Регулятор давления воздуха в форкамере аэродинамической трубы

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.

 

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, с установленной в ней испытуемой моделью, 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 регулятор не учитывает динамическую характеристику регулирующего дросселя: зависимости изменения эффективной площади его проходного сечения по ходу его плунжера dF/dS и приведенный удельный расход воздуха через дроссель; q(λ), от которого зависит скорость истечения воздуха через дроссель. Это ограничивает область применения устройства и снижает качество регулирования давления воздуха в форкамере аэродинамической трубы.

Задачей и техническим результатом изобретения является создание устройства для регулирования давления воздуха в форкамере АДТ в широком диапазоне изменения приведенного удельного расхода воздуха через дроссель q(λ) и произвольной конфигурации щели регулирующего дросселя в функции положения его плунжера F(S) без каких-либо корректирующих устройств, тем самым обеспечив возможность применения устройства во всем 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, 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.

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. 3 - графики переходного процесса выхода воздуха в форкамере на заданное значение в сверхзвуковой АДТ для М=1.7.

Фиг. 4 - графики переходного процесса выхода воздуха в форкамере на заданное значение в сверхзвуковой АДТ для М=3.0.

На фиг. 1 представлена схема включения регулятора давления воздуха в форкамере в систему управления воздушным потоком АДТ. 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 подключен ко входу приводного устройства дросселя 8. Входы регулятора давления 7 соединены с выходами датчиков температуры 9 и давления 10 в газгольдере, 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 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 подают сигналы датчиков: температуры Тг 9 и давления Рг 10 в газгольдере, хода (положения) плунжера дросселя S 11, давления Р0 12 и температуры Tф 13 в форкамере, и значения критического сечения сопла Fкр 14.

На фиг. 2 представлена структурная схема замкнутой системы регулирования давления в форкамере АДТ, где цифрой 6 обозначен задатчик давления в форкамере Р, 7 - регулятор давления в форкамере, состоящий из сумматора 16 отрицательной обратной связи по давлению, последовательно соединенных фильтра нижних частот 18, имеющего передаточную функцию F(p), и обращенной модели объекта управления 19, имеющей передаточную функцию М1(р), замкнутые положительной обратной связью через сумматор 17 моделью объекта управления 20, имеющей передаточную функцию М(р), собственно объект управления 15, описываемый передаточной функцией Q(p), 12 - датчик давления в форкамере, сигнал которого является сигналом отрицательной обратной связи.

При идентичности объекта управления Q(p) и его модели М(р), т.е. при Q(p)=M(p) передаточная функция регулятора в операторной форме имеет вид

а передаточная функция замкнутой системы

В установившемся режиме W=F(p) и Р0.

При малых отклонениях от установившегося режима объект управления представлен апериодическим звеном вида

где Т0 - постоянная времени объекта управления, зависящая от числа М или Fкр(М)

К0 - коэффициент усиления объекта управления

Р0 - давление воздуха в форкамере;

Рг - давление воздуха в газгольдере;

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

Fкр - критическое сечение сопла;

F - эффективная площадь сечения дросселя;

S- ход плунжера дросселя;

k, R - газовые постоянные;

Vф - объем форкамеры;

Тф, Тг - температура в форкамере и газгольдере соответственно.

Цифровой регулятор давления реализует функцию

u[n]=k3Δр0[n]+k2(Δр0[n]-Δр0[n-1])/Δt+

+k1(Δр0[n]-2Δр0[n-1]+Δр0[n-2])/Δt2,

а коэффициенты регулятора вычисляются через текущие параметры объекта регулирования

k1=T0Tпр/K0KпрTf; k2=(T0+Tпр)/К0КпрТf; k3=1/K0KпрTf,

- Δt - временной интервал между тактами пересчета;

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

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

- Тf - постоянная времени фильтра нижних частот;

- Tпр, Кпр - постоянная времени и коэффициент усиления приводного устройства соответственно;

- u[n] - управляющий сигнал приводным устройством;

- Т0, К0 определяются выражениями (2), (3).

Фиг. 3 и 4 иллюстрируют переходный процесс выхода давления воздуха в форкамере на заданное значение в сверхзвуковой АДТ для М=1.7 и М=3.0 соответственно. Верхняя утолщенная кривая соответствует изменению давления в форкамере в относительных единицах давления измеренного и заданного на эксперимент Р0отн00зад. Нижняя утонченная кривая соответствует изменению положения плунжера регулирующего дросселя в относительных единицах измеренного и максимального Sотн=S/Smax.

Результаты использования устройства подтверждены математическим моделированием на имитаторе сверхзвуковой аэродинамической трубы. Процесс выхода на заданное давление и его поддержания с использованием предложенного регулятора иллюстрируется фиг. 3 (число Маха М=1.7) и фиг. 4 (число Маха М=3.0). Как видно из графиков P0(t) при заданном числе М в широком диапазоне выход на заданное давление апериодический, без перерегулирования, что особенно важно на предельных для АДТ режимах по числу М. Точность поддержания Р0 соответствует техническим требованиям. Устройство эффективно в АДТ с малым объемом форкамеры по отношению к объему газгольдера и (или) малой скоростью перемещения плунжера регулирующего дросселя.

Устройство регулирования давления воздуха в форкамере, содержащее задающее устройство, исполнительный механизм, датчики температуры, давления, положения, а также регулятор давления, отличающееся тем, что 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.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний и предназначено для использования в аэродинамических трубах (АДТ), где требуется проведение исследований явлений аэроупругости.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к аэродинамическим трубам. Устройство содержит задающее устройство, исполнительный механизм, датчики температуры, давления, положения, регулятор давления.

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.

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.

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.

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

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

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.

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

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.

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.

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.

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.

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.

Наверх