Регулятор давления воздуха в форкамере аэродинамической трубы с форсированным выходом на заданный режим

Авторы патента:

Меняйлова Алла Викторовна (RU)

Пономарев Александр Сергеевич (RU)

Тарасова Ольга Валерьевна (RU)

G01M9/00 - Аэродинамические испытания; устройства, связанные с аэродинамическими трубами (вопросы строительства - раздел E; исследование свойств материалов G01N)

Владельцы патента RU 2587518:

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. Устройство содержит задающее устройство, исполнительный механизм, датчики температуры, давления, положения, регулятор давления. Регулятор давления выполнен в виде последовательно включенных блока сравнения заданного и измеренного значений давления и параллельно соединенных форсирующего и цифрового регулирующего блоков, разделенных переключателями режима управления, входы регулятора подключены к задающему устройству и датчикам давления в форкамере, температуры и давления воздуха в газгольдере, положения плунжера регулирующего дросселя, температуры воздуха в форкамере и критического сечения сопла. Технический результат заключается в возможности использования регулятора во всем диапазоне допустимых для АДТ значений числа М с высоким быстродействием, высокой точностью в автоматическом режиме. 4 ил.

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

При проведении натурных экспериментов в аэродинамических трубах (АДТ) на сверхзвуковых режимах важное место занимает поддержание давления воздуха в форкамере с заданной точностью.

Известен регулятор давления воздуха в форкамере АДТ, содержащий задающее устройство, выход которого связан с первым входом регулирующего блока, исполнительный механизм, связанный с регулирующим дросселем, установленным в трубопроводе, соединенным с газгольдером и форкамерой, в которой установлен датчик давления, подключенный ко второму входу регулирующего блока, а также включающий в себя контур самонастройки (Тепляшин В.А., Джикидзе Ф.В. Самонастраивающаяся система автоматического регулирования давления в форкамере аэродинамической трубы // Труды ЦАГИ. - 1969. - Вып.1170. - С. 3-17).

Контур самонастройки состоит из модели замкнутой системы и блока, формирующего законы перестройки коэффициентов, введенных в систему для компенсации изменения динамических характеристик объекта регулирования. Модель является одним из основных элементов контура самонастройки и служит эталоном, на основе которого анализируются характеристики системы.

Однако данная система сложна в реализации и требует для построения модели замкнутой системы априорного знания статических и динамических характеристик объекта во всем диапазоне изменения его рабочих параметров.

За прототип принят регулятор давления воздуха в форкамере АДТ, содержащий задающее устройство, регулирующий блок, исполнительный механизм, жестко связанный с регулирующим дросселем, установленным в трубопроводе, связывающем газгольдер с форкамерой, в которой установлен датчик давления, соединенной посредством сопла с рабочей камерой, в которой установлена испытуемая модель, из корректирующей цепи, в которую входят датчик давления, установленный в газгольдере, нормирующий преобразователь, подключающий датчик давления к блоку коррекции (Авторское свидетельство СССР №728119, МПК G05D 16/20, 15.04.1980).

Однако этот регулятор имеет тот недостаток, что выход на заданный режим по давлению в форкамере затягивается из-за большой постоянной времени объекта управления для больших сверхзвуковых АДТ, что приводит к значительному перерасходу воздуха и ограничивает область применения устройства.

Задачей и техническим результатом изобретения является создание быстродействующего устройства для регулирования давления воздуха в форкамере АДТ в широком диапазоне допустимых для АДТ значений числа М с высокой точностью в автоматическом режиме.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в устройстве регулирования давления воздуха в форкамере, содержащем задающее устройство, исполнительный механизм, датчики температуры, давления, положения, регулятор давления, что регулятор давления выполнен в виде последовательно включенных сумматора отрицательной обратной связи по давлению и параллельно соединенных цифрового регулирующего и форсирующего блоков, разделенных переключателями режима управления, входы регулятора подключены к задающему устройству и датчикам измеренного давления в форкамере, температуры и давления воздуха в газгольдере, положения плунжера регулирующего дросселя, температуры воздуха в форкамере и критического сечения сопла.

Фиг. 1 - схема включения регулятора давления воздуха в форкамере в систему управления воздушным потоком АДТ.

Фиг. 2 - структурная схема замкнутой системы регулирования давления воздуха в форкамере АДТ.

Фиг. 3а и 3б - переходные процессы выхода давления воздуха в форкамере на заданное значение в сверхзвуковой АДТ без форсирующего блока и с форсирующим блоком соответственно для М=1.7.

Фиг. 4а и 4б - переходные процессы выхода давления воздуха в форкамере на заданное значение в сверхзвуковой АДТ без форсирующего блока и с форсирующим блоком соответственно для М=3.0.

На фиг. 1 представлена схема включения регулятора в объект управления. Газгольдеры 1 через регулирующий дроссель 2 соединены с форкамерой АДТ 3, которая, в свою очередь, через сопло 4 соединена с рабочей частью АДТ 5, в которой расположена испытуемая модель. Задатчик требуемого на эксперимент давления 6 соединен с цифровым регулятором давления 7, выход которого соединен со входом приводного устройства дросселя 8. Входы регулятора давления 7 соединены с выходами датчиков температуры 9 и давления 10 в газгольдерах, датчика положения плунжера регулирующего дросселя 11, датчиков давления 12 и температуры 13 в форкамере и датчиками, по которым определяется значение критического сечения сопла 14.

Воздух высокого или низкого давления из газгольдеров 1 через регулирующий дроссель 2 поступает в форкамеру АДТ 3 и через сопло 4 в рабочую часть 5, где установлена испытываемая модель. Заданное давление Р_0з в форкамере 3, сформированное задатчиком 6, поддерживается цифровым регулятором 7 через приводное устройство 8, перемещающим плунжер дросселя S, изменяющим его проходное сечение F. На входы цифрового регулятора давления кроме заданного значения давления в форкамере Р_0з подают сигналы датчиков: температуры Т_г 9 и давления в газгольдерах Р_г 10, хода (положения) плунжера дросселя S 11, давления Р₀ 12 и температуры T_ф 13 в форкамере, и значения критического сечения сопла F_кр 14.

На фиг. 2 представлена структурная схема замкнутой системы регулирования давления в форкамере АДТ, где цифрой 6 обозначен задатчик давления в форкамере Р_0з, 7 - цифровой регулятор давления в форкамере с форсированным выходом на заданный режим, состоящий из последовательно включенных сумматора отрицательной обратной связи по давлению 16, параллельно соединенных цифрового регулирующего блока 17 с передаточной функцией R(p) и форсирующего блока 18 с передаточной функцией L(p), разделенных переключателями режима управления SA1 и SA2, 15 - объект управления с передаточной функцией Q(p), 12 - датчик давления в форкамере, сигнал которого является сигналом отрицательной обратной связи.

Форсирующий блок 18 реализует функцию

где u[n] - сигнал управления исполнительным механизмом на n-м такте управления;

k_ф - коэффициент усиления форсирующего звена;

Δр₀[n] - рассогласование между заданным Р_0з и измеренным Р₀ значениями давления в форкамере на n-м такте управления.

Коэффициент k_ф зависит от значения Р_0з, статических и динамических характеристик АДТ.

Цифровой регулирующий блок R(p) реализует функцию

где коэффициенты регулятора вычисляются через текущие параметры объекта регулирования

- Δt - временной интервал между тактами пересчета;

- n, n-1, n-2 - номера тактов пересчета;

- Δр₀[n], Δр₀[n-1], Δp₀[n-2] - рассогласование между заданным Р_0з и измеренным Р₀ значениями давления в форкамере на n, n-1, n-2 тактах соответственно;

- T_f - постоянная времени фильтра нижних частот;

- Т_пр, К_пр - постоянная времени и коэффициент усиления приводного устройства соответственно;

- u[n] - управляющий сигнал приводным устройством;

- Т₀, К₀ - постоянная времени и коэффициент усиления объекта управления соответственно определяются выражениями:

где Р_г - давление воздуха в газгольдере;

q(λ) - приведенный удельный расход воздуха через дроссель;

F_кр - критическое сечение сопла;

F - эффективная площадь сечения дросселя;

S - ход плунжера дросселя;

k, R - газовые постоянные;

V_ф - объем форкамеры;

Т_ф, Т_г - температура в форкамере и газгольдере соответственно.

Алгоритм работы регулятора 7 следующий. При получении задания по давлению воздуха в форкамере P_0з сравнивается с текущим значением P₀ и разность сигналов ΔР₀ поступает на форсирующий блок 18, где вырабатывается управляющий сигнал u[n] согласно формуле (1). Такой режим управления продолжается, пока выполняется неравенство

u[n]≥u[n-1].

В противном случае, переключатели SA1 и SA2 отключают форсирующий блок от управления с блокировкой и подключают цифровой регулирующий блок 17, вырабатывающий управляющий сигнал согласно выражению (2) до конца эксперимента.

На фиг. 3а и 3б представлены переходные процессы выхода давления воздуха в форкамере на заданное значение в сверхзвуковой АДТ без форсирующего блока и с форсирующим блоком соответственно для М=1.7, а на фиг 4а и 4б - аналогичные переходные процессы для М=3.0. Верхняя утолщенная кривая соответствует изменению давления в форкамере в относительных единицах давления измеренного и заданного на эксперимент Р_0отн=Р₀/Р_0зад. Нижняя утонченная кривая соответствует изменению положения плунжера регулирующего дросселя в относительных единицах измеренного и максимального S_отн=S/S_max.

Как видно из графиков, включение форсирующего блока для М=1.7 дает малый выигрыш во времени выхода на заданный по давлению режим. Однако для больших чисел М (М>1.7 для данной АДТ) влияние форсирующего блока существенно. Так, для той же АДТ для М=3.0 выигрыш во времени выхода на заданный режим составляет 58с, что иллюстрируется сравнением графиков фиг.4а и 4б. Выход на заданное давление апериодический, без перерегулирования, что особенно важно на предельных для АДТ режимах по числу М, точность поддержания P₀ соответствует техническим требованиям. Устройство эффективно в сверхзвуковых АДТ с большим объемом форкамеры по отношению к объему газгольдера и (или) высокой скоростью перемещения плунжера регулирующего дросселя.

Результаты использования устройства подтверждены математическим моделированием на имитаторе сверхзвуковой аэродинамической трубы.

Устройство регулирования давления воздуха в форкамере с форсированным выходом на заданный режим, содержащее задающее устройство, исполнительный механизм, датчики температуры, давления, положения, регулятор давления, отличающееся тем, что регулятор давления выполнен в виде последовательно включенных сумматора отрицательной обратной связи по давлению и параллельно соединенных цифрового регулирующего и форсирующего блоков, разделенных переключателями режима управления, входы регулятора подключены к задающему устройству и датчикам измеренного давления в форкамере, температуры и давления воздуха в газгольдере, положения плунжера регулирующего дросселя, температуры воздуха в форкамере и критического сечения сопла.

Изобретение относятся к области экспериментальной аэрогазодинамики. Универсальная рабочая камера Эйфеля аэрогазодинамической установки содержит рабочую камеру, источник модельного газа на ее входе, а на выходе камеры - диффузор.

Способ теплового нагружения обтекателей ракет из неметаллических материалов // 2583353

Изобретение относится к технике наземных испытаний элементов летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на головную часть (обтекатель) ракеты в наземных условиях.

Аэродинамическая труба // 2578052

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано для получения гиперзвукового потока газа в лабораторных условиях. Аэродинамическая труба содержит установленные симметрично с образованием общей форкамеры два дифференциальных мультипликатора давления, поршни которых выполнены ступенчатыми и установлены с возможностью перемещения навстречу друг другу.

Стенд для определения аэродинамических характеристик модели в присутствии неподвижного экрана // 2574326

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к установкам для определения аэродинамических характеристик модели в аэродинамической трубе в присутствии неподвижного экрана.

Способ исследования и совершенствования аэрогидродинамических компоновок экранопланов // 2566609

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности к проведению исследований в аэродинамической трубе аэродинамических характеристик экранопланов, и может быть использовано для совершенствования аэрогидродинамических компоновок экранопланов.

Способ исследования состояния течения в пограничном слое // 2562276

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано преимущественно при исследованиях аэродинамического обтекания моделей в аэродинамических трубах.

Способ определения угла атаки отрыва потока с гладких поверхностей моделей // 2561783

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний и предназначено для использования в аэродинамических трубах, где требуется определение угла атаки начала отрыва потока и выявление зон отрыва потока с гладких поверхностей испытуемых моделей.

Способ непараметрической идентификации нелинейных аэродинамических характеристик летательного аппарата по результатам лётных исследований // 2560244

Изобретение относится к областям авиакосмической и авиационной техники, а именно к способам идентификации аэродинамических характеристик летательного аппарата при проведении летных исследований.

Способ моделирования натурного нестационарного обтекания сечения лопасти винта вертолета в аэродинамической трубе // 2553423

Изобретение относится к области авиации, в частности к экспериментальной аэродинамике, и может быть использовано для испытания моделей сечений лопастей несущего винта вертолета.

Способ измерения параметров потока на выходе из протоков моделей ла // 2539769

Заявленное изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к способу определения аэродинамических характеристик (АДХ) моделей летательных аппаратов (ЛА), и может быть использовано в аэродинамических трубах (АДТ) при определении параметров потока на выходе из протоков модели, имитирующих каналы силовой установки.

Аэроупругая модель // 2587525

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний и предназначено для использования в аэродинамических трубах (АДТ), где требуется проведение исследований явлений аэроупругости. Сущность изобретения состоит в том, что во внутренней полости аэроупругой модели с лимитированным зазором размещен с возможностью закрепления на опорном устройстве жесткий высокопрочный сердечник, содержащий на своей поверхности демпферы, кроме того, на модели и (или) сердечнике размещены датчики перемещений и датчики системы защиты АДТ. Малый зазор между сердечником и внутренней поверхностью модели и отсутствие влияния колебаний державки или ленточной подвески на результаты измерений относительных перемещений позволяют проводить с высокой точностью измерения упругих перемещений модели (амплитуд, форм и частот колебаний модели), повышая точность и информативность эксперимента. Технический результат заключается в повышении информативности испытаний, повышении безопасности их проведения. 3 ил.

Регулятор давления воздуха в форкамере аэродинамической трубы // 2587526

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам. Устройство содержит задающее устройство, исполнительный механизм, датчики температуры, давления, положения, а также регулятор давления. Регулятор давления состоит из сумматора отрицательной обратной связи по давлению, последовательно соединенных фильтра нижних частот и обращенной модели объекта управления, замкнутых положительной обратной связью через сумматор моделью объекта управления. Входы регулятора подключены к задающему устройству и датчикам давления и температуры воздуха в форкамере, температуры и давления воздуха в газгольдере, положения плунжера регулирующего дросселя и критического сечения сопла. Технический результат заключается в возможности использования регулятора во всем диапазоне допустимых для АДТ значений числа М с высокой точностью в автоматическом режиме без корректирующих устройств. 4 ил.

Универсальный стенд для определения характеристик электроприводов и движителей действующих моделей бпла // 2594048

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам для проведения испытаний приводов и движителей летательных аппаратов. Стенд для определения характеристик электроприводов и движителей беспилотных летательных аппаратов содержит корпус стенда, основание с кронштейнами крепления электропривода и датчика крутящего момента. Корпус стенда содержит узлы крепления нагрузочного устройства или вентилятора-движителя, при этом электропривод соединен с вентилятором посредством валов и муфт. Нагрузочное устройство содержит вентилятор, радиально-кольцевой конфузор и направляющий аппарат. Достигается возможность проведения испытаний электроприводов и движителей на одном стенде. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Устройство для прекращения неуправляемого движения модели летательного аппарата при ее динамических испытаниях на устойчивость и управляемость // 2612848

Изобретение относится к области экспериментальных исследований летательных аппаратов в аэродинамических трубах и может быть использовано при динамических испытаниях моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах. Устройство состоит из модели, установленной на стойке в потоке АДТ при помощи трехстепенной опоры. В модели выполнен внутренний отсек, с дном, установленным на пружине, и крышкой с замком, управляемым дистанционно от пульта управления. В отсеке помещен парашют, прикрепленный к хвостовой части модели. Технический результат заключается в возможности практически мгновенно прекратить неуправляемое движение модели летательного аппарата при ее динамических испытаниях на устойчивость и управляемость, при этом не оказывает ударных нагрузок на модель и вплоть до срабатывания не влияет на обтекание потоком модели, что повышает точность испытаний. 2 ил.

Способ теплового нагружения неметаллических конструкций // 2612887

Изобретение относится к способам воспроизведения аэродинамического теплового воздействия на конструкцию летательного аппарата в наземных условиях и может быть использовано при стендовых испытаниях. Заявленный способ включает зонный нагрев с помощью радиационных нагревателей наружной поверхности испытуемой конструкции, измерение температуры наружной поверхности контактными датчиками и управление нагревом по заданному температурному режиму по показаниям контактных датчиков. В процессе испытания измеряют электрическую мощность радиационных нагревателей и сравнивают ее с заранее определенной на предварительных испытаниях калориметрического макета испытуемой конструкции электрической мощностью. На участках заданного температурного режима с быстрым темпом нагрева, когда показания датчиков температуры отстают от реальных значений температуры поверхности, измеряемая электрическая мощность начинает превышать предварительно определенную на величину, определяемую опытным путем, управление процессом нагрева переключается с управления по заданной температуре на управление по предварительно определенной электрической мощности радиационных нагревателей. Это продолжается до того момента времени, пока разность показаний контактных датчиков и заданного температурного режима не станет меньше величины, определяемой опытным путем для каждого датчика температуры. После этого управление нагревом осуществляется по заданному температурному режиму. Технический результат изобретения - увеличение точности воспроизведения температурного режима неметаллической конструкции, имеющего место в полете в результате интенсивного аэродинамического нагрева, в процессе наземных тепловых и теплопрочностных испытаний. 3 ил.

Автоматическое обнаружение экстремума на поверхностной сетке компонента // 2615663

Изобретение относится к технологиям автоматической идентификации базовой линии на изображении поверхностной сетке аэродинамического профиля для использования в моделировании. Техническим результатом является автоматизированное определение базовой линии аэродинамического профиля. Предложен компьютерно-реализованный способ определения базовой линии на поверхностной сетке аэродинамического профиля для использования в моделировании, причем поверхностная сетка содержит узлы, взаимосвязанные краями. Способ содержит этап, на котором осуществляют определение базовой системы координат, включающей в себя направление X относительно аэродинамического профиля. Также, согласно способу, осуществляют определение переменной по протяженности профиля, которая монотонно изменяется вдоль аэродинамического профиля по прямому направлению движения, которое не совпадает с направлением X. Далее выбирают первый фронтальный узел на базовой линии аэродинамического профиля. Используют алгоритм фронта Парето для определения базовой линии на оконечности поверхностной сетки относительно направления X аэродинамического профиля. 5 н. и 20 з.п. ф-лы, 13 ил.