирующий код M1(t) с выхода источника 32.1 дискретных сообщений и команд. В качестве источника 32.1 дискретных сообщений и команд могут быть текущие координаты ДПЛА, информация о работе и отказах бортовых систем и т.п. На выходе фазового манипулятора 31.1 образуется сложный сигнал с фазовой манипуляцией (ФМн)

u1(t)=Uc1cos[ωct+φk1(t)], 0≤t≤Tc1,

где φk1(t)={0, π} - манипулированная составляющая фазы, отображающая закон фазовой манипуляции в соответствии с модулирующим кодом M1(t), причем φk1(t)=const при kτэ<t<(k+1)τэ и может изменяться скачком при t=kτэ, т.е. на границах между элементарными посылками (к=1,2,…,N1-l);

τэ, N1 - длительность и количество элементарных посылок, из которых составлен сигнал длительностью Tc1(Tc1эN1), который поступает на первый вход смесителя 33.1, на второй вход которого подается напряжение гетеродина 34.1

uГ1(t)=UГ1cos(ωГ1t+φГ1).

На выходе смесителя 33.1 образуются напряжения комбинационных частот. Усилителем 35.1 выделяется напряжение первой промежуточной (суммарной) частоты

uпр1(t)=Uпр1cos[ωпр1t+φk1(t)+φпр1], 0≤t≤Tc1,

где ;

K1 - коэффициент передачи смесителя;

ωпр1сГ1 - первая промежуточная (суммарная) частота;

φпр1с1Г1.

Это напряжение после усиления в усилителе 36.1 мощности через дуплексер 37.1 поступает в приемопередающую антенну 38.1,излучается ею в эфир на частоте ω1пр1, улавливается приемопередающей антенной 38.2 и через усилитель 39.2 мощности поступает на первые входы смесителя 40.2. На второй вход смесителей 40.2 подаются напряжения UГ1 гетеродина 41.2:

На выходе смесителя 40.2 образуются напряжения комбинационных частот. Усилителем 42.2 выделяется напряжение второй промежуточной (разностной) частот:

uпр2(t)=Uпр2cos[ωпр2t+φk1(t)+φпр2], 0≤t≤Tc1,

где ;

ωпр2пр1Г1 - вторая промежуточная (разностная) частота;

φпр2пр1Г1,

которое поступает на первый вход перемножителя 43.2. На второй вход перемножителя 43.2 подается напряжение гетеродина 34.2

uГ2(t)=UГ2cos(ωГ2t+φГ2).

На выходе перемножителя 43.2 образуется напряжение

u2(t)=U2cos[ωГ1t-φk1(t)+φГ2], 0≤t≤Tc1,

где ;

которое выделяется полосовым фильтром 41.2 и поступает на первый (информационный) вход фазового детектора 45.2, на второй (опорный) вход которого подается напряжение uГ1(t) гетеродина 41.2. На выходе фазового детектора 45.2 образуется низкочастотное напряжение

uH1(t)=UH1cosφk1(t), 0≤t≤Tc1,

где ,

пропорциональное модулирующему коду M1(t).

На наземном пункте 26 управления формируется с помощью генератора 30.2 высокой частоты гармоническое колебание

uc2(t)=Uc2cos(ωct+φc2), 0≤t≤Tc2,

Которое поступает на первый вход фазового манипулятора 31.2, на второй вход которого подается модулирующий код M2(t) с выхода источника 32.2 дискретных сообщений и команд.

В качестве источника дискретных сообщений и команд могут быть сигналы запроса о работе различных бортовых систем, команды на включение или выключение блоков и т.д. На выходе фазового манипулятора 31.2 образуется сложный сигнал с фазовой манипуляцией (ФМн)

u3(t)=Uc2cos[ωct+φk2(t)+φc2], 0≤t≤Tc2,

где φk2(t)={0,π} - манипулируемая составляющая фазы, отображающая закон фазовой манипуляции в соответствии с модулирующим кодом M2(t), который поступает на первый вход смесителя 33.2, на второй вход которого подается напряжение uГ2(t) гетеродина 34.2. На выходе смесителя 33.2 образуются напряжения комбинационных частот. Усилителем 35.2 выделяется напряжение третьей промежуточной (разностной) частоты

uПР3(t)=UПР3cos[ωПР3t-φk2(t)+φпр3]; 0≤t≤Tc2,

где ,

ωПР3Г2С - третья промежуточная (разностная) частота;

φПР3Г2С2.

Это напряжение после усиления в усилителе 36.2 мощности через дуплексер 37.2 поступает в приемопередающую антенну 38.2, излучается ею в эфир на частоте ω2ПР3, улавливается приемопередающей антенной 38.1 и через усилитель 39.1 мощности поступает на первый вход смесителя 40.1. На второй вход смесителя 40.1 подается напряжение UГ2(t) гетеродина 41.1. На выходе смесителя 40.1 образуются напряжения комбинированных частот. Усилителем 42.1 выделяется напряжение второй промежуточной (разностной) частоты

uПP4(t)=UПP4cos[ωПP2t+φk2(t)-φПP4], 0≤t≤TC2,

где ;

пропорциональное модулирующему коду M2(t).

При этом частоты ωГ1 и ωГ2 гетеродинов 34.1 (34.2) и 41.1 (41.2) разнесены на значение второй промежуточной частоты ωГ2Г1ПР2.

Радиостанция 15.1, размещаемая на ДПЛА, излучает сложные ФМн-сигналы на частоте ω1=ωПР1Г2, а принимает - на частоте ω2ПР3Г1.

Радиостанция 15.2, размещаемая на наземном пункте 26 управления, наоборот, излучает сложный ФМн-сигнал на частоте ω2, а принимает - на частоте ω1.

Автоматический беспилотный диагностический комплекс позволяет получать визуальную информацию о состоянии магистральных газопроводов в сложных метеоусловиях, в любое время суток при полете ДПЛА на высоте до 50 м со скоростью 120…140 км/час над газопроводом в равнинной местности по координатам с использованием СНС, что уменьшает ошибки, не превышающие по боковому отклонению ±10 м и по высоте ±20 м.

В каждом полете ДПЛА способен диагностировать до 450 км газопровода. Обнаружение мест утечки газа обеспечивается диагностической системой при расходе газа 20…50 м3/сутки, выявляются разрушение покрытии в трубе площадью от 1 м2 и более. Полеты совершаются в оба направления магистрали на удалении до 225 км (до следующей через одну станцию газоперекачки) с возвратом на площадку старта.

Кроме того, используемая радиотелеметрическая система позволяет надежно дублировать команды управления и сообщения, которыми обмениваются ДПЛА и наземный пункт управления, что обеспечивает более эффективный контроль за состоянием магистральных газопроводов.

Используемые сложные ФМн-сигналы обладают высокой помехоустойчивостью, энергетической и структурной скрытностью. Энергетическая скрытность данных сигналов обусловлена их высокой сжимаемостью во времени и по спектру при оптимальной обработке, что позволяет снизить мгновенную излучаемую мощность. Вследствие этого сложный ФМн-сигнал в точке приема может оказаться замаскированным шумами и помехами. Причем энергия сложного ФМн-сигнала отнюдь не мала, она просто распределена по частотно-временной области так, что в каждой точке этой области мощность сигнала меньше мощности шумов и помех.

Структурная скрытность сложных ФМн-сигналов обусловлена большим разнообразием их форм и значительными диапазонами изменений параметров, что затрудняет оптимальную или хотя бы квазиоптимальную обработку сложных ФМн-сигналов априорно неизвестной структуры с целью повышения чувствительности приемника. Сложные ФМн-сигналы позволяют применять новый вид селекции - структурную селекцию.

Таким образом, предлагаемый автоматический беспилотный диагностический комплекс по сравнению с прототипом обеспечивает возможность для мягкой посадки дистанционно-пилотируемого летательного аппарата. Это достигается путем автономного определения его модуля вектора скорости и угла сноса за счет корреляционной обработки зондирующего и отраженного сигналов.

Автоматический беспилотный диагностический комплекс, содержащий дистанционно пилотируемый летательный аппарат, включающий планер, силовую установку с поршневым двигателем, систему автоматического управления с блоком управления бортовыми системами, содержащую инерциальную навигационную систему, приемную аппаратуру спутниковой навигационной системы, систему воздушно-скоростных сигналов, радиовысотомер малых высот и вычислитель действительных скоростей, систему автоматического дистанционного управления полетом летательного аппарата и работой его систем, включающую приемную аппаратуру командного радиоуправления и обзорную телевизионную систему, радиоретрансляционную систему, систему автоконтроля работы бортовых систем, радиотелеметрическую систему, систему посадки и выпуска парашюта, систему управления двигателем, вычислитель системы автоматического управления, радиомаяк, систему диагностики состояния магистральных трубопроводов и блока управления системой диагностики, размещенные в фюзеляже летательного аппарата, а также мобильный наземный пункт управления, содержащий радиотелеметрическую систему, телевизионную систему, стартовую катапульту и пульт управления, при этом радиотелеметрическая система выполнена в виде двух радиостанций, размещенных на дистанционно-пилотируемом летательном аппарате и наземном пункте управления соответственно, каждая из которых содержит последовательно включенные генератор высокой частоты, фазовый манипулятор, второй вход которого соединен с источником дискретных сообщений и команд, первый смеситель, второй вход которого соединен с выходом первого гетеродина, усилитель первой промежуточной частоты, первый усилитель мощности, дуплексер, вход-выход которого связан с приемопередающей антенной, второй усилитель мощности, второй смеситель, второй вход которого соединен с выходом второго гетеродина, усилитель второй промежуточной частоты, перемножитель, второй вход которого соединен с выходом первого гетеродина, полосовой фильтр и фазовый детектор, второй вход которого соединен с выходом второго гетеродина, а выход является выходом радиостанции, при этом частоты первого и второго гетеродинов разнесены на значение второй промежуточной частоты ωГ2Г1ПР2, радиостанция, размещенная на дистанционно-пилотируемом летательном аппарате, излучает сложные сигналы с фазовой манипуляцией на частоте ω1ПР1Г2, а принимает на частоте ω2ПР3Г1, а радиостанция, размещенная на наземном пункте управления, наоборот, излучает сложные сигналы с фазовой манипуляцией на частоте ω2, а принимает на частоте ω1, отличающийся тем, что дистанционно-пилотируемый летательный аппарат снабжен корреляционным измерителем скорости, подключенным к радиостанции радиотелеметрической системы, связанным с блоком управления бортовыми системами и выполненным в виде передатчика с передающей антенной и трех приемников с приемными антеннами, причем к выходу первого приемника последовательно подключены первый перемножитель, второй вход которого через первый блок регулируемой задержки соединен с выходом второго приемника, первый фильтр нижних частот и первый экстремальный регулятор, выход которого соединен с вторым входом первого блока регулируемой задержки, к второму выходу которого подключен первый индикатор скорости, к выходу первого приемника последовательно подключены второй перемножитель, второй вход которого через второй блок регулируемой задержки соединен с выходом третьего приемника, второй фильтр нижних частот, и второй экстремальный регулятор, выход которого соединен с вторым входом второго блока регулируемой задержки, к второму выходу которого подключен второй индикатор скорости, передающая и приемные антенны выполнены рупорными, диаграмма направленности передающей рупорной антенны направлена вертикально вниз, диаграммы направленности приемных рупорных антенн несколько смещены, для того чтобы все антенны освещали один и тот же участок на земной поверхности, вдоль продольной базы на борту размещены на расстоянии d0/2 первая приемная антенна и передающая антенна, где d0 - длина продольной базы, первой и второй приемными антеннами образована первая приемная база, первой и третьей приемными антеннами образована вторая приемная база, приемные базы развернуты на угол 2α, где α - угол между продольной базой и приемной базой, вторая и третья приемные антенны размещены на расстоянии b, где b - поперечная база.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области контроля герметичности изделий и направлено на повышение стабильности калибровки газоаналитических течеискателей за счет использования частотных методов управления молекулярным расходом, что обеспечивается за счет того, что измерительный объем заполняют пробным газом под испытательным давлением и соединяют с камерой сброса давления.

Изобретение относится к области применения беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) и может быть использовано для систематического дистанционного контроля состояния нефте- и газопроводов, хранилищ, высоковольтных ЛЭП и других протяженных объектов.

Изобретение относится к области испытаний ракетно-космической техники, может быть использовано для контроля герметичности корпуса космического аппарата и поиска места течи из отсеков космического аппарата в условиях орбитального полета или в процессе вакуумных испытаний и направлено на упрощение диагностики негерметичности корпуса космического аппарата, повышение ее точности и сокращение времени поиска места течи, что обеспечивается за счет того, что создают давление воздуха внутри корпуса космического аппарата и вывод о наличии локальной негерметичности делают с использованием чувствительной среды, в качестве чувствительной среды применяют индикаторные дискретные частицы, запускаемые с заданным шагом вдоль поверхности его корпуса и меняющие свои траектории под воздействием газового потока из течи, производят измерение отклонения положения мест ударов этих частиц о чувствительный экран-мишень, устанавливаемый под заданным углом для отражения их в ловушку, и регулируют чувствительность измерений изменением начальных скоростей индикаторных дискретных частиц и расстояния между источником, запускающим индикаторные дискретные частицы, и экраном-мишенью.

Изобретение относится к области испытательной техники и может быть использовано в наземных испытаниях изделий на прочность и герметичность, а также в качестве контрольной операции подтверждения качества изготовления крупногабаритных криогенных емкостных конструкций, преимущественно топливных баков ракет-носителей, спроектированных с учетом криогенного упрочнения и нагруженных внутренним давлением в условиях криогенного захолаживания.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при испытаниях полостей устройств авиационной и ракетной техники, а также в других областях техники.

Изобретение относится к области испытательной техники и направлено на создание простого и безопасного для операторов, работающих в герметично изолированных от внешних сред обитаемых помещениях, оперативного способа определения местонахождения негерметичного участка гидравлической магистрали системы терморегулирования объекта после установления факта негерметичности, что обеспечивается за счет того, что при осуществлении способа определения местоположения негерметичного участка замкнутой гидравлической магистрали, снабженной побудителем расхода и гидропневматическим компенсатором температурного изменения объема рабочего тела, снижают давление среды в газовой полости гидропневматического компенсатора до уровня стабилизации этого давления в пределах погрешности измерения.

Изобретение относится к области приборостроения и может быть использовано для дистанционного контроля состояния магистральных газопроводов и хранилищ с помощью диагностической аппаратуры, установленной на носитель - дистанционно-пилотируемый летательный аппарат (ДПЛА).

Изобретение относится к области испытательной техники и может быть использовано для определения значения негерметичности агрегатов при воздействии вибрации, в том числе при резонансах его подвижных элементов, и направлено на повышение точности определения значения негерметичности агрегатов, что обеспечивается за счет того, что определяют негерметичность с использованием показаний датчика перепада давления, при этом согласно изобретению момент начала работы датчика перепада давления и момент начала работы программы вибростенда по вибровоздействию на агрегат синхронизируют по времени, выбирают показания перепада давления в условиях изменения перегрузок от начала и до конца повышения давления и судят о негерметичности агрегата по величине расхода газа, используя для определения расхода газа среднее значение его в диапазоне виброперегрузок за выбранный промежуток времени.

Изобретение относится к области контрольно-измерительной техники и может быть использовано, например, для контроля течей теплообменников натрий-вода атомных электростанций с реакторами на быстрых нейтронах.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к испытательной технике, и позволяет выполнять полный комплекс испытания изделий на герметичность. Изобретение расширяет технологические возможности испытания за счет использования различных контрольных газовых и жидких сред, а также повысить чувствительность и надежность контроля изделий с особо высокими требованиями по герметичности. Предложен способ испытания изделия на герметичность, заключающийся в том, что изделие 6 помещают в герметичную испытательную камеру 1, оснащенную системами охлаждения 3 и нагрева 4. После вакуумирования полости изделия 6 в нее подают контрольную среду, повышением температуры приводят контрольную среду в состояние сверхкритического флюида, затем выполняют операции регистрации и измерения потока проникающей в сквозных микронеплотностях изделия контрольной среды. Контрольную среду в виде газовой фазы сжиженного газа или в виде жидкости подают в полость изделия для испытания в количестве , где V - объем полости изделия, л; ρкр - критическая плотность вещества контрольной среды, кг/л; Рфл - необходимое давление сверхкритического флюида в полости изделия при испытании в диапазоне значений Ркр≤Рфл≤3Ркр, кгс/см2; Ркр - критическое давление вещества контрольной среды, кгс/см2; Ткр - абсолютное значение критической температуры вещества контрольной среды, К; Тфл - абсолютная температура сверхкритического флюида в полости изделия при испытании в диапазоне значений Ткр≤Тфл≤2Ткр, К. Подачу газовой фазы сжиженного газа с общим количеством Mo производят в полость изделия 6, предварительно охлажденного до температуры , при работающей системе теплосъема, при этом расход подаваемого газа: , где NQ - тепловая мощность системы съема тепла с поверхности изделия, кДж/с; tu - температура изделия при заполнении полости газом, °C; tпл - температура затвердевания контрольной среды в жидкой фазе; Clq - теплоемкость конденсированной контрольной среды при температуре , кДж/кг·град; r - теплота конденсации газовой фазы контрольной среды при температуре , кДж/кг; to - температура окружающей среды при испытании,°C. 1 з.п. ф-лы, 2 табл., 1 ил.

Изобретение относится к области тестирования на герметичность и может быть использовано для тестирования на герметичность фильтрованного устройства (2) для сепарации аэрозолей и пылей из объемного потока газа. Сущность: посредством загрузочного устройства (16) тестовый аэрозоль подают, если смотреть в направлении потока, до фильтрующего элемента (9) в поток неочищенного газа. Осуществляют замер числа частиц и/или определяют концентрацию частиц, если смотреть в направлении потока, в очищенном потоке газа после фильтрующего элемента (9). При этом в загрузочное устройство (16) подают первый смешанный объемный поток из тестового аэрозоля и сжатого воздуха, который формирует аэрозольный генератор (37). Произведенный при помощи аэрозольного генератора (37) первый смешанный объемный поток смешивают с объемным потоком воздуха для получения второго, более разреженного смешанного объемного потока. Подают второй, более разреженный смешанный объемный поток на загрузочное устройство (16). Технический результат: минимизация расхода сжатого воздуха. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к способам теплового контроля герметичности и может быть использовано для контроля герметичности крупногабаритных сосудов, например котлов железнодорожных цистерн. Сущность: непрерывно подают в сосуд водяной пар (рабочее тело), поддерживая постоянство уровней внутреннего давления и температуры рабочего тела. Сканируют поверхность сосуда с регистрацией температурного контраста теплочувствительным устройством. Причем ось визирования теплочувствительного устройства устанавливают наклонно к контролируемой поверхности. Рассчитывают изменение температуры в зависимости от установленного допустимого размера течи. Сравнивают значения изменений измеренной температуры контролируемой поверхности с расчетным значением изменения температуры. При превышении расчетного значения температуры над измеренным значением судят о наличии дефекта и его местоположении на поверхности. Технический результат: повышение достоверности обнаружения течи. 2 ил.

Изобретение относится к газодобывающей промышленности. Техническим результатом является упрощение контроля герметичности, что приводит к повышению надежности и безопасности эксплуатации подземных хранилищ газа (ПХГ). В предлагаемом способе осуществляют циклическое воздействие на пласт, при котором каждый цикл включает закачку газа в пласт с последующим отбором газа. Воздействие на пласт осуществляют, по меньшей мере, в течение 10 циклов. В каждом цикле периодически одновременно измеряют текущее пластовое давление ( P t ф ) и объем отбора (или закачки) газа. С учетом измеренных параметров определяют расчетное давление в ПХГ ( P t Р ) для режима эксплуатации хранилища без утечек газа и для режима эксплуатации хранилища с утечками газа. Затем определяют функцию (F) как среднеарифметическое значение отклонений ( P t Р ) от ( P t ф ) , полученных при каждом i-м измерении, для режима эксплуатации хранилища без утечек газа и функцию (Fy) для режима эксплуатации хранилища с утечками газа и при выполнении неравенства Fy<F делают вывод о наличии утечек газа в хранилище. 1 табл.

Изобретение относится к измерительной технике. Предназначено для исследования способов восстановления трубопроводов преимущественно внутренними рукавными (трубчатыми) покрытиями, наносимыми пневматическим или гидравлическим давлением. Заявленный стенд для исследования оборудования и процессов бестраншейного ремонта трубопроводов включает установленные на основании исследуемую трубу, в которой расположен исследуемый гибкий сложенный вдвое выворотом рукав, внешняя кромка которого закреплена на трубе, систему создания давления на рукав и динамический механизм в виде подвижного груза на блоке и динамометра растяжения, установленных съемно с возможностью автономного соединения с внутренней кромкой рукава, при этом источник давления на рукав представляет собой компрессионную цилиндрическую камеру, смонтированную с возможностью автономного соединения с компрессором и с гидравлической рециркуляционной системой и соединенную с исследуемой трубой в месте крепления внешней кромки рукава посредством сменной насадки, а также оборудованную соединенным с компрессором пневматическим затвором, состоящим из корпуса и внутренней эластичной манжеты с возможностью перемещения в ней рукава, внутренняя кромка которого присоединена к динамическому механизму, кроме того, компрессионная камера оборудована укрепленными неподвижно на центральном валу, перпендикулярном центральной оси исследуемой трубы, намоточными катушками - внутренней, с возможностью намотки рукава его внутренней кромкой, и внешней, с возможностью автономного соединения с подвижным грузом или с динамометром растяжения динамического механизма. Технический результат заключается в обеспечении многовариантного определения напора и средней скорости течения воды, потери напора, поправочного коэффициента Кориолиса, коэффициента гидравлического трения при различных сочетаниях нагрузок на различных моделях труб и рукавов. 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к газодобывающей промышленности. Техническим результатом является упрощение контроля герметичности, что приводит к повышению надежности и безопасности эксплуатации ПХГ, созданных в водоносных пластах. В предлагаемом способе осуществляют циклическое воздействие на пласт, при котором каждый цикл включает закачку газа в пласт с последующим отбором газа. Воздействие на пласт осуществляют, по меньшей мере, в течение 10 циклов. В каждом цикле периодически одновременно измеряют текущее пластовое давление в газовой ( P t ф ) и водоносной ( P t ф в ) зоне хранилища, а также объем отбора (или закачки) газа, затем с учетом измеренных параметров определяют расчетное давление в ПХГ ( P t P ) для режима эксплуатации хранилища без утечек газа и для режима эксплуатации хранилища с утечками газа. Затем определяют функцию (F), как среднеарифметическое значение отклонений ( P t P ) от ( P t ф ) , полученных при каждом i-м измерении, для режима эксплуатации хранилища без утечек газа и функцию (Fy) для режима эксплуатации хранилища с утечками газа и при выполнении неравенства Fy<F делают вывод о наличии утечек газа в хранилище. 1 табл.

Изобретение относится к области исследования устройств на герметичность и может быть использовано для контроля герметичности корпуса космического аппарата (КА) и поиска места течи из его отсеков в условиях орбитального полета или в процессе вакуумных испытаний. Сущность: создают давление воздуха внутри корпуса КА. Обдувают части корпуса КА пробным мелкодисперсным веществом с малым временем полной сублимации в условиях испытаний (например, углекислым газом в твердой форме). Обнаруживают локальную негерметичность корпуса КА посредством регистрации изменения линий тока полностью испаряющегося после испытаний пробного мелкодисперсного вещества под воздействием выходящего из корпуса газа. Технический результат: повышение точности и оперативности поиска места течи. 1 ил.

Изобретение относится к области исследования устройств на герметичность и может быть использовано для определения герметичности работающих под внешним давлением изделий, в частности изделий космической техники. Сущность: вакуумируют внутреннюю полость изделия через испытательную систему до установившегося равновесного давления в изделии и испытательной системе. Отсоединяют изделие от испытательной системы, продолжая вакуумировать испытательную систему. Измеряют первое установившееся равновесное давление в испытательной системе, соответствующее поступлению в испытательную систему собственного потока газоотделения и натекания испытательной системы. Подсоединяют к испытательной системе калиброванную течь. Измеряют установившееся равновесное давление в испытательной системе, соответствующее поступлению в испытательную систему собственного потока газоотделения и натекания испытательной системы и потока газа от калиброванной течи. Отсоединяют от испытательной системы калиброванную течь. Соединяют изделие с испытательной системой. Измеряют установившееся равновесное давление, соответствующее поступлению в испытательную систему потока от негерметичности изделия и собственного потока газоотделения и натекания испытательной системы. Отсоединяют изделие от испытательной системы. Измеряют второе установившееся равновесное давление, соответствующее поступлению в испытательную систему собственного потока газоотделения и натекания испытательной системы. Определяют величину негерметичности изделия на основании величины потока газа от калиброванной течи и величин упомянутых давлений. При этом после вакуумирования внутренней полости изделия через испытательную систему до установившегося равновесного давления в изделии и испытательной системе и отсоединения изделия от испытательной системы отсоединяют от средств вакуумирования сообщающийся с калиброванной течью участок испытательной системы известного объема. Причем калиброванную течь подсоединяют к участку испытательной системы известного объема. Измеряют поток газа от калиброванной течи по создаваемой им скорости нарастания давления в участке испытательной системы известного объема. Отсоединяют калиброванную течь от участка испытательной системы известного объема. После этого подсоединяют к средствам вакуумирования участок испытательной системы известного объема и захолаживают охлаждаемую ловушку средств вакуумирования. При этом измерения всех установившихся равновесных давлений, подсоединение и отсоединение калиброванной течи и изделия осуществляют после захолаживания охлаждаемой ловушки средств вакуумирования. Причем температура охлаждаемой ловушки средств вакуумирования должна быть равной температуре на рабочем месте. Технический результат: повышение точности определения герметичности изделий, повышение долговечности изделий при эксплуатации. 1 ил.

Изобретение относится к вакуумной технике, а именно к статическим магнитным масс- спектрометрическим анализаторам со 180-градусным поворотом и двойной магнитной фокусировкой, и может быть использовано в газовых течеискателях, в том числе гелиевых, предназначенных для испытания на герметичность различных систем и объектов, допускающих откачку внутренней полости до глубокого вакуума или заполнение ее гелийсодержащей смесью или другим пробным газом под избыточным давлением. Технический результат - повышение надежности и увеличение срока службы масс-спектрометрического анализатора; снижение вакуумных требований. Масс-спектрометрический анализатор газового течеискателя содержит вакуумную камеру с присоединительными фланцами, внутри которой размещены: источник ионов пробного газового вещества, состоящий из источника электронов и камеры ионизации; магнитная система, обеспечивающая разделение ионов по массам; приемник ионов. При этом в качестве источника электронов использован плазменный катод на основе плазмы тлеющего разряда, представляющий собой помещенную в аксиальное магнитное поле ячейку Пеннинга с эмиттером электронов, выполненным в виде щели для формирования ленточного электронного пучка в антикатоде ячейки, со стороны камеры ионизации. Предпочтительно, чтобы в центральной части анода ячейки Пеннинга были выполнены отверстия для «подкачки» остаточного газа из вакуумной камеры. 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при испытаниях полостей устройств авиационной и ракетной техники, а также в других областях техники. Сущность: устройство содержит корпус (1) с расточкой (3), сообщенной с внутренней полостью (4) корпуса (1). В уплотнительных канавках (8, 9) расточки (3) размещен палец (5), два радиальных уплотнительных кольца (6, 7) из эластомерного материала. На корпусе (1) размещен штуцер (11) подвода текучей среды с каналом (12), выходящим во внутреннюю полость расточки (3) на участке между уплотнительными канавками (8, 9). Палец (5) установлен с возможностью осевого перемещения относительно корпуса (1) и фиксации в двух положениях: в исходном - при котором канал (12) штуцера (11) сообщен с внутренней полостью (4) корпуса (1), и конечном - при котором канал (12) штуцера (11) изолирован от внутренней полости (4). Устройство содержит также упор (15) для ограничения осевого перемещения пальца (5) в его конечном положении. Вся наружная поверхность (10) пальца (5) выполнена цилиндрической. Упор (15) для ограничения осевого перемещения пальца (5) в его конечном положении выполнен в расточке (3) и размещен между первой (8) уплотнительной канавкой и внутренней полостью (4). Дальний от внутренней полости (4) конец (16) пальца (5) выполнен плоским и перпендикулярным цилиндрической поверхности (16) пальца (5). Технический результат: упрощение конструкции, уменьшение ее габаритов и массы. 2 ил.
Наверх