Система регулирования числа Маха в аэродинамической трубе Советский патент 1993 года по МПК G01M9/00 

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано в системах управления и стабилизации параметров потока в аэродинамических трубах кратковременного действия или компрессорных.

Цель изобретения - повышение точности стабилизации числа Маха в заданных пределах в рабочей части аэродинамической трубы при регулировании параметров потока в процессе непрерывного аэродинамического эксперимента.

На чертеже представлена функциональная схема предлагаемой системы.

Система содержит рабочую часть аэродинамической трубы 1. датчик 2 статического давления в рабочей части, датчик 3 полного давления в рабочей части, датчик 4 атмосферного давления, вычислитель сигнала управления по числу Маха 5, усилитель мощности привода компенсатора 6, привод компенсатора 7, компенсатор 8, блок управления параметром потока, состоящий из усилителя мощности привода органа управления 9 и привода органа управления 10, исполнительный элемент 11. При этом входы датчика статического 2 и полного 3 давлений соединены с рабочей частью трубы, вход датчика атмосферного давления 4 соединен с атмосферой, выходы датчиков 2, 3, 4 соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами вычислителя сигнала управления по числу Маха 5, при этом один выход вычислителя сигнала управления по числу Маха соединен со входом усилителя мощности привода компенсатора 6, выход которого соединен со входом привода компенсатора 7, выход которого подключен ко входу компенсатора 8, другой выход вычислителя сигнала управле00

-a

00

ел

Qs 00

ия по числу Маха соединен со входом силителя мощности привода органа регуирования 9, выход которого подключен ко входу привода органа регулирования 10, выод которого подключен ко входу исполниельного элемента 11. ;

Система регулирования числа Маха в аэродинамической трубе работает следующим образом. Программой аэродинамического эксперимента Определяется число Маха, которое должно быть стабилизировано при непрерывном эксперименте. По информации с датчиков 2, 3. 4 определяется действительное значение числа Маха в рабочей части 1 по известному алгоритму. По разности заданного и действительного значений числа Маха в блоке 5 вырабатывается управляющий сигнал, который поступает на вход уеи- лителя мощности привода органа регулирования 9, усиливается там по мощности и поступает на привод органа регулирования 10. Привод to перемещает исполнительный элемент 11 (управляемый дроссель, задвижка/направляющий аппарат компрессора) таким образом, чтобы в рабочей части 1 установилось заданное значение числа Маха. Когдй в рабочей части 1 установится нужное число Маха, начинается аэродинамический эксперимент при изменений угла модели а или/ . В этом случае сигнал управления, пропорциональный разности между заданным и действительным, .значениями числа Маха, поступает на вход усилителя мощности привода компенсатора 6, усиливается по мощности и поступает на привод компенсатора 7, который, изменяя положение компенсатора 8 в потоке, изменяя его сопротивление потоку, парирует изменения числа Маха, обусловленные изменением положения модели в рабочей части при непрерывном проведении аэродинамического эксперимента. Таким образом, система регулирования, замкнутая по числу Маха через привод компенсатора,

стремится свести разность между заданным и действительным (текущим) значениями числа Маха, появившуюся при изменении угла а или/ модели, к нулю.

Формула изобретения Система регулирования числа Маха в аэродинамической трубе, содержащая датчик статического давления, датчик полного давления, установленные в рабочей части трубы, датчик атмосферного давления, вычислитель сигнала управления по числу Ма: ха, при этом входы датчика статического и полного давлений соединены с рабочей ча- стью трубы, вход датчика атмосферного давления соединен с атмосферой, выходы . датчиков статического, полного и атмосферного давлений соединены соответственно с первым, вторым и третьим входами вы

числителя сигнала управления по числу

Маха, отличающаяся тем, что, с целью повышения точности стабилизации числа Маха в заданных пределах в рабочей части аэродинамической трубы при регулировании параметров потока в процессе непрерывного аэродинамического эксперимента, в нее введены компенсатор, установленный за рабочей частью, аэродинамической трубы, усилитель.мощности привода компенсатора, привод компенсатора и блок управления параметром потока, включающий усилитель мощности и привод органа регулирования, при этом первый выход вычислителя сигнала управления по числу Ма-,

ха соединен с входом усилителя мощности привода органа регулирования, выход которого подключен к входу привода органа регулирования/выход которого подключен к входу исполнительного элемента, второй выход вычислителя сигнала управления по числу Маха соединен с входом усилителя . мощности привода компенсатора, выход которого соединен с входом привода компенсатора, выход которого подключен к входу компенсатора.

h

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике и может быть использовано в системах управления и стабилизации параметров потока в аэродинамических трубах. Цель изобретения - повышение точности стабилизации числа Маха в заданных пределах в рабочей части аэродинамической трубы при регулировании параметров потока в процессе непрерывного аэродинамического эксперимента. Для этого в систему вводят компенсатор, установленный за рабочей частью аэродинамической трубы, усилитель мощности привода компенсатора, привод компенсатора и блок управления параметром потока, включающий усилитель мощностей привода органа управления. 1 ил. . V Ё