Устройство для измерения плотности газа в потоке Советский патент 1980 года по МПК G01N9/24 

Изобретение относится к измерительной технике,в частности к устройствам для измерения плотности разреженного газа на орбитальных кос- 5 мических аппаратах и в аэродинамических трубах, моделирующих условия полета на больших высотах.

Известно устройство для измерения плотности газа, установленное на Ю орбитальных космических аппаратах. Устройство содержит прерыватель потока в виде длинной пластины, приводимой во вращение электродвигателем, преобразователь давления газа, размещенный за прерывателем и выполненный в виде металлической ленты, находящейся между полюсами постоянного магнита, а также предусилитель. Воздействующий поток прерывается вращаю- 2о щейся пластиной и вызывает прогиб ленты, с концов которой снимается электрический сигнал 1.

Недостатками известного устройства является то, что прерыватель и 25 чувствительный элемент обладают недостаточной механической прочностью, а также то, что чувствительный элемент подвержен влиянию механических и электрических помех. Это приводит

к понижению надежности работы устройства и снижению точности измерений. Погрешность измерений при использовании зтого устройства составляет 30-40%.

Наиболее близким к изобретению по технической сущности является устройство, содержащее прерыватель потока, выполненный в виде диска с отверстиями, закрепленный на оси электродвигателя и преобразователь давления. Преобразователь давления выполнен в виде длинной тонкой пластины, одним концом жестко закрепленной на корпусе между двумя пластинами меньших размеров, образующих двухсекционный емкостный датчик, который подключен к предусилитёлю. При воздействии потока длинная пластина изгибается, изменяя емкость между пластинами меньших размеров 2.

Недостатками известного устройства является малая жесткость чувствительного элемента и то, что она подвержена влиянию механических воздействий (вибрация, удары). Кроме того, он. не защищен от попадания заряженных частиц из потока. Это приводит к возникновению электрических и механических наводок, сравнимых с уровнем полезного сигнала. Преры.вание потока осуществляется на частоте, равной собственной резонансной частоте пластины, при этом чувствительность устройства изменяется из-за изменения резонансной частоты пластины, связанной с фактором усталости материала пластины. Это также приводит к снижению надежности прибора и достоверности его показаний. Целью изобретения является повышение точности,измерений плотности разреженного газа. Цель достигается тем, что преобразователь давления укреплен в корпу се со сквозными отверстиями, который расположен в цилиндрической камере с отверстиями на ее боковой пове рхности и приемным отверстием, расположен ном соосно с преобразователем, при этом отверстия камеры снабжены шторками . На чертеже схематически показана конструкция устройства. Устройство содержит преобразователь 1 давления, прерыватель 2 потока и предусилитель 3. Преобразова тель 1 давления состоит из корпуса 4 преобразователя цилиндрической формы, упругой мембраны 5, закрепле ной на корпусе 4 и являющейся подвиж ным электродом, и неподвижного элек рода 6, образующих преобразователь емкостного типа. Неподвижный электр 6 укреплен на изоляторе 7, а в корпусе 4 датчика выполнены каналы 8 дл .выравнивания давления по обе стороны мембраны. Прерыватель 2 потока выпол нен в йиде диска о отверстиями, при водимого во вращение электродвигателем 9, Электродвигатель 9 и предусилитель 3 помещены в гермоотсеке 10, образованном основанием 11 и крышкой 12. Для передачи вращения в вакуум от электродвигателя к диску прерывателя установлена магнитна муфта 13. Цилиндрическая камера 14 имеет приемное отверстие 15 в перед ней плоской стенке и отверстие 16 на боковой стенке. Отверстие 16 пе эекрывается шторкой 17, перемещающейся, по наружной поверхности камер в направляющих 18, приемное отверстие закрывается шторкой 19. Шторка 17 и шторка 19 снабжены механизмами 20 Для измерения площади бокового отверстия и для перекрывания приемного отверстия. Устройство работает следующим об разом. Устройство устанавливается на объекте или в аэродинамической труб таким образом, чтобы плоскость мемб раны 5 была перпендикулярна вектору скорости потока. Под действием силы F, действующей со стороны потока, мембрана 5 прогибается, что приводи к изменению Л С емкости мембраны - неподвижный электрод б и появлению на выходе преобразователя электриеского -сигнала U, проп рционального скоростному напору набегающего потока AlJ-uC-C U Gj As/ ijl-, где С)( (о(, О ) - коэффициент аэродинамического сопротивления пластины (мембраны), зависящий от коэффициента с( аккомодации нормального импульса и угла Q между вектором скорости потока и нормалью к мембране, V - частота прерывания потока. Напряжение и на входе предусилителя пропорционально скоростному напору набегающего свободномолекулярного потока . При установке на борту орбитального космического аппарата по выходному напряжению устройства и известной скорости объекта, (определяемой путем наземных измерений), находится плотность атмосферы у В связи с тем, что каналы 8, выполнены в корпусе 4 датчика для.выравнивания давлений по обе стороны мембраны 5 и модуляции потока, датчик оказывается практически нечувствительным к газоотделению. Установка преобразователя в цилиндрической камере 14 с отверстием 15 для входа потока на передней плоской стенке и отверстием 16 регулируемой площади, на боковой поверхности, позволяющей поддерживать заданное давление газа перед мембраной, обеспечивает идентичность условий при градуировке. При измерениях площадь бокового отв.ерстия регулируют таким образом, чтобы обеспечить в камере перед мембраной заданное давление. Высота камеры, например, взята небольшой ( 20 мм) с тем, чтобы снизить расстояние частиц потока в камере. Поток, поступающий на мембрану через входное отверстие, создает перед мембраной.статическое давление Р , это давление, зависящее от величины скоростного Напора добавляется к давлению остаточного газа Р в рабочей камере установки. Р РК + р . Давление за входным отверстием при скоростном отношении в потоке S 1 равно о - QLjL | I Р- г. VTT. (. где Т и Тр - температура стенок датчика и температура торможения.

Регулируя площадь отверстия на боковой поверхности, можно обеспечить заданный уровень давления перед мембраной. При площади отверстия в боковой поверхности Sg nS, где S, площадь входного отверстия, давление перед мембраной составляет

,9PV /Т

.(5)

)

При этом перед мембраной обеспечиваются давления Р в диапазоне, например (1-30)10 Па, перекрывающем диапазон изменений давления Р в устройстве в условиях полета. Из-за небо/ ьших размеров камеры ( f г 20 мм) рассеяние частиц потока при максимальном давлении (3 -10 Па) не превышает 3%. В силу того, что быстрые частицы потока рассеиваются,при этом на тепловых молекулах уменьшением импульса, передаваемого пластине, можно пренебречь.

Устройство градуируют в азродинамической трубе, моделирующей условия полета на высотах 140-350 км. По данным градуировки определяется коэффициент пропорциональности К в формуле (3). Испытания проводятся в вакуумной аэродинамической трубе предприятия при скорости потока V 4 км/с, температуре торможения бООО К, числе Маха потока М 10. Модйлируе-, мые высоты полета составляют Н 140-300 км.

Устройство позволяет измерять

плотность атмосферы в диапазоне -, , «-З,

10 -3 -10 г/см

соответствующем

диапазону высот 140-350 км. Погрешность измерений превышает 10-20% соответственно для нижней и верхней границы диапазона высот по сравнению с 30-40% для известных измерений.

Формула изобретения

Устройство для измерения плотности газа в потоке, содержащее преобразователь давления ёмкостного типа, прерыватель потока, состоящий из диска с отверстиями, закреплённого на валу электродвигателя, о т л и ч ающее с я тем, что, с целью повышения точности измерения плотности разреженного газа, преобразователь давления укреплен в корпусе со сквозными отверстиями, который расположен в цилиндрической камере с отве.рстиями на ее боковой поверхности и приемным отверстием, расположенным соосно с преобразователем, при этом отверстия камеры снабжены шторками.

Источники информации, принятые во внимание при экспертизе

1.Broglio L. San Marco // Measurements of Eguatorial Atmospheric Density at Heights Between 200 and ЗОО km. .iT.Atmosph. Terr. Phys. V. 33, 9, p. 1473, 1971.

2.Патент США № 2968947, кл. 73-398, 1964.