УСТРОЙСТВО ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ СТАТИЧЕСКИХ И ДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ГАЗОДИНАМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ

Полезная модель относится к области измерительной техники и может быть использовано для определения статических и динамических характеристик газодинамических объектов, например, аэрометрических преобразователей, преобразователей давлений, расходов (скоростей), воздухозаборников, газовоздушных трактов авиационного двигателя и др.
Для снятия статических и динамических характеристик газодинамических объектов известны различные варианты технических решений построения устройств. Для определения статических характеристик в большинстве случаев применяется устройство, обеспечивающее плавное воспроизведение и регистрацию скоростей и давлений в заданном диапазоне исследования и испытаний газодинамических объектов, как это описано в работе Прикладная аэродинамика Под ред. Краснова Н.Ф. Учеб. пособие для втузов. М.: Высш. школа, 1974. - С.139-145. - [1]. Наиболее широко при исследовании динамических характеристик используется метод определения переходных характеристик, как реакция на тестовое воздействие типа скачка, рассмотренный в работе Методы и средства измерения давлений в аэродинамических трубах (по материалам иностранной печати за 1962-1972 гг.) Обзоры. Переводы. Рефераты. ОНТИ ЦАГИ, 1972. - С.38-50 - [2]. Недостатком этого метода является сложность установления связи между конструктивными параметрами исследуемого объекта и его динамическими характеристиками, а именно рабочей полосой частот. Поэтому более предпочтительным в рамках решения задачи параметрического синтеза газодинамических объектов является получение динамических характеристик как реакция на тестовое воздействие в виде гармонического сигнала.
К группе аналогов заявленного технического решения относятся устройства, защищенные авторскими свидетельствами СССР №1180566, №1216689.
Устройство для генерации пульсаций в потоке рабочей среды по А.С. №1180566 F15B 21/12, опубликованный в бюл.35 23.09.85 - [3], имеет следующую совокупность существенных признаков: корпус с установленными в нем последовательно двумя прерывателями потока, выполненными в виде обратных клапанов и имеющих одинаковые частотные характеристики, емкость баластировочной среды, которая соединена через запорный орган с рабочим каналом, датчик давления, установленный в рабочем канале и связанный через регулятор с запорным органом. Поток газа, протекая через рабочий канал, вызывает обратно- поступательные движения двух прерывателей, что приводит к возникновению пульсаций расхода на выходе рабочего канала.
Газовый пульсатор для динамической градуировки датчиков давления по А.С. №1216689 G01L 27/00, опубликованный в бюл. №9 07.03.86 - [4], имеет следующую совокупность существенных признаков: рабочую камеру с устанавливаемыми на ней датчиками давления, один из которых является образцовым, источник статического давления, сопло, дисковый прерыватель газового потока с пазами и выступами. Дисковый прерыватель потока газа снабжен чередующимися равномерно распределенными по его цилиндрической поверхности выступами и пазами одинаковой длины. Ось вращения прерывателя расположена в плоскости, перпендикулярной оси сопла, внутренний край которого выполнен по форме цилиндрической поверхности дискового прерывателя. Верхний край отверстия сопла выполнен по касательной к цилиндрической поверхности прерывателя газового потока. Сопло расположено относительно дискового прерывателя так, что внутренний край его охватывает прерыватель, а передняя стенка выступа прерывателя расположена в плоскости, параллельной радиальной плоскости диска прерывателя, и смещена в сторону вращения на 0,1-0,2 длины паза.
Наиболее близким по технической сущности к заявленному техническому решению, взятым за прототип, является измеритель потока разреженного газа по А.С. №439701 G01f 1/00, опубликованный в бюл. №30 15.08.74 - [5], состоящий из корпуса в виде трубы, в которой установлен модулятор потока, состоящий из вращающейся заслонки в виде диска, установленного на опорах, механически связанного с электроприводом и измерительного преобразователя. При работе электропривод заставляет вращаться заслонку. Вращаясь, заслонка изменяет поперечное сечение канала трубы, по которой проходит газ, колебания скорости которого изменяется по гармоническому закону.
Основным недостаткам прототипа является то, что модулятор потока не позволяет формировать тестовое воздействие по колебаниям скорости воздушного потока на срезе трубы строго синусоидальной формы. Причиной отклонения тестовых сигналов от гармонической формы является возникновение скачка давления в период ортогонального положения заслонки воздушному потоку, т.к. в периоды предшествующие и последующие ортогональному положению относительно вектора воздушного потока перед заслонкой вследствие полного торможения потока возникает скачок давления. Это приводит к погрешности при обработке первичных сигналов, которые вызывают искажение амплитудно-частотной характеристики исследуемого газодинамического объекта. Кроме того, в прототипе отсутствует возможность исследования статических и динамических характеристик газодинамических объектов в безрасходном и расходном режимах. Все это определяет низкую эффективность устройства.
Технический результат, на достижение которого направлена полезная модель, заключается в повышении эффективности устройства: повышении точности, расширении функциональных возможностей, а также повышении надежности функционирования.
Технический результат достигается тем, что в устройстве для определения статических и динамических характеристик газодинамических объектов, состоящем из корпуса аэродинамической трубы в виде трубопровода, в котором установлен модулятор потока, состоящий из вращающейся заслонки в виде диска, установленного на опорах, механически связанного с электроприводом, и измерительного преобразователя перепада давлений, новым является то, в структуру устройства дополнительно введены канал формирования тестовых воздействий, канал измерения параметров тестовых воздействий, канал контроля параметров исследуемого объекта, канал предварительной цифровой обработки, цифровой канал управления работой устройства, причем пневматический выход канала формирования тестовых воздействий соединен с пневматическим входом канала измерения параметров тестовых воздействий, пневматический выход которого направлен на исследуемый объект, пневматические выходы которого являются входами канала контроля параметров исследуемого объекта, а электрические выходы совместно с электрическими выходами канала измерения параметров тестовых воздействий подсоединены ко входам канала предварительной цифровой обработки, выходы которого подключены ко входам цифрового канала управления работой устройства, при этом первый и второй выходы этого канала подключены к первому и второму входам канала формирования тестовых воздействий, третий выход подсоединен к управляющему входу первого электропневмоклапана канала измерения параметров тестовых воздействий, а четвертый выход ко второму электропневмоклапану канала контроля параметров исследуемого объекта.
Канал формирования тестовых воздействий состоит из формирующей части корпуса аэродинамической трубы, в которой расположены система модуляции потока, выполненная из двух связанных между собой механической передачей заслонок, пространственно ортогональных друг другу и размещенных в рабочем и стравливающем каналах формирующей части корпуса аэродинамической трубы с возможностью их максимального перекрытия, и формирователь потока, находящийся в створе корпуса аэродинамической трубы, преобразователя частоты вращения, механически связанного с системой модуляции, блока управления электроприводом системы модуляции, блока управления приводом формирователя потока. При этом входами канала формирования тестовых воздействий являются первый вход, соединенный с блоком управления электроприводом системы модуляции, и второй вход, соединенный с блоком управления приводом формирователя потока, а выходами являются электрический выход с преобразователя частоты вращения системы модуляции и пневматический выход с формирующей части корпуса аэродинамической трубы, подсоединенный к измерительной части корпуса аэродинамической трубы.
В состав канала измерения параметров тестовых воздействий входят измерительная часть корпуса аэродинамической трубы, включающая в себя сужающее устройство, выравниватель потока, датчик абсолютного давления, сообщенный посредством пневматического канала связи с приемным отверстием статического давления измерительной части аэродинамической трубы, датчик скорости, электроизмерительные схемы которого подсоединены соответственно к измерительному анемочувствительному элементу, расположенному на выходе измерительной части аэродинамической трубы, и компенсационному анемочувствительному элементу, расположенному в глухой камере аэродинамической трубы, задатчик эталонной скорости потока аэродинамической трубы, подключенный через первый электропневмоклапан посредством пневматических каналов связи к приемным отверстиям статического давления и динамического давления критического сечения сужающего устройства, формирующим перепад давления, пропорциональный скорости воздушного потока на срезе аэродинамической трубы, которые также подключены к датчику пульсирующего давления. При этом пневматическим входом канала измерения параметров тестовых воздействий является пневматический выход с канала формирования тестовых воздействий, выходами являются пневматический выход со среза корпуса аэродинамической трубы на исследуемый объект и электрические выходы со всех датчиков, подсоединенные ко входам канала предварительной цифровой обработки.
Канал контроля параметров исследуемого объекта содержит комплект измерительных датчиков контролируемых параметров, состоящий из дифференциального датчика давления, пневматическими входами которого являются пневматические каналы связи исследуемого объекта, датчика скорости, электроизмерительные схемы которого подсоединены соответственно к измерительному и компенсационному анемочувствительным элементам, при этом выходы всех датчиков подсоединены ко входам канала предварительной цифровой обработки.
В канал контроля параметров исследуемого объекта дополнительно введен электропневмоклапан, соединенный с шунтирующим каналом, сообщенном пневматическими каналами связи с исследуемым объектом и снабженном глухой камерой, в которой расположен компенсационный анемочувствительный элемент датчика скорости канала контроля параметров исследуемого объекта, причем измерительный анемочувствительный элемент расположен непосредственно в шунтирующем канале.
Канал предварительной цифровой обработки содержит последовательно соединенные между собой мультиплексор, аналого-цифровой преобразователь, устройство обработки информации. Первый, второй, третий, четвертый и пятый входы этого канала подключены соответственно к выходам задатчика талонной скорости (давлений), датчика пульсирующего перепада давлений, датчика абсолютного давления и к первому и второму выходам датчика скорости канала измерения параметров тестовых воздействий, а шестой, седьмой и восьмой входы подключены соответственно к выходу дифференциального датчика давления и к первому и второму выходам датчика скорости канала контроля параметров исследуемого объекта. Девятый вход устройства обработки информации соединен с третьим выходом канала формирования тестовых воздействий. Цифровые выходы канала предварительной цифровой обработки магистральной шиной соединены со входами цифрового канала управления работой устройства.
Цифровой канал управления работой устройства содержит блок управления электропневмоклапанами, блок управления канала формирования тестовых воздействий и персональный компьютер. Входами цифрового канала управления работой устройства являются входы блока управления электропневмоклапанами, блока управления канала формирования тестовых воздействий и блока сопряжения с персональным компьютером, соединенные с выходом устройства обработки информации канала предварительной цифровой обработки, а выходами являются первый и второй выходы канала, подсоединенные к первому и второму входам канала формирования тестовых воздействий, и третий и четвертый выходы канала, подключенные к управляющим входам первого и второго электропневмоклапанов.
Сущность полезной модели поясняется на фиг.1, где фиг.1 - структурно-функциональная схема устройства.
Здесь:
1 - канал формирования тестовых воздействий;
2 - канал измерения параметров тестовых воздействий;
3 - канал контроля параметров исследуемого объекта;
4 - канал предварительной цифровой обработки;
5 - цифровой канал управления работой устройства;
6 - исследуемый объект;
7, 8 - пневматические каналы связи;
9 - первый электропневмоклапан;
10 - второй электропневмоклапан;
11 - формирующая часть корпуса аэродинамической трубы;
12 - система модуляции;
13 - формирователь потока;
14 - преобразователь частоты вращения;
15 - блок управления электроприводом системы модуляции;
16 - блок управления приводом формирователя потока;
17 - механическая передача;
18 - первая заслонка;
19 - вторая заслонка;
20 - рабочий канал;
21 - стравливающий канал;
22 - измерительная часть корпуса аэродинамической трубы;
23 - сужающее устройство;
24 - выравниватель потока;
25 - датчик абсолютного давления;
26 - пневматический канал связи;
27 - приемное отверстие статического давления;
28 - датчик скорости канала измерения параметров тестовых воздействий;
29 - электроизмерительная схема компенсационного АЧЭ;
30 - электроизмерительная схема измерительного АЧЭ;
31 - измерительный анемочувствительный элемент канала измерения параметров тестовых воздействий;
32 - компенсационный анемочувствительный элемент канала измерения параметров тестовых воздействий;
33 - глухая полость аэродинамической трубы;
34 - задатчик эталонной скорости (давлений);
35 - пневматический канал связи;
36 - приемное отверстие динамического давления;
37 - критическое сечение сужающего устройства;
38 - срез аэродинамической трубы;
39 - датчик пульсирующего перепада давлений;
40 - дифференциальный датчик давления;
41 - датчик скорости канала контроля параметров исследуемого объекта;
42 - электроизмерительная схема компенсационного анемочувствительного элемента;
43 - электроизмерительная схема измерительного анемочувствительного элемента;
44 - измерительный анемочувствительный элемент;
45 - шунтирующий канал;
46 - компенсационный чувствительный элемент;
47 - глухая полость шунтирующего канала;
48 - мультиплексор;
49 - аналого-цифровой преобразователь;
50 - устройство обработки информации;
51 - блок управления электропневмоклапанами;
52 - блок управления канала формирования тестовых воздействий;
53 - персональный компьютер;
54 - блок сопряжения с персональным компьютером
Конструктивное выполнение основных блоков раскрыто на фиг.1.
Устройство для определения статических и динамических характеристик газодинамических объектов включает в себя канал 1 формирования тестовых воздействий, канал 2 измерения параметров тестовых воздействий, канал 3 контроля параметров исследуемого объекта, канал 4 предварительной цифровой обработки, цифровой канал 5 управления работой устройства. Пневматический выход канала 1 формирования тестовых воздействий соединен с пневматическим входом канала 2 измерения параметров тестовых воздействий, пневматический выход которого направлен на исследуемый объект 6. Пневматические выходы исследуемого объекта 6 являются входами пневматических каналов связи 7 и 8, которые соединены с пневматическими входами канала 3 контроля параметров исследуемого объекта. Электрические выходы канала 3 контроля параметров исследуемого объекта совместно с электрическими выходами канала 2 измерения параметров тестовых воздействий подсоединены ко входам канала 4 предварительной цифровой обработки. Выходы канала 4 подключены ко входам цифрового канала 5 управления работой устройства. При этом первый и второй выходы канала 5 подключены к первому и второму входам канала 1 формирования тестовых воздействий. Третий выход подсоединен к управляющему входу первого 9 электропневмоклапана канала 2 измерения параметров тестовых воздействий, а четвертый выход ко второму 10 электропневмоклапану канала 3 контроля параметров исследуемого объекта.
Канал 1 формирования тестовых воздействий состоит из формирующей части 11 корпуса аэродинамической трубы, в которой расположены система 12 модуляции потока и формирователь потока 13, находящийся в створе корпуса аэродинамической трубы, из преобразователя 14 частоты вращения, механически связанного с системой модуляции 12, блока 15 управления электроприводом системы модуляции и блока 16 управления приводом формирователя потока. Система модуляции выполнена из двух связанных между собой механической передачей 17 первой 18 и второй 19 заслонок. Первая заслонка 18, расположенная в рабочем канале 20, пространственно ортогональна второй заслонке 19, расположенной в стравливающем 21 канале. Внешний контур заслонок соприкасается с внутренним контуром поверхностей канала размещения. Управляющий вход системы модуляции 12 подсоединен к выходу блока 15 управления электроприводом системы модуляции, выход системы 12 подключен ко входу преобразователя 14 частоты вращения. Входами канала 1 формирования тестовых воздействий являются первый вход, соединенный с блоком 15 управления электроприводом системы модуляции, и второй вход, соединенный с блоком 16 управления приводом формирователя потока 13. Выходами канала являются электрический выход с преобразователя 14 частоты вращения системы модуляции и пневматический выход с формирующей части 11 корпуса аэродинамической трубы, подсоединенный к измерительной части 22 корпуса аэродинамической трубы.
Канал 2 измерения параметров тестовых воздействий состоит из измерительной части 22 корпуса аэродинамической трубы, включающей в себя сужающее устройство 23, выравниватель потока 24, датчика 25 абсолютного давления, сообщенного пневматическим каналом связи 26 с приемным отверстием 27 статического давления аэродинамической трубы, датчика скорости 28. Электроизмерительные схемы 29 и 30 датчика скорости 28 подсоединены соответственно к измерительному 31 анемочувствительному элементу, расположенному на выходе измерительной части 22 аэродинамической трубы, и компенсационному 32 анемочувствительному элементу, расположенному в глухой камере 33 аэродинамической трубы, задатчика 34 эталонной скорости потока аэродинамической трубы, подключенного через первый электропневмоклапан 9 посредством пневматических каналов связи 26 и 35 к приемным отверстиям 27 статического давления, расположенного после выравнивателя потока 24, и 36 динамического давления, расположенного в критическом сечении 37 сужающего устройства 23. К этим же каналам связи подсоединены пневматические входы датчика 39 пульсирующего давления. При этом пневматическим входом канала 2 измерения параметров тестовых воздействий является пневматический выход с канала 1 формирования тестовых воздействий. Выходами канала 2 являются пневматический выход со среза 38 корпуса аэродинамической трубы на исследуемый объект 6 и электрические выходы со всех датчиков, подсоединенные ко входам канала 4 предварительной цифровой обработки.
Канал 3 контроля параметров исследуемого объекта 6 содержит комплект измерительных датчиков контролируемых параметров, состоящий из дифференциального датчика 40 давления, пневматическими входами которого являются пневматические каналы связи 7 и 8 исследуемого объекта 6, датчика скорости 41, электроизмерительные схемы 42 и 43 которого подсоединены соответственно к измерительному 44 анемочувствительному элементу, расположенному в шунтирующем канале 45, и компенсационному 46 анемочувствительному элементу, расположенному в глухой камере 47 шунтирующего канала 45. При этом выходы всех датчиков подсоединены ко входам канала 4 предварительной цифровой обработки.
В канал 3 контроля параметров исследуемого объекта 6 дополнительно введен электропневмоклапан 10, соединенный с шунтирующим каналом 45, а с другой стороны с пневматическим каналом связи 8 и с одним из входов дифференциального датчика 40 давления. При этом управляющий вход электропневмоклапана 10 подсоединен к четвертому выходу цифрового канала 5 управления работой устройства.
Канал 4 предварительной цифровой обработки содержит последовательно соединенные между собой мультиплексор 48, аналого-цифровой преобразователь 49, устройство обработки информации 50. Первый, второй, третий, четвертый и пятый входы канала 4 предварительной цифровой обработки подключены соответственно к выходам задатчика 34 эталонной скорости (давлений), датчика 39 пульсирующего перепада давлений, датчика 25 абсолютного давления и к первому и второму выходам датчика 28 скорости канала 2 измерения параметров тестовых воздействий, а шестой, седьмой и восьмой входы подключены соответственно к выходу дифференциального датчика 40 давления и к первому и второму выходам датчика 41 скорости. Девятый вход устройства 50 обработки информации соединен с третьим выходом канала 1 формирования тестовых воздействий. Цифровые выходы канала 4 предварительной цифровой обработки магистральной шиной соединены со входами цифрового канала 5 управления работой устройства.
Цифровой канал 5 управления работой устройства содержит блок 51 управления электропневмоклапанами, блок 52 управления канала формирования тестовых воздействий и персональный компьютер 53. При этом входами цифрового канала 5 управления работой устройства входы блока 51 управления электропневмоклапанами, блока 52 управления канала формирования тестовых воздействий и блока 54 сопряжения с персональным компьютером 53, соединенные с выходами канала 4 предварительной цифровой обработки. Первый и второй выходы блока 52 управления канала формирования тестовых воздействий, являющиеся первым и вторым выходом канала 5 управления работой устройства подключены к первому и второму входам канала 1 формирования тестовых воздействий. Первый и второй выходы блока 51 управления электропневмоклапанами, являющиеся третьим и четвертым выходами цифровой канала 5 управления работой устройства, подсоединены к управляющим входам первого 9 и второго 10 электропневмоклапанов.
Устройство работает следующим образом.
Устройство позволяет определять как статические (как правило, это зависимость информационного перепада давления на объекте исследования от скорости воздушного потока на срезе аэродинамической трубы), так и динамические (амплитудно-частотные, фазочастотные, амплитудно-фазовые) характеристики объекта исследования.
Рассмотрим работу устройства при снятии статических характеристик применительно к аэрометрическому преобразователю. С помощью клавиатуры персонального компьютера 53 с помощью задатчика 34 эталонной скорости устанавливается первое из ряда тарировочных значений скорости в диапазоне рабочих скоростей исследуемого объекта. Показаниям с задатчика 34 эталонной скорости, построенного на базе прецизионного датчика перепада давлений, поступают на монитор персонального компьютера 53. Заданное значение скорости на срезе 38 аэродинамической трубы с помощью формирователя потока 13, управляемого цифровым каналом 5 управления работой устройства устанавливается посредством блока 16 управления приводом формирователя. Блок 16 регулирует скорость вращения формирователя потока 13 по показаниям датчика 39 пульсирующего перепада давлений, проградуированного в единицах скорости. Входы датчика 39 перепада давлений через электропневмоклапан 9 посредством пневматического канала 35 связи сообщены с критическим сечением 36 сужающего устройства 23, а также с приемным отверстием 27, вписанным в контур аэродинамической трубы и расположенного после выравнивателя 24 структуры потока.
Статические характеристики исследуемого аэрометрического приемника могут определяться в двух режимах: безрасходном (когда информативным сигналом является перепад давления, а расход по пневматическим каналам практически отсутствует) и расходном (когда информативным сигналом является расход, при этом перепад давления пренебрежимо мал). Вид режима определяется работой электропневмоклапана 10, управляемого блоком 51 управления электропневмоклапанам, расположенного в цифровом канале 5 управления работой устройства. При безрасходном режиме электропневмоклапан 10 закрыт. Перепад давления, подаваемый от исследуемого аэрометрического приемника 6 посредством пневматических каналов связи 7 и 8 преобразуется дифференциальным датчиком перепада давлений 40 (с малым быстродействием) в электрический сигнал, подаваемый на один из входов канала 4 предварительной цифровой обработки.
Для получения тарировочного значения скорости приемное отверстие 27 посредством пневматических канала связи 26 сообщается с датчиком 25 абсолютного давления, выходной сигнал которого подается на третий вход канала 4 предварительной цифровой обработки.
со
до
В расходном режиме исследование аэрометрического преобразователя 6 необходимо проводить для оценки возможности его работы с проточными преобразователями перепада давлений в электрический сигнал (тепловые, калориметрические, ультразвуковые, меточные и др.), когда информативным является расход, пропорциональный перепаду давлений на выходе аэрометрического преобразователя 6. Электропневмоклапан 10 переводится в открытое состояние, что приводит к появлению расхода в шунтирующем канале 45, функционально связанном с перепадом давлений Δр=р-р на пневматических каналах связи 7 и 8, поступающих от исследуемого аэрометрического преобразователя 6. В этом случае измерительный 44 и компенсационный 46 анемочувствительные элементы канала 3 контроля параметров исследуемого объекта включены соответственно в электроизмерительные схемы 42 и 43. На выходе этих схем формируется разность напряжений, несущая информацию об измеряемом перепаде давлений в расходном режиме работы исследуемого объекта. Эти сигналы подаются на другие входы канала 4 предварительной цифровой обработки, куда также как и в безрасходном режиме подается напряжение с выхода дифференциального датчика 40 перепада давлений, непосредственно измеренного выходного сигнала исследуемого аэрометрического преобразователя 6. Напряжение, пропорциональное заданному значению скорости и перепада давлений в расходном и безрасходном режимах проходят обработку в канале 4 предварительной цифровой обработки, а именно оцифровываются посредством аналого-цифрового преобразователя 49, далее поступают в блок 50 обработки информации, где осуществляется функциональная обработка сигналов, в соответствии с зависимостью
,
где χ - коэффициент давления, определяемый конструктивными особенностями; g - ускорение свободного падения; R - универсальная газовая постоянная; Т - температура воздуха.
Полученная информация поступает на входы блока 5 управления работой устройства и далее на персональный компьютер 53. Кроме того, информация с канала 4 предварительной обработки поступает на блок 5 управления работой устройства, состоящий из блока 51 управления электропневмоклапанами 9 и 10 и блока 52 управления электроприводом 15 системы модуляции и электроприводом 16 формирователя потока 13. На основании данных, поступающих в персональный компьютер 53, определяются статическая характеристика исследуемого аэрометрического преобразователя 6 в безрасходном (традиционном) и расходном (применительно к работе аэрометрического преобразователя с преобразователем давления проточного типа) режимах.
Особенностью динамического режима работы является модуляция параметров воздушного потока (давления и скорости) на срезе 38 аэродинамической трубы посредством системы модуляции, включающей заслонки 18 и 19, приводимые в движение с помощью блока 15 управления электроприводом системы модуляции и механически связанных между собой конической передачей 17. Частота вращения заслонок преобразуется в выходной сигнал с помощью преобразователя 14 и подается на один из входов устройства 50 обработки информации канала 4 предварительной цифровой обработки. Определение динамических характеристик, как правило, осуществляется для трех значений скорости из диапазона скоростей, характерных для исследуемого аэрометрического преобразователя. При этом минимальное и максимальное значения скоростей выбираются на линейном участке статической характеристики исследуемого газодинамического объекта, а третье значение является промежуточным между ними. При этом амплитуда пульсаций давлений и скорости на срезе сопла аэродинамической трубы не должна приводить к выходу текущего значения этих величин за пределы линейного участка статической характеристики исследуемого объекта. Установка этих значений с помощью формирователя потока осуществляется аналогично процессу определения статических характеристик.
После установки одного из значений скорости электропневмоклапан 9, управляемый блоком 51 управления электропневмоклапанами, разобщает связь пневматических каналов связи 26 и 35, воспринимающих перепад давлений от приемных отверстий 27 статического и 36 динамического давления аэродинамической трубы с прецизионным задатчиком 34 эталонной скорости. Это необходимо для того, чтобы исключить влияние пульсаций перепада давлений на задатчик 34 при снятии динамических характеристик. При этом заданная скорость поддерживается за счет сигнала, снимаемого с датчика 28 скорости, построенного на основе измерительного 31 и компенсационного 32 анемочувствительных элементов (например, проволочных терморезисторов, работающих в режиме постоянной температуры). Снятие динамических характеристик исследуемого аэрометрического преобразователя также может осуществляться в двух режимах, аналогичных тому, как это выполняется при снятии статических характеристик.
Динамическая характеристика аэрометрического преобразователя снимается в следующей последовательности. Система модуляции, состоящая из двух пространственно ортогональных заслонок 18 и 19, приводится во вращение с помощью блока 15 управления электроприводом системы модуляции. Причем заслонка 18 расположена в рабочем канале 20, а заслонка 19 расположена в стравливающем канале 21. Стравливающий канал 21 расположен в сечении более близком к вентилятору с целью исключения броска давления в момент полного перекрывания заслонки 18. За счет одновременного вращения заслонок 18 и 19 на срезе 38 аэродинамической трубы формируется воздушный поток, давление и скорость которого изменяется по гармоническому закону. Это обусловлено изменением живого сечения потока, как в основном, так и в стравливающих каналах вследствие изменения по закону cos проекции площади заслонок на направление движения потока. В соответствии с этим по гармоническому закону изменяется перепад давлений, отбираемый из критического сечения 37 сужающего устройства 23 и приемным отверстием 27, расположенным за выравнивателем потока 24. Перепад давлений по пневматическим каналам связи 26 и 35 подается на датчик 39 пульсирующего перепада давлений (например, пьезодатчик). Выходной сигнал с датчика поступает на один из входов канала 4 предварительной цифровой обработки.
Выходные сигналы исследуемого аэрометрического преобразователя в безрасходном режиме регистрируется аналогично тому, как это выполняется при снятии статических характеристик (с использованием дифференциального датчика 39 пульсирующего перепада давлений, обладающего широкой рабочей полосой от 0,1 до 300 Гц). Для определения динамических характеристик в расходном режиме, также как и при снятии статических характеристик аэрометрического преобразователя 6, электропневмоклапан 10 открывается, и в работу включаются измерительный 44 и компенсационный 46 анемочувствительные элементы, соответственно включенные в электроизмерительные схемы 42 и 43 соответственно. На выходе схем формируется напряжение, пропорциональное перепаду давлений на выходе исследуемого аэрометрического преобразователя, которое изменяется по гармоническому закону. Далее это напряжение поступает на один из входов канала 4 предварительной обработки, где после обработки по соответствующим алгоритмам передается на персональный компьютер 53, где осуществляется вычисление по соответствующим программам параметров АЧХ и ФЧХ исследуемого аэрометрического преобразователя 6 во всем диапазоне исследуемых частот. Для снятия частотной характеристики используется метод измерения относительно эталонного сигнала. Необходимость такого способа связана с тем, что с изменением частоты амплитуда скорости потока на срезе трубы также изменяется. Это связано с влиянием динамических свойств участка трубы, заключенного между модулятором и входами приемника. Для снятия частотных характеристик измеряется амплитуда напряжения с датчика скорости.
Параметры тестового воздействия при снятии динамических характеристик в расходном режиме осуществляется с помощью проволочных измерительного 31 и компенсационного 32 анемочувствительных элементов канала 2 измерения параметров тестовых воздействий. Каждый из них включен в собственную электроизмерительную схему 29 и 30 соответственно, на выходе которых формируется сигнал, пропорциональный пульсирующей скорости на срезе 38 аэродинамической трубы. Эти сигналы поступают на входы канала 4 предварительной цифровой обработки.
Заявляемая полезная модель позволяет повысить точность воспроизведения тестовых воздействий и регистрации статических и динамических исследуемых газодинамических объектов, расширить функциональные возможности за счет одновременного формирования массива первичных информативных сигналов, позволяющего после его обработки получить частотные характеристики исследуемого газодинамического объекта, как по давлению, так и по расходу, повысить надежность функционирования устройства.
При этом полученная информация характеризуется высокой точностью, достоверностью и метрологической надежностью, а конструкция устройства для определения статических и динамических характеристик газодинамических объектов достаточно проста в реализации и надежна в работе.