Способ управления положением модели в аэродинамической трубе

Авторы патента:

Мулина Евгения Олеговна (RU)

Шевченко Ольга Васильевна (RU)

Пономарев Александр Сергеевич (RU)

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

G01M3/04 - путем обнаружения жидких или газообразных веществ в месте утечки

Владельцы патента RU 2660225:

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

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности, к автоматическим системам управления положением модели в аэродинамических трубах. Модель размещают таким образом, что ее ось вращения находится на равном расстоянии от узлов крепления державки, положение узлов крепления державки изменяют автоматически по трем параметрам управления: углу атаки, вертикальному и горизонтальному перемещениям в соответствии с заданной программой, вырабатывающей на каждом такте управления сигнал управления силовыми механизмами - линейными приводами. Рассчитывают длины штоков линейных приводов на текущем такте управления и по приращению параметров управления определяют скорость приращения длин линейных приводов. Управление линейными приводами ведут по скорости, а контроль управления осуществляют по длине приводов. Техническим результатом является управление положением модели в аэродинамической трубе, которое позволяет изменять угол атаки модели на заданную величину с заданной скоростью и возвращать модель в горизонтальное положение при отказе привода. 1 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности, к автоматическим системам управления положением модели в аэродинамических трубах.

Проведение аэродинамических испытаний моделей летательных аппаратов (ЛА) в аэродинамических трубах (АДТ) предполагает изменение положения модели в рабочей части (РЧ) АДТ относительно воздушного потока, в том числе и по углу атаки α. Кроме того, в АДТ с большими размерами РЧ необходимы горизонтальные (по оси X) и вертикальные (по оси У) перемещения державки модели, возвращение модели в горизонтальное положение при аварии приводного механизма для штатного останова сверхзвуковой АДТ.

Известно устройство, осуществляющее способ изменения положения модели ЛА с помощью продольного перемещения каретки посредством привода через двуплечий рычаг, подвешенный на неподвижных опорах, который поворачивается и, взаимодействуя со стойкой и тягой, перемещает державку в радиальном направлении, одновременно поворачивая ее по углу атаки (Авторское свидетельство СССР №811983, МПК G01M 9/08 // G01M 9/04, 1979).

Этот способ управления имеет недостатки, влияющие на качество подготовки и проведения эксперимента. Так, в сверхзвуковой АДТ перед началом и окончанием эксперимента требуется вернуть модель ЛА в строго горизонтальное положение, чтобы ударная волна не разрушила ее при запуске или остановке трубы. В случае отказа хотя бы одного элемента привода во время эксперимента выполнить это требование не удастся, что может привести к разрушению модели. Кроме того, способ не допускает перемещений державки в горизонтальной и вертикальной плоскостях.

Известно устройство, осуществляющее способ изменения угла атаки модели в аэродинамической трубе, использующий приводное устройство по принципу рычага (Авторское свидетельство СССР №1543969, МПК G01M 9/00, 1987). Способ изменения положения модели ЛА осуществляют посредством привода через основной параллелограммный механизм, связанный через стойку с шарнирным многозвенником, содержащим тягу, который с помощью двуплечего рычага шарнирного узла через ось осуществляет поворот модели.

Недостатком этого способа, как и предыдущего, является невозможность возврата модели в исходное горизонтальное положение при отказе привода. Также способ не допускает перемещений державки в горизонтальной и вертикальной плоскостях.

Задачей и техническим результатом изобретения является разработка способа управления положением модели ЛА в аэродинамической, позволяющего изменять угол атаки модели в процессе эксперимента на заданную величину с заданной скоростью, возвращать модель в горизонтальное положение при отказе привода в процессе эксперимента и перемещать ее в горизонтальной и вертикальной плоскостях с заданной точностью.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в способе управления механизмом изменения положения модели летательного аппарата в аэродинамической трубе, включающем размещение модели между двумя узлами крепления державки к силовым механизмам управления положением державки, причем в исходном положении модель размещают таким образом, что ее ось вращения находится на равном расстоянии от узлов крепления державки, положение узлов крепления державки изменяют автоматически по трем параметрам управления: углу атаки, вертикальному и горизонтальному перемещениям в соответствии с заданной программой, вырабатывающей на каждом такте управления сигнал управления силовыми механизмами - линейными приводами, рассчитывают длины штоков линейных приводов на текущем такте управления и приращение параметров управления. Кроме того, определяют скорость приращения длин линейных приводов, управление линейными приводами ведут по скорости, а контроль управления осуществляют по длине приводов.

Вводят постоянную измерительную декартовую систему координат (ИСК) ХОУ, где вертикальная ось OY проходит через точку С, а ось ОХ, ортогональная оси ОУ, лежит в вертикальной плоскости и проходит через середину ED при t=0 (в начальный момент времени), когда модель находится в горизонтальном положении. Также вводят связанную СК (ССК) X'O'Y', где точка О' находится в центре масс модели, ось О'Х' направлена вдоль главной продольной оси инерции модели ЛА, О'Y' - расположена в вертикальной плоскости симметрии и ортогональна О'Х'. Угол атаки α - угол между обращенным вектором скорости (или осью ОХ) и осью О'Х'; угол α₀ - исходный угол атаки (угол между осью ОХ ИСК и осью О'Х'₀ ССК при t=0.

На фиг. 1 представлена принципиальная схема управления.

На фиг. 2 представлена кинематическая схема управления углом атаки α ЛА с использованием в качестве приводных механизмов трех линейных приводов (электроцилиндров).

На фиг. 3 представлена кинематическая схема управления углом атаки α модели ЛА.

На фиг. 4 приведен график зависимости длин штоков от угла атаки для случая управления углом атаки α модели ЛА.

На фиг. 5 представлена кинематическая схема управления положением модели ЛА в вертикальной плоскости.

На фиг. 6 приведен график зависимости длин штоков от вертикального смещения державки.

На фиг. 7 представлена кинематическая схема управления положением модели ЛА в горизонтальной плоскости.

На фиг. 8 приведен график зависимости длин штоков от горизонтального смещения державки.

На фиг. 9 представлена кинематическая схема управления углом атаки модели ЛА одним нижним приводом L₂.

На фиг. 10 приведен график зависимости длин штоков от угла атаки для случая управления углом атаки модели ЛА одним нижним приводом L₂.

На фиг. 11 представлена кинематическая схема управления углом атаки модели ЛА приводами L₁, L₃.

На фиг. 12 приведен график зависимости длин штоков от угла атаки для случая управления углом атаки модели ЛА приводами L₁, L₃.

На фиг. 1 представлена принципиальная схема управления. Оператор с пульта управления задает на контроллер параметр управления (угол атаки ЛА, перемещение в горизонтальной или вертикальной плоскости) и его конечное значение. На каждом шаге управления контроллер рассчитывает задание на изменение координат приводных узлов и длины штоков электроцилиндров. С контроллера управляющий сигнал на выдвижение, реверс или останов штоков электроцилиндров поступает в шкафы управления электроцилиндрами ШУ1, ШУ2, ШУ3, из шкафов управления сигнал поступает на электроцилиндры Пр1, Пр2, Пр3, и соответствующие штоки изменяют свою длину до заданного значения, происходит поворот или смещение державки с моделью ЛА. Обратная связь осуществляют через датчики положения Д3, Д4, Д5, которые измеряют длины штоков с высокой точностью. В шкафы управления и, далее, в контроллер поступает информация о текущих длинах штоков. Контроллер контролирует выполнение задания. Если на такте управления какой-либо привод не выполняет задание, то ситуация считается аварийной, и контроллер меняет режим работы системы на аварийный (останов неисправного привода и возвращение модели в горизонтальное положение двумя рабочими приводами). При достижении заданного положения державки и (или) модели ЛА по показаниям датчиков Д3, Д4, Д5 и положения державки Д1 α₀ и (или) положения модели Д2 α задание считается выполненным, и контроллер дает команду на останов приводных механизмов.

На фиг. 2 представлена кинематическая схема управления механизмом изменения угла атаки α модели, использующим в качестве приводных механизмов три электроцилиндра АЕ, СЕ и BD с длинами штоков L₁, L₃ и L₂, соответственно, приводящие в движение любое поворотное устройство, где EO=OD. Модель с осью вращения в точке О закреплена на державке навстречу потоку V_∞ на равном расстоянии от узлов крепления к электроцилиндрам. Точками крепления штоков электроцилиндров к поворотному устройству являются точки Е и D («приводные узлы»). Точками крепления электроцилиндров к потолку рабочей части АДТ являются точки А и С. Точкой крепления электроцилиндра к полу рабочей части АДТ является точка B. Координаты точек крепления приводных механизмов определяют в ИСК ХОУ, направление воздушного потока показано стрелками V_∞. Координаты точек А(х_А,у_А), В(x_B,y_B), С(x_C,y_C) определены конструкцией.

На фиг. 3 представлена кинематическая схема управления углом атаки α модели ЛА. Начальное положение системы представлено в виде штриховых линий. Точки крепления штоков электроцилиндров к поворотному устройству обозначены Е' и D', длины штоков - . Конечное положение системы представлено в виде сплошных линий. Точки крепления штоков электроцилиндров к поворотному устройству обозначены Е и D, длины штоков - L₁, L₂, L₃. Направление воздушного потока показано стрелками V_∞. При повороте механизма изменения положения модели ЛА точки крепления (приводные узлы) движутся по окружности радиуса R с центром в точке О.

Управление ведут по заданному на данный такт управления углу атаки α от начального до конечного значения:

рассчитывают заданное значение длин штоков электроцилиндров на n-ом такте управления:

где х_Е, у_Е, x_D, y_D - координаты приводных узлов Е и D, заданные на n-ном такте управления:

x_E[n]=-R⋅sinα[n]; y_E[n]=R⋅cosα[n];

x_D[n]=R⋅sinα[n]; y_D[n]=-R⋅cosα[n];

координаты точек крепления электроцилиндров к элементам рабочей части АДТ х_А, у_А, x_B, y_B, x_C, y_C заданы конструкцией.

координаты приводных точек определяют приращением угла атаки на текущем n-ном такте управления, которое является квантом задания

Δα[n]=ω_з⋅Δt,

где

Δα[n] - приращение угла атаки на n-ном такте управления;

ω_з - заданная угловая скорость изменения угла атаки;

Δt - временной интервал выдачи команд управления;

определяют заданный угол атаки на n-ном такте управления

где α₀ - исходный угол атаки.

Управление ведут синхронно для всех приводных механизмов. В случае рассогласования текущих длин штоков электроцилиндров задание на следующий такт управления не меняют.

На фиг. 4 приведен график зависимости длин штоков от угла атаки для случая управления углом атаки α модели летательного аппарата. Оси абсцисс соответствуют значения угла атаки α[°], оси ординат - длины штоков L[мм]. L₁ - длина штока АЕ, L₂ - длина штока BD, L₃ - длина штока СЕ (фиг. 3). На графике видно, что при повороте системы относительно α=0 в положительном направлении (против часовой стрелки) L₁ и L₃ возрастают, L₂ - убывает; если поворот осуществляют в отрицательном направлении (по часовой стрелке), то L₁ убывает, L₂ и L₃ - возрастают.

На фиг. 5 представлена кинематическая схема управления положением модели ЛА в вертикальной плоскости. Начальное положение системы представлено в виде штриховых линий. Точки крепления штоков электроцилиндров к поворотному устройству обозначены Е' и D', длины штоков - . Конечное положение системы представлено в виде сплошных линий. Точки крепления штоков электроцилиндров к поворотному устройству обозначены, как Е и D, длины штоков - L₁, L₂, L₃. Направление воздушного потока показано стрелками V_∞. Вертикальное смещение Δу.

Управление ведут по заданным на данный такт управления координатам вертикального положения от начального до конечного значения:

рассчитывают заданное значение длин штоков электроцилиндров на n-ом такте управления:

где х_Е, у_Е, x_D, y_D - координаты приводных узлов Е и D, заданные на n-ном такте управления:

х_Е[n]=0; y_E[n]=R+Δy;

x_D[n]=0; y_D[n]=-R+Δy;

Координаты приводных точек определяют приращением координаты по оси ОУ на текущем n-ном такте управления, которое является квантом задания:

Δy[n]=V_з⋅Δt,

где

Δу[n] ^_ приращение по вертикальному перемещению на n-ном такте управления, относительно центра О ИСК (при смещении конструкции вверх Δу>0, при смещении конструкции вниз Δу<0);

V_з - заданная скорость изменения высоты державки (при смещении конструкции вверх V_з>0, при смещении конструкции вниз V_з≤0);

Δt - временной интервал выдачи команд управления.

определяют заданную высоту державки на n-ном такте управления

где у₀ - исходное положение точек E и D относительно центра О ИСК;

На фиг. 6 приведен график зависимости длин штоков от вертикального смещения державки. Оси абсцисс соответствуют значения смещения в вертикальной плоскости Δу [мм], оси ординат - длины штоков L[мм]. L₁ - длина штока АЕ, L₂ - длина штока BD, L₃ - длина штока СЕ (фиг. 5). На графике видно, что при смещении системы относительно у=0 в положительном направлении (вверх) L₁ и L₃ убывают, L₂ - возрастает; если смещение осуществляют в отрицательном направлении (вниз), то L₁ и L₃ возрастают, L₂ - убывает.

На фиг. 7 представлена кинематическая схема управления положением модели ЛА в горизонтальной плоскости. Начальное положение системы представлено в виде штриховых линий. Точки крепления штоков электроцилиндров к поворотному устройству обозначены Е' и D', длины штоков - . Конечное положение системы представлено в виде сплошных линий. Точки крепления штоков электроцилиндров к поворотному устройству обозначены Е и D, длины штоков - L₁, L₂, L₃. Направление воздушного потока показано стрелками V_∞. Горизонтальное смещение Δх.

Управление ведут по заданному на данный такт управления горизонтальному расположению державки от начального до конечного значения:

рассчитывают заданное значение длин штоков электроцилиндров на n-ом такте управления:

где х_Е, у_Е, x_D, y_D - координаты заданных на n-ном такте управления точек крепления штоков электроцилиндров к поворотному устройству Е и D:

х_Е[n]=0+Δх; y_E[n]=R;

x_D[n]=0+Δx; y_D[n]=-R;

координаты приводных точек крепления электроцилиндров к элементам рабочей части АДТ x_A, y_A, x_B, y_B, x_C, y_C заданы конструкцией.

Координаты приводных точек определяют приращением по расстоянию на текущем n-ном такте управления, которое является квантом задания:

Δx[n]=V_з⋅Δt,

где

Δx[n] - приращение по горизонтальному перемещению на n-ном такте управления, относительно центра О ИСК (при смещении конструкции в положительном направлении оси ОХ: Δх>0, в отрицательном: Δx<0);

V_з - заданная скорость изменения расстояния державки (при смещении конструкции в положительном направлении оси ОХ: V_з>0, в отрицательном: V_з<0);

Δt - временной интервал выдачи команд управления.

определяют заданное смещение державки в горизонтальном направлении на n-ном такте управления

где x₀ - исходное положение точек E и D относительно центра О ИСК.

На фиг. 8 приведен график зависимости длин штоков от горизонтального смещения державки. Оси абсцисс соответствуют значения смещения в горизонтальной плоскости Δx [мм], оси ординат - длины штоков L[мм]. L₁ - длина штока АЕ (фиг. 7), L₂ - длина штока BD (фиг. 6), L₃ - длина штока СЕ (фиг. 7). На графике видно, что при смещении системы относительно х=0 в положительном направлении (вправо) L₁ и L₂ совпадают и убывают, L₃ - возрастает; при смещении в отрицательном направлении (влево) L₁ и L₂ совпадают и возрастают, L₃ - возрастает.

На фиг. 9 представлена кинематическая схема управления углом атаки модели ЛА одним нижним приводом L₂. Начальное положение системы представлено в виде штриховых линий. Точки крепления штоков электроцилиндров к поворотному устройству обозначены Е и D', длины штоков - . Конечное положение системы представлено в виде основных линий. Точки крепления штоков электроцилиндров к поворотному устройству обозначены Е и D, длины штоков - L₁, L₂, L₃. Направление воздушного потока показано стрелками V_∞. В конечный момент времени соответствующие оси ИСК и ССК должны совпасть. При повороте механизма изменения положения модели ЛА нижняя точка движется по окружности радиуса 2R с центром в точке Е, а центр масс - по окружности радиуса R с центром в точке Е.

В аварийной ситуации, при отказе одного из верхних приводов, управление ведут по заданному на данный такт управления углу атаки α от начального до нулевого значения с помощью нижнего привода.

Рассчитывают заданное значение длины штока нижнего электроцилиндра на n-ом такте управления:

где x_D, y_D - координаты заданной на n-ном такте управления точки крепления штока электроцилиндра к поворотному устройству Е и D:

x_D[n]=-2R⋅sinα[n]; y_D[n]=R(1-2⋅cosα[n]),

координаты приводных точек крепления электроцилиндров к элементам рабочей части АДТ х_А, у_А, x_B, y_B, x_C, y_C заданы конструкцией.

координаты определяют приращением угла атаки на текущем n-ном такте управления, которое является квантом задания:

Δα[n]=ω_з⋅Δt,

где

Δα[n] - приращение угла атаки на n-ном такте управления;

ω_з - заданная угловая скорость изменения угла атаки;

Δt - временной интервал выдачи команд управления.

определяют заданный угол атаки на n-ном такте управления

где α₀ - исходный угол атаки;

Управление ведут нижним приводным механизмом. Движение первого и третьего верхних приводов останавливают.

На фиг. 10 приведен график зависимости длин штоков от угла атаки для случая управления углом атаки модели ЛА одним нижним приводом L₂.. Оси абсцисс соответствуют значения угла атаки α[°], оси ординат - длины штоков L[мм]. L₁ - длина штока АЕ, L₂ - длина штока BD, L₃ - длина штока СЕ (фиг. 9). На графике видно, что при повороте системы относительно неподвижной точки Е в положение α=0 в положительном направлении (против часовой стрелки) L₁ и L₃ - const, L₂ - убывает; если поворот осуществляют в отрицательном направлении (по часовой стрелке), то L₁ и L₃ - const, L₂ - возрастает.

На фиг. 11 представлена кинематическая схема управления углом атаки модели ЛА приводами L₁, L₃. Начальное положение системы представлено в виде штриховых линий. Точки крепления штоков электроцилиндров к поворотному устройству обозначены Е' и D, длины штоков - . Конечное положение системы представлено в виде основных линий. Точки крепления штоков электроцилиндров к поворотному устройству обозначены Е и D, длины штоков - L₁, L₂, L₃. Направление воздушного потока показано стрелками V_∞. При повороте механизма изменения положения модели ЛА точка Е' движется по окружности радиуса 2R с центром в точке D, а центр масс - по окружности радиуса R с центром в точке D.

В аварийной ситуации, при отказе нижнего привода L₂, управление ведут по заданному на данный такт управления углу атаки α, от начального до значения равного нулю с помощью верхних приводов.

Рассчитывают заданные значения длин штоков верхних электроцилиндров на n-ом такте управления, т.е

где х_Е, у_Е - координаты заданной на n-ном такте управления точки крепления штоков электроцилиндров к поворотному устройству Е и D:

x_E[n]=2⋅R⋅sinα[n]; у_Е[n]=R⋅(2⋅cosα[n]-1),

Координаты определяют приращением угла атаки на текущем n-ном такте управления, которое является квантом задания:

Δα[n]=ω_з⋅Δt,

где

Δα[n] - приращение угла атаки на n-ном такте управления;

ω_з - заданная угловая скорость изменения угла атаки;

Δt - временной интервал выдачи команд управления.

определяют заданный угол атаки на n-ном такте управления

где α₀ - исходный угол атаки;

Управление ведут верхними приводными механизмами.

На фиг. 12 приведен график зависимости длин штоков от угла атаки для случая управления углом атаки модели ЛА приводами L₁, L₃. Оси абсцисс соответствуют значения угла атаки α[°], оси ординат - длины штоков L[мм]. L₁ - длина штока АЕ, L₂ - длина штока BD, L₃ - длина штока СЕ (фиг. 11). На графике видно, что при повороте системы относительно неподвижной точки Е в положение α=0 в положительном направлении (против часовой стрелки) L₂ - const, L₁ - убывает, L₃ - возрастает; если поворот осуществляют в отрицательном направлении (по часовой стрелке), то L₂ - const, L₁ и L₃ - возрастают.

Таким образом, способ управления механизмом изменения положения модели ЛА позволяет управлять углом атаки модели, ее положением как в вертикальной, так и в горизонтальной плоскости, а также возвращением модели в исходное положение при отказе одного из приводов.

Положительные результаты использования способа подтверждены математическим моделированием.

1. Способ управления положением модели летательного аппарата в аэродинамической трубе, включающий размещение модели между двумя узлами крепления державки к силовым механизмам управления положением державки, отличающийся тем, что в исходном положении модель размещают таким образом, что ее ось вращения находится на равном расстоянии от узлов крепления державки, положение узлов крепления державки изменяют автоматически по трем параметрам управления: углу атаки, вертикальному и горизонтальному перемещениям в соответствии с заданной программой, вырабатывающей на каждом такте управления сигнал управления силовыми механизмами - линейными приводами, рассчитывая длины штоков линейных приводов на текущем такте управления и приращение параметров управления.

2. Способ управления положением модели летательного аппарата в аэродинамической трубе по п. 1, отличающийся тем, что определяют скорость приращения длин линейных приводов, управление линейными приводами ведут по скорости, а контроль управления осуществляют по длине приводов.

Изобретение относится к области промышленной аэродинамики и может быть использовано для проведения газодинамических испытаний авиационной и ракетной техники. Устройство содержит испытательную камеру с аэродинамическим соплом, источник сжатого воздуха с магистралью высокого давления, систему регулирования подачи сжатого воздуха с регулируемыми клапанами, датчиками давления, датчиком температуры и регулятором расхода воздуха, установленным в магистрали высокого давления, газовый генератор со смесительным ресивером, топливными форсунками и системой зажигания, подключенный входом к магистрали высокого давления, а выходом - к входу аэродинамического сопла испытательной камеры, систему подачи топлива, подключенную к топливным форсункам и имеющую регулятор расхода топлива, и систему подачи кислорода, подключенную к смесительному ресиверу и имеющую регулятор расхода кислорода.

Устройство для измерения аэродинамических характеристик планирующего парашюта в аэродинамической трубе, модель планирующего парашюта для испытаний в аэродинамической трубе, способ измерения аэродинамических характеристик планирующего парашюта в аэродинамической трубе // 2655713

Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для измерения аэродинамических сил и моментов, действующих на купол планирующего парашюта (ПП) в потоке аэродинамической трубы (АДТ) при различных углах атаки и скольжения.

Способ испытаний парашютных систем и стенд для его осуществления // 2654885

Группа изобретений относится к испытательной технике и может быть использована для испытаний парашютных систем. Способ испытаний парашютных систем включает разгон парашютной системы, размещенной в контейнере, закрепленном на раме ракетной тележки с ракетным двигателем на твердом топливе (РДТТ), по рельсовым направляющим ракетного трека до заданной скорости, отстрел крышки контейнера, присоединенной к чехлу парашюта, и одновременное перекрытие сопла РДТТ.

Способ визуализации обтекания модели профиля крыла при околозвуковых скоростях потока // 2650046

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано преимущественно в аэродинамических трубах больших дозвуковых скоростей для более детального изучения картины обтекания моделей крыльевых профилей.

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.

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.

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.

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.

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.

Аэроупругая модель // 2587525

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

Способ контроля герметичности корпуса космического аппарата // 2647501

Изобретение относится к области испытаний ракетно-космической техники и может быть использовано для контроля герметичности корпуса космического аппарата и поиска места течи из его отсеков в условиях орбитального полета или в процессе вакуумных испытаний.

Способ испытания элементов котельного оборудования и трубопроводов на прочность и герметичность // 2643681

Изобретение относится к способам испытания на прочность и герметичность элементов котельного оборудования и трубопроводов. Сущность: котельное оборудование и трубопроводы наполняют жидкостью, нагнетая давление до величины пробного давления.

Способ контроля герметичности топливного бака самолета // 2626976

Изобретение относится к области контроля герметичности полых изделий и может быть использовано для контроля герметичности самолетных топливных баков преимущественно сложной конфигурации.

Способ влажностного контроля течи трубопроводов и оборудования контура охлаждения ядерной или тепловой энергетической установки // 2609140

Изобретение относится к области контроля течи по влажности воздуха. Измеренные значения относительной влажности и температуры передают в вычислительный блок, где их преобразуют в значения абсолютной влажности.

Стенд для испытаний торцовых уплотнений валов циркуляционных насосов // 2604778

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к стендам для испытаний торцовых уплотнений валов циркуляционных насосов. Стенд для испытаний торцовых уплотнений валов циркуляционных насосов содержит постамент с силовым корпусом.

Устройство для поиска мест негерметичности // 2599412

Изобретение относится к устройствам для поиска мест негерметичности изделий. Сущность: устройство включает контрольную течь (1) с линейной шкалой (7) и течеискатель (10) со щупом (9).

Способ гидравлических переиспытаний действующих технологических трубопроводов // 2572073

Изобретение относится к области эксплуатации технологических трубопроводов нефтеперекачивающих станций. В способе гидравлических переиспытаний действующих технологических трубопроводов трубопроводы, работающие под давлением, периодически нагружают повышенным давлением воды и проводят наблюдения за отсутствием течи и/или разрывов металла и отсутствием падения давления ниже установленных пределов.

Детектор утечек // 2570809

Настоящее изобретение относится к обнаружению утечек, в частности к обнаружению утечек текучей среды в шланге. Заявленная группа изобретений содержит чувствительное устройство, обнаруживающее утечку, для секции шланга, секцию шланга и систему обнаружения утечек.

Устройство для создания испытательного давления для шланга // 2545504

Изобретение относится к определению герметичности посредством давления и может быть использовано для создания испытательного давления для шланга. Устройство для создания испытательного давления для шланга включает первую пару нажимных/приводящих роликов, между которыми может быть помещен шланг, и вторую пару нажимных/приводящих роликов, между которыми может быть помещен шланг.

Способ и установка для испытания контейнеров на утечку // 2539782

Изобретение относится к области испытания устройств на герметичность и может быть использовано для испытания закрытых контейнеров, заполненных потребительским продуктом.