Аэродинамические испытания, устройства, связанные с аэродинамическими трубами: .измерительные приспособления, специально предназначенные для аэродинамических испытаний – G01M 9/06

Группа изобретений относится к авиации. Устройство для оценки аэродинамического коэффициента содержит средство (5) выработки командных сигналов угла отклонения. Средство (6) регистрации параметра движения управляющей поверхности на основании командного сигнала угла отклонения, средство (7) вычисления и средство (8) определения оценочного значения аэродинамического коэффициента. Устройство для обнаружения отказа/повреждения управляющей поверхности содержит средство оценки и устройство для оценки аэродинамического коэффициента. Группа изобретений направлена на выявление отказа/повреждения управляющей поверхности при одновременном уменьшении дискомфорта для пассажиров. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретения относятся к экспериментальной аэродинамике и могут быть использованы для проведения измерений в аэродинамической трубе. Устройство содержит процессор, который выполнен с возможностью осуществления следующих стадий измерений: автоматической идентификации и/или сегментации, по меньшей мере, одного элемента потока с помощью процессора посредством использования записанного изображения, основанного на цветовых оттенках, по меньшей мере, одного элемента потока, при этом изображение записано в процессе проведения измерений в аэродинамической трубе, и вычислении геометрических характеристик, по меньшей мере, одного элемента потока на основании изображения, по меньшей мере, одного элемента потока. Способ содержит следующие стадии: автоматическую идентификацию и/или сегментацию, по меньшей мере, одного элемента потока, с помощью процессора посредством использования записанного изображения, основанного на цветовых оттенках, по меньшей мере, одного элемента потока, причем изображение записано в процессе проведения измерений в аэродинамической трубе; и вычисление геометрических характеристик, по меньшей мере, одного элемента потока на основании изображения, по меньшей мере, одного элемента потока. Технический результат заключается в улучшении анализа измерений в аэродинамической трубе. 4 н. и 23 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретения относятся к аэродинамическим трубам и могут быть использованы для проведения различных испытаний моделей летательных аппаратов. Способ включает установку модели летательного аппарата в аэродинамической трубе с помощью подвесного устройства, которое содержит несколько проволок, причем на каждой проволоке устанавливают, по меньшей мере, одну оболочку для того, чтобы увеличить диаметр проволоки, осуществление, по меньшей мере, двух измерений для одинаковых конфигураций модели, по меньшей мере, при одном внешнем диаметре и при диаметре проволоки подвесного устройства таким образом, чтобы определить, по меньшей мере, два необработанных значения измеряемой величины, и определение окончательного скорректированного результата измерения для модели на основе, по меньшей мере, двух необработанных значений измеряемой величины. На основе необработанных измеренных значений путем интерполяции может быть определено конечное измеренное значение коэффициента лобового сопротивления, которое скорректировано для исключения влияния подвесного устройства и взаимодействия модели и подвесного устройства. В соответствии с другим вариантом корректировку осуществляют определением разности только двух необработанных измеренных значений, причем одно из необработанных измеренных значений определяют для диаметра проволок подвесного устройства (без оболочек). Способ пригоден для корректировки аэродинамических параметров, которые могут быть измерены в аэродинамической трубе. Устройство, в котором осуществляется способ, содержит подвесное устройство из нескольких проволок, причем на каждой проволоке устанавливают, по меньшей мере, одну оболочку для того, чтобы увеличить диаметр проволоки. Технический результат заключается в повышении точности измерений. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области аэромеханических измерений и может быть использовано для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента, действующих на модели летательных аппаратов, судов, испытываемых в аэродинамических трубах, опытовых бассейнах и гидроканалах. Динамометрический элемент состоит из двух оснований - левого и правого, которые связаны между собой упругим шарниром, образованным двумя пакетами балок, и чувствительным элементом, расположенным между пакетами. Отличительной особенностью элемента являются балки пакетов упругого шарнира, выполненные переменными по длине таким образом, что количественные значения их длин изменяются по линейному закону в зависимости от расстояния балки до продольной оси упругого шарнира. Высоты балок также изменяются в зависимости от их длины. Причем отношение высот любых двух соседних балок равно отношению квадратов их длин. Технический результат заключается в расширении диапазона и повышении точности измерений. 4 ил., 3 табл.

Изобретение относится к области измерительной техники и промышленной электроники и может быть использовано для управления оборудованием технологических систем аэродинамической трубы (АДТ). Устройство содержит измерительные датчики, установленные в модель летательного аппарата, испытываемой в аэродинамической трубе, измерительные датчики и датчики дискретных сигналов, установленные в технологических системах аэродинамической трубы, оборудование, включающее компьютер, блок питания, 6-канальный тензометрический интегрирующий аналого-цифровой преобразователь для измерения сигналов с тензорезисторных датчиков, 32-канальный быстродействующий аналого-цифровой преобразователь для измерения сигналов датчиков, имеющих нормированное выходное напряжение, 4-канальный измеритель частоты для измерения сигналов датчиков с частотным выходом, 8-канальный блок вывода дискретных сигналов для управления первичными измерительными преобразователями, два 32-канальных аналого-цифровых преобразователя для измерения сигналов датчиков температуры технологических систем, два 32-канальных аналого-цифровых преобразователя токовых сигналов датчиков давления технологических систем, два 64-канальных блока ввода дискретных сигналов, два 64-канальных блока вывода дискретных сигналов, интерфейсный блок выдачи дискретных сигналов переменного напряжения с гальваническим барьером, подключенный к блокам вывода дискретных сигналов и к исполнительным механизмам технологических систем для их управления, интерфейсный блок приема дискретных сигналов переменного напряжения с гальваническим барьером, подключенный к блокам ввода дискретных сигналов и к исполнительным механизмам технологических систем для контроля готовности механизмов к работе. Технический результат заключается в повышении надежности, безопасности и эффективности испытаний моделей летательных аппаратов в аэродинамической трубе. 2 ил.

Изобретения относятся к экспериментальной аэродинамике и могут быть использованы при проведении аэродинамических испытаний для визуализации воздушного потока при помощи нитей на аэродинамических поверхностях. В изобретении предлагаются устройство и способ для визуализации воздушного потока при помощи небольших нитей на аэродинамических поверхностях. Устройством автоматически изготавливаются полоски клейкой ленты, снабженные нитями и крепящиеся затем на исследуемую поверхность объекта. Технический результат заключается в сокращении времени и трудозатрат при размещении нитей на объектах при осуществлении аэродинамических испытаний. 2 и 15 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэро- и гидродинамики, в частности к оптическим способам исследований структуры потока газа или жидкости на поверхности объектов, и может быть использовано для визуализации течения газа или жидкости на поверхности подвижных объектов. Исследуемую поверхность объекта покрывают слоем вязкой жидкости, на которую наносят оптически инородные твердые частицы в виде плоских тел, размер которых соизмерим с пространственным разрешением приемника изображения, а толщина меньше толщины слоя вязкой жидкости. Под действием внешнего потока частицы перемещаются вместе с вязкой жидкостью, не меняя своего состояния. При интересующем режиме потока газа или жидкости с помощью приемника изображений регистрируют два или более последовательных изображений распределения твердых частиц на исследуемой поверхности объекта. Анализируя зарегистрированную последовательность изображений, определяют параметры движения твердых частиц и из полученных параметров восстанавливают картину течения газа или жидкости на поверхности объекта. Благодаря тому, что частицы смещаются незначительно и не оставляют следов, объект может быть повторно использован для исследования другого режима обтекания. Плоские частицы могут создаваться путем нанесения на поверхность вязкой жидкости капель раствора полимера или жидкого мономера, выбираемого так, чтобы данные капли растекались по поверхности вязкой жидкости, не смешиваясь с ней, и, высыхая или полимеризуясь, образовывали плоские тела. Технический результат заключается в обеспечении возможности исследования течения газа или жидкости на поверхности объектов при ограниченном разрешении приемника изображений. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэро- и гидродинамики, в частности к оптическим способам исследований структуры потока газа или жидкости на поверхности объектов, и может быть использовано для визуализации течения газа или жидкости на поверхности подвижных объектов. Исследуемую поверхность объекта покрывают слоем вязкой жидкости (ВЖ), которая содержит оптически инородные, твердые частицы, нерастворимые в ВЖ. Под действием внешнего потока частицы перемещаются вместе с ВЖ. При интересующем режиме потока газа или жидкости регистрируют два или более последовательных изображения распределения твердых частиц на исследуемой поверхности объекта. Анализируя зарегистрированную последовательность изображений, определяют векторы перемещения частиц и восстанавливают предельные линии тока течения газа или жидкости на поверхности объекта. При этом дополнительно определяют распределение толщины слоя ВЖ на поверхности объекта и путем нормирования величины перемещения частиц на толщину слоя ВЖ находят распределение напряжения трения на поверхности объекта. Распределение толщины слоя ВЖ может находиться путем подсчета поверхностной плотности частиц. Если частиц мало или, наоборот, слишком много, то для нахождения распределения толщины слоя ВЖ выбирают люминесцирующую ВЖ, освещают поверхность возбуждающим излучением с известной, например, равной для всех точек исследуемой поверхности интенсивностью и регистрируют люминесценцию ВЖ, которая пропорциональна толщине слоя ВЖ. Технический результат заключается в обеспечении возможности получения распределения напряжения трения на поверхности объекта и повышении информативности получаемых данных при проведении процесса визуализации. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области аэродинамических испытаний и может быть использовано для измерения аэродинамических сил, действующих на модель летательного аппарата (ЛА) в процессе эксперимента. Способ заключается в преобразовании перемещения модели ЛА в электрический сигнал, подаваемый на светодиоды, расположенные на оттарированных по величине аэродинамических сил шкалах. Технический результат заключается в упрощении способа определения величин аэродинамических сил, повышении точности измерений и эксплутационной надежности. 2 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэро- и гидродинамики, в частности к оптическим способам исследований структуры потока газа или жидкости на поверхности объектов, и может быть использовано для визуализации течения газа или жидкости на поверхности подвижных объектов. Способ заключается в размещении слоя вязкой жидкости, содержащей оптически инородные, твердые частицы, нерастворимые в вязкой жидкости на исследуемой поверхности объекта. При этом оптически инородные частицы помещают на поверхности вязкой жидкости или в ее толщу. Под действием внешнего потока частицы перемещаются вместе с вязкой жидкостью, не меняя своего состояния и не оставляя треков. При интересующем режиме потока газа или жидкости регистрируют изображения распределения твердых частиц на исследуемой поверхности объекта при длительной экспозиции. Причем время экспозиции и вязкость вязкой жидкости выбирают так, чтобы смещение свободной поверхности слоя вязкой жидкости под действием внешнего потока за время проведения регистрации серии последовательных изображений на исследуемом режиме обтекания составляло 0,3-3% от размера регистрируемой поверхности. По трекам частиц, образовавшимся на полученном изображении, судят о течении газа или жидкости на поверхности объекта. Технический результат заключается в обеспечении применимости способа визуализации для исследования подвижных объектов при сокращении средств и времени на проведение полного цикла исследований объекта. 2 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэро- и гидродинамики, в частности к оптическим способам исследований структуры потока газа или жидкости на поверхности объектов, и может быть использовано для визуализации течения газа или жидкости на поверхности подвижных объектов. Способ заключается в нанесении на исследуемую поверхность объекта ансамбля жестко связанных с данной поверхностью оптически различимых маркеров. Затем исследуемую поверхность объекта покрывают слоем вязкой жидкости, содержащей оптически инородные, твердые частицы, нерастворимые в вязкой жидкости. Маркеры и твердые частицы должны быть различимы оптически, например, по размеру, форме, цвету и т.п. Под действием внешнего потока частицы перемещаются вместе с вязкой жидкостью, не меняя своего состояния и не оставляя треков. При интересующем режиме потока газа или жидкости регистрируют два или более последовательных изображения распределения твердых частиц на исследуемой поверхности объекта и одновременно регистрируют изображения ансамбля маркеров на тех же либо на отдельных кадрах. Анализируя зарегистрированную последовательность изображений, определяют параметры движения твердых частиц. По маркерам дополнительно определяют параметры движения объекта как целого и компенсируют параметры движения твердых частиц на движение объекта как целого, восстанавливая, таким образом, параметры движения вязкой жидкости на поверхности объекта. Из полученных параметров движения вязкой жидкости восстанавливают картину течения газа или жидкости на поверхности подвижного объекта. Технический результат заключается в обеспечении применимости способа визуализации для исследования подвижных объектов при сокращении средств и времени на проведение полного цикла исследований объекта. 3 ил.

Способ визуализации течения газа или жидкости на поверхности объекта включает размещение на исследуемой поверхности объекта слоя вязкой жидкости с оптически инородными частицами, помещение объекта в поток газа или жидкости и получение картины течения газа или жидкости на поверхности объекта. В качестве оптически инородных частиц используют нерастворимые в вязкой жидкости оптически инородные частицы, которые помещают на поверхности вязкой жидкости или в ее толщу. Для получения картины течения газа или жидкости на поверхности объекта регистрируют при интересующем режиме потока газа или жидкости два или более последовательных изображения распределения частиц на исследуемой поверхности объекта, так чтобы смещение свободной поверхности слоя вязкой жидкости под действием внешнего потока за время проведения регистрации серии последовательных изображений на исследуемом режиме обтекания составляло порядка 0,1-1% от размера регистрируемой поверхности, и этот слой мог быть использован для визуализации другого режима течения газа или жидкости. Далее определяют параметры движения частиц в слое вязкой жидкости путем анализа зарегистрированной последовательности изображений и из полученных параметров движения частиц восстанавливают картину течения газа или жидкости на поверхности объекта. Технический результат - повышение эффективности способа визуализации течения газа или жидкости на поверхности объектов за счет обеспечения возможности исследования нескольких режимов течения на одну подготовку объекта. 4 ил.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента, действующих на модели летательных аппаратов в потоке аэродинамической трубы. Устройство содержит многокомпонентные тензометрические весы, жестко соединенные с испытываемой моделью, опору в виде ленточной подвески, состоящей из носовой и хвостовых лент. Между опорами на лентах и тензометрическими весами установлена промежуточная рама. Рама изготовлена в виде вилки с сегментовидными зубьями, между которыми размещены тензометрические весы плоской конструкции и которые вместе с весами в поперечном сечении образуют окружность диаметром D. Отношение поперечного размера b весов к диаметру D описанной окружности лежит в пределах

Изобретение относится к области аэромеханических измерений и может быть использовано для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента, действующих на модели летательных аппаратов в потоке аэродинамической трубы. Устройство содержит многокомпонентные тензометрические весы, которые устанавливают внутри испытываемой модели на двух опорах. Опоры выполнены в виде натянутых носовой и хвостовых лент, и содержат динамометрические элементы для измерения реакций опор. Весы снабжены двумя трехкомпонентными динамометрическими элементами, которые расположены вдоль оси X, и измеряют реакции опор по осям Y и Z и реактивные моменты вокруг оси X, и динамометрический элемент для измерения продольной составляющей Х вектора аэродинамической силы. Последний состоит из жесткого неподвижного основания и жесткой подвижной платформы. Основание и платформа элемента соединены между собой при помощи упругих шарниров и чувствительных элементов. К подвижной платформе крепится испытываемая модель. Точки сопряжения чувствительных элементов с платформой и основанием расположены на одной плоскости, являющейся перпендикулярной плоскостью симметрии динамометрического элемента. Технический результат заключается в повышении точности измерений благодаря исключению влияния на результаты измерений степени натяжения лент и аэродинамических сил, действующих на них, а также сокращения объема необходимых испытаний. 8 ил.

Изобретение относится к области аэромеханических измерений и может быть использовано для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента, действующих на модели летательных аппаратов в потоке аэродинамической трубы. Устройство содержит динамометрический элемент измерения продольной составляющей вектора аэродинамической силы, состоящий из подвижного и неподвижного оснований, разделенных косым разрезом и двумя боковыми вертикальными пазами, соединенных между собой четырьмя пакетами вертикально расположенных упругих шарниров, двумя чувствительными элементами. В боковые вертикальные пазы дополнительно введены два горизонтально расположенных упругих шарнира, один конец каждого из которых соединен с подвижным основанием, другой с неподвижным основанием. Поперечное сечение одного или нескольких вертикальных упругих шарниров в каждом пакете выполнено переменным по его длине таким образом, что отношение суженной к корневой части вертикального упругого шарнира находится в пределах 0,5÷1, а длина горизонтальных упругих шарниров выбирается большей, чем длина вертикальных упругих шарниров. Технический результат заключается в снижении напряжений в элементах конструкции весов, обеспечении необходимого запаса прочности и расширении диапазона моделирования условий полета при проведении испытаний. 2 ил., 3 табл.