Устройство для управления гибкими стенками сопла аэродинамической трубы


 


Владельцы патента RU 2506556:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") (RU)

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам с регулируемыми соплами. Устройство состоит из силового механизма, изменяющего его контур по заданной программе, и командного устройства, управляющего этой программой. В контур управления введены последовательно включенные блок определения конечного положения ведущего ряда в функции заданного числа М, блок задания интенсивности движения ведущего ряда в функции времени управления и блок задания ординат ведомых рядов в функции заданной ординаты ведущего ряда, что позволяет с высокой точностью и скоростью изменять контур сопла. Технический результат заключается в повышении точности установки гибких стенок сопла аэродинамической трубы, а также надежности и простоты эксплуатации сопла. 1 ил.

 

Изобретение относится к области аэродинамики, в частности к автоматическим системам управления воздушным потоком в аэродинамических трубах.

При применении регулируемых сопл значительную трудность представляет высокая точность задания их контуров при испытаниях в потоке для получения заданных чисел Маха (М) и требуемой равномерности рабочего потока. В случае, когда контур задается с помощью нескольких приводных рядов управления подвижными гибкими стенками сопла, установка его требуемого профиля в функции числа М становится особенно сложной и при рассогласовании ординат приводных рядов ведет к срыву эксперимента, и, как следствие, к дополнительным временным и энергетическим затратам, удорожая эксперимент.

Известно устройство автоматического регулирования контура сопла с аналоговым командным устройством управления (Авторское свидетельство СССР №280944, МПК G01М 9/00, 1969). Устройство содержит гидроцилиндры, связанные с выходами электрогидравлических преобразователей, управляющие обмотки которых подключены к соответствующим сельсинам-приемникам, соединенным через дифференциальные сельсины с сельсинами-датчиками, кинематически связанными с кулачками узла задания.

Однако это устройство имеет ручной ввод поправки контура сопла при его доводке, осуществляемый путем поворота статоров сельсинов-датчиков, что усложняет наладку сопла и снижает его точность.

За прототип принято устройство управления гибкими стенками сопла аэродинамической трубы, содержащее гидроцилиндры, соединенные с гибкими стенками сопла и сельсинами-приемниками, выполняющие функцию силового механизма-изменения контура сопла, и кулачковый механизм с сельсинами-датчиками и блоком коррекции, выполняющий функцию командного устройства задания контура сопла (Авторское свидетельство СССР №587448, МПК G01М 9/00, 1978).

Однако это устройство имеет ряд недостатков, влияющих на качество контура сопла: неравномерный износ кулачкового механизма аналогового командного устройства, сравнительно невысокая точность следящей системы, необходимость ввода дополнительного блока коррекции контура гибких стенок сопла создает значительные трудности в подготовке эксперимента, снижает надежность эксплуатации сопла и точность установки гибких стенок.

Задачей и техническим результатом изобретения является создание устройства для управления гибкими стенками сопла аэродинамической трубы, позволяющего увеличить точность установки гибких стенок сопла в функции числа М без последующей коррекции, а также обеспечить надежность и простоту эксплуатации сопла.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в устройстве для управления гибкими стенками сопла аэродинамической трубы, содержащем ЭВМ, контроллер управления приводами рядов гибких стенок сопла, приводы управления гибкими стенками сопла, датчики обратной связи, а также командное устройство, командное устройство выполнено в виде последовательно включенных цифрового блока определения конечного положения ведущего ряда в функции заданного числа М, цифрового блока задания интенсивности движения ведущего ряда, определяющему заданное значение ординаты ведущего ряда на каждый такт управления и цифрового блока задания ординат ведомых рядов в функции заданной ординаты ведущего ряда.

Вход цифрового блока определения конечного положения ведущего ряда гибких стенок сопла в функции заданного числа М подключен к ЭВМ, а выход подключен к входу цифрового блока задания интенсивности движения ведущего ряда, определяющему заданное значение ординаты ведущего ряда на каждый такт управления, выход блока задания интенсивности подключен к входу цифрового блока задания ординат всех ведомых рядов в функции заданной ординаты ведущего ряда, а выход последнего подключен к контроллеру управления приводами ведомых рядов гибких стенок сопла.

На фиг.1 приведена структурная схема системы автоматического управления регулируемым соплом для одного приводного ряда гибких стенок сопла.. Другие приводные ряды управляются по аналогичной схеме.

Регулируемое сопло 1 имеет две гибкие стенки 2 и 3. Изменение профиля сопла осуществляют с помощью механических силовых редукторов 4, по 4 единицы на каждый приводной ряд гибких стенок сопла. Редукторы 4 объединены одним валом с электродвигателем 5. Управление электродвигателем осуществляет контроллер 7 управления приводом ряда гибких стенок сопла через тиристорный преобразователь 6. Контроль текущего положения ряда стенки сопла осуществляет цифровой датчик положения 9. Общее задание на изменение контура сопла выдает управляющая ЭВМ 10 на командное цифровое устройство управления приводом сопла 13, состоящее из последовательно включенных цифрового блока 12 определения конечного положения ведущего ряда в функции заданного числа М, цифрового блока 11 задания интенсивности движения ведущего ряда, определяющему заданное значение ординаты ведущего ряда на каждый такт управления и цифрового блока 8 задания ординат ведомых рядов в функции заданной ординаты ведущего ряда.

Задание от управляющей ЭВМ 10 поступает в виде заданного на эксперимент числа М3 в блок 12 определения конечного положения ведущего ряда, который преобразует его в конечную ординату ряда в функции числа М Н(М3). В качестве ведущего выбирают ряд, определяющий эффективную площадь критического сечения сопла (ряд 1). Значение конечной ординаты ряда Hi к поступает в блок 11 задания интенсивности движения ведущего ряда, который с темпом Ткв выдает порцию (квант) задания Н1кв на изменение ординаты ведущего ряда в блок 8 задания ординат ведомых рядов. Блок 8 рассчитывает задание на изменение ординаты ведомого ряда в функции задания ведущему Н1кв1кв), где i=2,3,…,n, a n - число ведомых рядов, с заданной точностью. Это задание в цифровом виде поступает в соответствующий контроллер 7 управления приводами ведомых рядов гибких стенок сопла. Контроллер 7 управления приводами ведомых рядов гибких стенок сопла сравнивает заданную ординату Нiкв с текущей измеренной, полученной от цифрового датчика 9, и, в случае их рассогласования, регулятор положения контроллера 7 управления приводами ведомых рядов гибких стенок сопла вырабатывает сигнал управления электроприводом ряда Ui, принимаемый тиристорным преобразователем 6. Тиристорный преобразователь 6 формирует и подает на ротор двигателя 5 сигналы управления двигателем, который вращаясь с заданной скоростью перемещает ряды стенок сопла 2 и 3 через силовые редукторы 4.

Управление ведут синхронно по всем приводным рядам до тех пор, пока значения их ординат не достигнут заданных конечных с заданной точностью.

Результаты использования устройства подтверждены математическим моделированием.

Устройство для управления гибкими стенками сопла аэродинамической трубы, содержащее ЭВМ, контроллер управления приводами ведомых рядов гибких стенок сопла, приводы управления гибкими стенками сопла, датчики обратной связи, а также командное устройство, отличающееся тем, что командное устройство содержит цифровой блок определения конечного положения ведущего ряда гибких стенок сопла в функции заданного числа М, вход которого подключен к ЭВМ, а выход подключен к входу цифрового блока задания интенсивности движения ведущего ряда, определяющему заданное значение ординаты ведущего ряда на каждый такт управления, выход блока задания интенсивности подключен к входу цифрового блока задания ординат всех ведомых рядов в функции заданной ординаты ведущего ряда, а выход последнего подключен к контроллеру управления приводами ведомых рядов гибких стенок сопла.



 

Похожие патенты:

Изобретение касается систем управления в экспериментальной аэродинамике, в частности к аэродинамическим трубам с регулируемыми соплами. Устройство содержит контроллер управления приводами ведомых рядов гибких стенок сопла, приводы управления гибкими стенками сопла, цифровые датчики обратной связи, а также командное устройство, цифровой блок вычисления заданного положения ведомых рядов в функции измеренного положения ведущего ряда, а также цифровой датчик положения ведущего ряда и переключатель режима работы.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам с регулируемыми соплами. Способ заключается в том, что управление гибкими стенками сопла осуществляют автоматическими приводными механизмами по заданной программе.

Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на головную часть (обтекатель) ракеты в наземных условиях и может быть использовано при наземных испытаниях элементов летательных аппаратов.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в авиационной промышленности при проведении наземных испытаний объектов авиационной техники, подвергающихся обледенению в естественных условиях эксплуатации.

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний и предназначено для использования в аэродинамических трубах. .

Изобретение относится к испытательной технике. .

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике и может быть использовано в отраслях промышленности, занимающихся проектированием и созданием транспортных средств различного назначения.

Изобретение относится к аэродинамике и может быть использовано в конструкциях аэродинамических установок. .

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике и может быть использовано в конструкциях подвесных устройств. .

Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на обтекатель ракеты в наземных условиях и может быть использовано при наземных испытаниях элементов летательных аппаратов. Заявленный способ включает нагрев наружной поверхности обтекателя за счет пропускания электрического тока через эквидистантный этой поверхности нагреватель в виде токопроводящей тонкостенной оболочки переменной толщины по высоте, контактирующей с ограничителем из теплоизоляционного материала, также эквидистантным наружной поверхности обтекателя, и измерение температуры. Токопроводящая тонкостенная оболочка расположена к наружной поверхности обтекателя с зазором, в который нагнетают инертный газ под давлением, а ограничитель из теплоизоляционного материала выполнен пористым. Технический результат - расширение температурного диапазона воспроизведения теплового поля на наружной поверхности обтекателей из неметаллических материалов при наземной отработке конструкции. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к технике экспериментов в аэродинамических трубах кратковременного (импульсного) действия с продолжительностью пуска порядка 40 миллисекунд, работающих при высоких давлениях и температурах газа. Пусковой затвор струйного аппарата высокого давления содержит корпус, заслонку с отверстием, связанную с пневматическим приводом заслонки. Заслонка имеет длину, в шесть раз и более превышающую диаметр открываемого канала трубы. Отверстие в заслонке выполнено прямоугольным, при этом его ширина перпендикулярна оси пускового затвора и равна диаметру канала трубы, а длина параллельна оси пускового затвора и в 1.5 раза и более превышает диаметр канала трубы. Пневматический привод заслонки содержит шток, присоединенный к заслонке, поршень, цилиндр с расположенными в его передней части окнами, перекрываемыми поршнем, и цилиндрическим обводным каналом, расположенным в середине цилиндра и соединяющим полости, находящиеся по обе стороны поршня, а также аккумулятор сжатого воздуха, окружающий цилиндр, и гидравлический тормоз, содержащий цилиндрическую камеру, расположенную непосредственно за цилиндром и переходящую в сужающийся конус. 1 ил.
Изобретение относится к области стендовых тепловых испытаний и может быть использовано для диагностики характеристик термопрочности и термостойкости эксплуатируемых металлов. Сущность предложенного изобретения заключается в том, что способ тепловых испытаний материалов и изделий включает размещение и регулировку положения нагревателей относительно поверхностей объекта до их облучения, а в процессе облучения поверхностей объекта по результатам контроля температурными датчиками параметров теплового воздействия осуществляют управление ими. Согласно изобретению нагреватели размещают набором отдельных модулей относительно облучаемых поверхностей объекта до их облучения, а в процессе облучения параметрами теплового воздействия их положение регулируют как индивидуально, так и взаимным расположением отдельных модулей. При этом осуществляют контролируемые и управляемые воздействия силовыми и динамическими нагрузками, а также воздействие окислительной средой на облучаемые поверхности объекта. Технический результат - повышение достоверности результатов диагностики. 3 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к области тепловых испытаний и может быть использовано при наземных испытаниях элементов летательных аппаратов. Способ тепловых испытаний керамических обтекателей ракет включает нагрев и контроль температуры обтекателя в зоне узла соединения керамической оболочки со шпангоутом. Нагреву до заданной температуры подвергается металлический шпангоут изнутри обтекателя с одновременным контролем температуры шпангоута. Технический результат - повышение достоверности результатов испытаний. 1 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и авиационно-космической отрасли промышленности и может быть использовано при проведении испытаний конструкции летательных аппаратов и их узлов (головных обтекателей) из неметаллических материалов на тепловые, а также комплексные термовибрационные и термовакуумные воздействия. Заявленный способ теплового нагружения конструкций летательных аппаратов из неметаллических материалов включает зонный нагрев изделия и измерение температуры. Зонный нагрев изделия осуществляется бесконтактной передачей энергии переменным магнитным полем средней частоты, генерируемым индуктором, в промежуточный нагревательный элемент, выполненный из ферромагнитного материала, расположенный на поверхности изделия. Технический результат - повышение точности выполнения программ испытаний летательных аппаратов. 1 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано при проведении испытаний в трансзвуковых аэродинамических трубах. Рабочая часть аэродинамической трубы включает камеру давления, перфорированные стенки на границах потока и шумоглушащие сетки. При этом шумоглушащие сетки с проницаемостью 5-70% размещены на неомываемой рабочим потоком стороне перфорированных стенок. Технический результат заключается в снижении фонового шума и устранении неблагоприятного влияния сетки на течение газа в рабочем потоке в трубе. 2 н.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к испытаниям реактивных двигателей. Стенд для определения подъемной силы крыла, установленного на корпусе реактивного двигателя, содержит расположенную в аэродинамической трубе опорную стойку с подвижной платформой. Опорная стойка имеет шарнирно соединенные с ней звенья, обеспечивающие платформе с закрепленным на ней корпусом реактивного двигателя возможность вертикального перемещения при воздействии на крыло набегающего воздушного потока. Платформа имеет приспособление для зажима держателя корпуса реактивного двигателя. Система измерений содержит закрепленный на опорной стойке поворотный гидроцилиндр, соединенный штоком с одним из звеньев и шлангами с манометром. Изобретение направлено на повышение точности определения подъемной силы крыльев. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано для получения гиперзвукового потока углекислого газа в высокоэнтальпийных установках кратковременного действия типа импульсных аэродинамических труб с целью газотермодинамических исследований. Согласно способу осуществляют наполнение форкамеры исходным газом с заданными температурой и давлением, состоящим из смеси газов, в которой электродуговым разрядом инициируют экзотермическую реакцию. При этом концентрации оксида углерода и кислорода находятся в стехиометрическом соотношении, а изменением числа молей «n» углекислого газа обеспечивают регулирование температуры и давления образующегося рабочего газа с последующим его истечением из форкамеры после завершения реакции и принудительного вскрытия диафрагмы. Технический результат заключается в уменьшении энергозатрат на нагрев исходного газа, снятии ограничения по удельной энергии, вкладываемой в нагрев исходного газа, и снижении загрязнения полученного рабочего газа. 3 ил.

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА) и может быть использовано для проектирования аэродинамического теплового воздействия на головную часть (обтекатель) ракеты в наземных условиях. Предлагаемый способ воспроизведения аэродинамического нагрева дает возможность задать температурное поле элементов ЛА типа тел вращения с минимальными энергетическими затратами и с равномерным тепловым нагружением в сечениях изделия. Отличительными признаками способа является возможность задания температурного поля по высоте изделия, если известно значение температуры в одном сечении и геометрические размеры изделия. Способ включает условное разбиение поверхности изделия на сектора по окружности изделия, определения толщины секторов по электрическому сопротивлению, монтаж электропроводящего слоя на наружной поверхности изделия, расположение на изделии токоведущих шин и чехла из теплоизоляционного материала. Технический результат - повышение точности и достоверности результатов теплопрочностных испытаний обтекателей ракет из неметаллических материалов. 1 ил.
Наверх