RU2561784C1 - Method of measurements of mach number in aerodynamic pipe - Google Patents

Method of measurements of mach number in aerodynamic pipe Download PDF

Info

Publication number
RU2561784C1
RU2561784C1 RU2014117139/28A RU2014117139A RU2561784C1 RU 2561784 C1 RU2561784 C1 RU 2561784C1 RU 2014117139/28 A RU2014117139/28 A RU 2014117139/28A RU 2014117139 A RU2014117139 A RU 2014117139A RU 2561784 C1 RU2561784 C1 RU 2561784C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
mach number
signals
tolerances
sensor signals
pressure sensors
Prior art date
Application number
RU2014117139/28A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Михаил Александрович Левченко
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ")
Priority to RU2014117139/28A priority Critical patent/RU2561784C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2561784C1 publication Critical patent/RU2561784C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Measuring Fluid Pressure (AREA)

Abstract

FIELD: instrumentation.
SUBSTANCE: several times in the aerodynamic pipe single registration of pressure transmitter signals is performed, and Mach number is determined using these signals. At fixed speed of the air flow in the aerodynamic pipe the moment of stop of the registration of the pressure transmitter signals is determined by check of these signals being within the tolerances corresponding to the measured Mach number. These operations are separated to two processes synchronous in time. Equations for tolerances determination are provided.
EFFECT: Mach number measurement with required accuracy for minimum possible time of operation of the aerodynamic pipe.
4 dwg

Description

Изобретение относится к области измерительной техники и предназначается для измерения в условиях неравномерного и нестационарного воздушного потока в рабочей части аэродинамической трубы числа Маха при аттестации аэродинамических труб, получении аэродинамических характеристик тестовых моделей для последующего их использования при аттестации алгоритмов и программ, обеспечивающих расчет аэродинамических характеристик летательных аппаратов.The invention relates to the field of measuring equipment and is intended for measurement under conditions of uneven and unsteady air flow in the working part of the wind tunnel of the Mach number during certification of wind tunnels, obtaining aerodynamic characteristics of test models for their subsequent use in certification of algorithms and programs providing calculation of aerodynamic characteristics of aircraft .

В настоящее время создание воздушного потока в аэродинамических трубах сопряжено с большими материальными затратами, поэтому актуально требование минимизации времени получения экспериментальных данных требуемой, обычно высокой, точности.Currently, the creation of air flow in wind tunnels is associated with high material costs, therefore, the requirement to minimize the time to obtain experimental data of the required, usually high, accuracy is relevant.

При больших дозвуковых и сверхзвуковых скоростях осуществляют регистрацию сигналов датчиков статического P и полного P0 давлений, при гиперзвуковых скоростях - датчиков давлений торможения: P 0 /

Figure 00000001
и P0 - после и до прямого скачка уплотнения, пользуясь этими сигналами определяют число Маха в аэродинамической трубе (Поуп А., Гойн К. Аэродинамические трубы больших скоростей. - М.: Мир, 1968, стр. 24, 28, 74), при этом неравномерность и нестационарность характерна не только для измеряемого числа Маха, но и для меняющихся асинхронно регистрируемых сигналов датчиков давлений.At high subsonic and supersonic speeds, the signals of the static P and full P 0 pressure sensors are recorded; at hypersonic speeds, the braking pressure sensors are: P 0 /
Figure 00000001
and P 0 - after and before the direct shock wave, using these signals determine the Mach number in the wind tunnel (Pope A., Goyn K. High-speed wind tunnels. - M .: Mir, 1968, p. 24, 28, 74), in this case, non-uniformity and non-stationarity is characteristic not only for the measured Mach number, but also for changing asynchronously recorded signals of pressure sensors.

Известен способ измерения среднего числа Маха, по которому в процессе проведения аэродинамического эксперимента осуществляют многократную регистрацию сигналов датчиков давлений, определяют, пользуясь этими сигналами, среднее число Маха, а затем оценивают погрешность измерения этого числа Маха (Петунин А.Н. Методы и техника измерений параметров газового потока. - М.: Машиностроение, 1996, стр. 281-284).There is a method of measuring the average Mach number, according to which, during the aerodynamic experiment, multiple signals of pressure sensors are recorded, the average Mach number is determined using these signals, and then the error of measurement of this Mach number is estimated (Petunin A.N. Methods and techniques for measuring parameters gas flow. - M.: Mechanical Engineering, 1996, p. 281-284).

Однако при использовании такого способа удается измерить лишь среднее число Маха на каждой фиксированной скорости работы трубы, причем точность измерения при неравномерном и нестационарном воздушном потоке, как правило, бывает невысокой.However, when using this method, it is possible to measure only the average Mach number at each fixed speed of the pipe, moreover, the measurement accuracy with uneven and unsteady air flow, as a rule, is low.

Известен способ измерения числа Маха, принятый за прототип, по которому в аэродинамической трубе осуществляют однократную регистрацию сигналов датчиков давлений, определяют, пользуясь этими сигналами, число Маха, а позже оценивают погрешность измерения числа Маха (Бертынь В.Р., Юшков И.И. Анализ точности измерения скоростного напора и числа М в аэродинамических трубах при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях. - М.: Труды ЦАГИ, 1966, стр. 5.).There is a method of measuring the Mach number, adopted as a prototype, according to which a single registration of pressure sensor signals is carried out in a wind tunnel, using these signals, the Mach number is determined, and the error in measuring the Mach number is then estimated (Bertyn V.R., Yushkov I.I. Analysis of the accuracy of measuring the pressure head and the number M in wind tunnels at subsonic and supersonic speeds. - M .: Transactions of TsAGI, 1966, p. 5.).

Однако при таком способе апостериорная оценка точности косвенно измеренного числа Маха из-за неравномерности и нестационарности потока нередко оказывается ниже требуемой. За этим следует повторный и не всегда однократный пуск аэродинамической трубы, что приводит к увеличению продолжительности аэродинамического эксперимента, а следовательно, к повышению его стоимости.However, with this method, an a posteriori estimate of the accuracy of the indirectly measured Mach number due to the irregularity and unsteadiness of the flow is often lower than required. This is followed by a repeated and not always a single launch of the wind tunnel, which leads to an increase in the duration of the aerodynamic experiment, and consequently, to an increase in its cost.

Задачей изобретения является измерение с требуемой точностью числа Маха в условиях неравномерного и нестационарного воздушного потока в рабочей части аэродинамической трубы с минимальными затратами времени на получение экспериментальных данных. Техническим результатом является измерение числа Маха с погрешностью, не превышающей заданную погрешность за минимально возможное время работы трубы.The objective of the invention is the measurement with the required accuracy of the Mach number in the conditions of uneven and unsteady air flow in the working part of the wind tunnel with minimal time spent on obtaining experimental data. The technical result is the measurement of the Mach number with an error not exceeding the specified error for the minimum possible time of the pipe.

Задача и технический результат достигаются тем, что в способе измерения числа Маха, по которому в аэродинамической трубе осуществляют однократную регистрацию сигналов датчиков давлений, выполняют параллельно и синхронно во времени два процесса. Первый процесс - осуществление однократной регистрации сигналов датчиков давлений - повторяют до тех пор, пока от второго процесса не поступит синхронизирующий знак о прекращении регистрации сигналов датчиков давлений. Второй процесс - определение числа Маха с использованием зарегистрированных последними сигналов датчиков давлений P и P0 или P 0 /

Figure 00000002
и P0, определение допусков P и P0 или P 0 /
Figure 00000002
и P0 на зарегистрированные сигналы, контроль попаданий зарегистрированных сигналов в допуски - повторяют до тех пор, пока сигналы датчиков давлений не попадут в допуски, после чего посылают первому процессу синхронизирующий знак о прекращении регистрации сигналов датчиков давлений.The task and the technical result are achieved by the fact that in the method of measuring the Mach number, according to which the signals of the pressure sensors are recorded once in the wind tunnel, two processes are performed simultaneously and synchronously in time. The first process — the one-time recording of pressure sensor signals — is repeated until a synchronizing sign is received from the second process to stop the registration of pressure sensor signals. The second process is the determination of the Mach number using the last recorded signals of the pressure sensors P and P 0 or P 0 /
Figure 00000002
and P 0 , the definition of tolerances P and P 0 or P 0 /
Figure 00000002
and P 0 to the registered signals, control of hits of the registered signals in tolerances - repeat until the pressure sensor signals fall into the tolerances, after which they send the first process a synchronization sign to stop the registration of pressure sensor signals.

Контроль попаданий осуществляют с помощью неравенств P0≥P0 и, соответственно, P≥P или P 0 / P 0 /

Figure 00000003
. Допуски определяют с использованием полиномиальных зависимостей, отвечающих формулам или непосредственно по формулам:Hit control is carried out using the inequalities P 0 ≥P 0 and, accordingly, P≥P or P 0 / P 0 /
Figure 00000003
. Tolerances are determined using polynomial dependencies corresponding to the formulas or directly by the formulas:

- для больших дозвуковых и сверхзвуковых скоростей- for large subsonic and supersonic speeds

Figure 00000004
,
Figure 00000005
,
Figure 00000004
,
Figure 00000005
,

- для гиперзвуковых скоростей- for hypersonic speeds

Figure 00000006
,
Figure 00000007
,
Figure 00000006
,
Figure 00000007
,

где

Figure 00000008
Figure 00000009
Figure 00000010
,Where
Figure 00000008
Figure 00000009
Figure 00000010
,

Figure 00000011
,
Figure 00000011
,

Figure 00000012
Figure 00000012

Δ[P], Δ[P0], Δ [ P 0 / ]

Figure 00000013
- приборные погрешности датчиков давлений, Δ[M] - заданная погрешность измерения числа Маха, ω=Δ[P0]/Δ[P], ϖ = Δ [ P 0 ] / Δ [ P 0 / ]
Figure 00000014
, κ - показатель адиабаты для воздуха.Δ [P], Δ [P 0 ], Δ [ P 0 / ]
Figure 00000013
- instrument errors of the pressure sensors, Δ [M] is the specified error in the measurement of the Mach number, ω = Δ [P 0 ] / Δ [P], ϖ = Δ [ P 0 ] / Δ [ P 0 / ]
Figure 00000014
, κ is the adiabatic exponent for air.

Осуществление способа предлагаемым образом, т.е. реализация его в виде двух процессов, выполняемых параллельно и синхронно во времени, многократно обеспечивающих однократную регистрацию сигналов датчиков давлений и вслед за этим многократное определение числа Маха и контроль попадания зарегистрированных последними сигналов датчиков давлений в допуски, для них предназначенные, с тем, чтобы прекратить регистрацию сигналов датчиков давлений, когда в этом больше нет необходимости, неизвестно в измерительной технике.The implementation of the method in the proposed manner, i.e. its implementation in the form of two processes running in parallel and synchronously in time, repeatedly providing a single registration of pressure sensor signals and then repeatedly determining the Mach number and monitoring the registration of the last recorded pressure sensor signals in the tolerances intended for them in order to stop registration pressure sensor signals, when this is no longer necessary, is not known in the measurement technique.

На фиг. 1 представлена блок-схема устройства для осуществления данного способа; на фиг. 2, 3 и 4 приведены полученные экспериментально-расчетным путем данные, подтверждающие достоверность и эффективность результатов опытной проверки данного способа.In FIG. 1 shows a block diagram of a device for implementing this method; in FIG. Figures 2, 3 and 4 show data obtained experimentally and experimentally that confirm the reliability and effectiveness of the results of an experimental verification of this method.

Устройство для осуществления способа измерения числа Маха в аэродинамической трубе содержит датчики давлений 1, измерительное устройство 2, регистрирующее устройство 3, которые являются штатными узлами пневмометрической системы, вычислительное и управляющее устройство 4, общую оперативную память 5 устройств 3 и 4 для мониторинга знаков, синхронизирующих работу этих устройств, и регистрации сигналов, поступающих от датчиков давлений, штатную для устройства 4 оперативную память 6.A device for implementing the method of measuring the Mach number in a wind tunnel contains pressure sensors 1, a measuring device 2, a recording device 3, which are standard components of a pneumometric system, a computing and control device 4, a common RAM 5 of devices 3 and 4 for monitoring signs synchronizing operation of these devices, and registration of signals from pressure sensors, the RAM 6 standard for the device 4.

Предлагаемый способ реализуется следующим образом.The proposed method is implemented as follows.

Получив, например от автоматизированной системы управления аэродинамической трубой, сообщение о начале измерений, с помощью устройства 4 помещают в память 5 синхронизирующие знаки «+» и «-», посылают старт-сообщение устройству 3, а затем осуществляют мониторинг синхронизирующих знаков. Пока с помощью устройства 4 распознают знаки «+» и «-», продолжают мониторинг знаков. Если распознаны знаки «-» и «+», то с помощью устройства 4 перемещают из памяти 5 в память 6 зарегистрированные сигналы, поступившие от датчиков давлений, помещают в память 5 синхронизирующие знаки «-» и «-», обрабатывают сигналы датчиков, перемещенные в память 6, при этом определяют число Маха и допуски на давления, контролируют попадание сигналов датчиков в эти допуски. При попадании сигналов датчиков в допуски, с помощью устройства 4 посылают вышеупомянутой автоматизированной системе управления сообщение о завершении измерений и, осуществляя мониторинг синхронизирующих знаков, дожидаются знаков «-» и «+», после чего посылают стоп-сообщение устройству 3. Если сигналы датчиков в допуски не попали, то, осуществляя с помощью устройства 4 мониторинг синхронизирующих знаков, дожидаются знаков «-» и «+», после чего выполняют описанные выше операции, начиная с перемещения из памяти 5 в память 6 зарегистрированных сигналов, поступивших от датчиков давлений. С помощью устройства 3, которое начинает функционировать по старт-сообщению, поступившему от устройства 4, регистрируют в память 5 сигналы датчиков давлений, помещают в эту память синхронизирующие знаки «-» и «+», а затем начинают осуществлять их мониторинг. Пока с помощью устройства 3 распознают знаки «-» и «+», продолжают мониторинг знаков. Если распознаны знаки «-» и «+», то с помощью устройства 3 регистрируют в память 5 сигналы датчиков давлений, помещают в эту память синхронизирующие знаки «-» и «+», а затем осуществляют их мониторинг. Далее операции, выполняемые с помощью устройства 3, повторяют до тех пор, пока от устройства 4 не поступит стоп-сообщение.Having received, for example, a message about the beginning of measurements from the automated wind tunnel control system, using the device 4, the synchronizing signs “+” and “-” are placed in the memory 5, a start message is sent to the device 3, and then the synchronizing signs are monitored. While using the device 4 recognize the signs "+" and "-", continue monitoring the signs. If the signs “-” and “+” are recognized, then using the device 4 they move from the memory 5 to the memory 6 the registered signals received from the pressure sensors, place the synchronizing signs “-” and “-” in the memory 5, process the sensor signals moved in memory 6, while determining the Mach number and tolerances for pressure, control the ingress of sensor signals into these tolerances. If the sensor signals fall within the tolerances, using the device 4 they send a message to the aforementioned automated control system about the completion of measurements and, monitoring the synchronizing signs, wait for the signs “-” and “+”, then send a stop message to the device 3. If the sensor signals are in if the tolerances didn’t fall, then, using the device 4, monitoring the synchronizing signs, wait for the signs “-” and “+”, after which they perform the above operations, starting with moving from memory 5 to memory 6 registered signals received from the pressure sensors. Using the device 3, which starts to function according to the start message received from the device 4, the signals of the pressure sensors are recorded in memory 5, the synchronizing signs “-” and “+” are placed in this memory, and then they are monitored. While using the device 3 recognize the signs "-" and "+", continue monitoring the signs. If the signs “-” and “+” are recognized, then using the device 3, the pressure sensor signals are recorded in memory 5, the synchronizing signs “-” and “+” are placed in this memory, and then they are monitored. Next, the operations performed using the device 3 are repeated until a stop message is received from the device 4.

Сведения о параметрах устройств, входящих в схему реализации способа, следующие.Information about the parameters of the devices included in the implementation scheme of the method is as follows.

Устройства 3 и 4 могут быть построены с использованием двух процессоров двухпроцессорного компьютера либо многоядерного процессора однопроцессорного компьютера. Однако следует принять во внимание, что процессор, используемый в устройстве 4, должен быть в несколько раз более производительным, чем процессор, используемый в устройстве 3, либо число ядер многоядерного процессора, используемых в устройстве 4, должно быть в несколько раз больше числа ядер, используемых в устройстве 3, при одинаковой производительности ядер. Объем общей оперативной памяти 5 должен быть достаточным для регистрации сигналов датчиков давлений и мониторинга синхронизирующих знаков. Под синхронизирующие знаки можно использовать два байта памяти 5 или знаковые биты машинных слов этой памяти, отведенных под сигналы датчиков давлений.Devices 3 and 4 can be built using two processors of a dual-processor computer or a multi-core processor of a single-processor computer. However, it should be borne in mind that the processor used in device 4 must be several times more productive than the processor used in device 3, or the number of cores of a multi-core processor used in device 4 must be several times larger than the number of cores. used in device 3, with the same core performance. The amount of total RAM 5 should be sufficient for recording signals from pressure sensors and monitoring synchronizing signs. For synchronizing characters, you can use two bytes of memory 5 or the sign bits of the machine words of this memory allocated to the signals of the pressure sensors.

Таким образом, в данном способе измерения числа Маха в аэродинамической трубе параллельно функционируют два устройства. При реализации данного способа по представленной схеме (фиг. 1) одно устройство, входящее в состав пневмометрической системы, все время выполняет операцию однократной регистрации сигналов датчиков давлений, другое устройство все время выполняет, пользуясь всякий раз однократно зарегистрированными сигналами датчиков давлений, определение числа Маха и допусков, отвечающих этому числу Маха, контроль попадания однократно зарегистрированных сигналов датчиков давлений в допуски, при этом осуществляется с использованием общей оперативной памяти синхронизация работы обоих устройств и всякий раз при попадании сигналов датчиков давлений в допуски устройство, входящее в состав пневмометрической системы, прекращает регистрацию сигналов датчиков давлений, что минимизирует время проведения аэродинамического эксперимента. В свою очередь, определение допусков и контроль попадания однократно зарегистрированных сигналов датчиков давлений в эти допуски способствуют измерению числа Маха с требуемой точностью. Реализация данного способа по представленной схеме (фиг. 1) обеспечивает измерение числа Маха в течение одного пуска аэродинамической трубы на всех отвечающих этому пуску фиксированных скоростях потока. Помимо этого, данный способ позволяет организовать диагностический анализ, например в целях выявления того датчика, сигналы которого чаще не попадают в допуски.Thus, in this method of measuring the Mach number in a wind tunnel, two devices operate in parallel. When implementing this method according to the presented scheme (Fig. 1), one device, which is part of the pneumometric system, all the time performs the operation of a single registration of pressure sensor signals, the other device all the time performs, each time using the once registered signals of the pressure sensors, determining the Mach number and tolerances corresponding to this Mach number, control of the once recorded signals of pressure sensors falling into tolerances, while using the common operational amyati synchronization of the two devices, and each time the sensor signals contact pressures tolerances device, part of the pneumometric system stops recording the signal pressure sensors that minimizes the time of aerodynamic experiment. In turn, the determination of tolerances and the control of the occurrence of once recorded pressure sensor signals in these tolerances contribute to the measurement of the Mach number with the required accuracy. The implementation of this method according to the presented scheme (Fig. 1) provides a measurement of the Mach number during one start of the wind tunnel at all fixed flow rates corresponding to this start-up. In addition, this method allows you to organize a diagnostic analysis, for example, in order to identify the sensor whose signals often do not fall into tolerances.

Для опытной проверки данного способа использовались сигналы датчиков давлений, полученные в аэродинамической трубе больших дозвуковых скоростей. Результаты опытной проверки при Δ[M]=0,001 и числах Маха от 0,6 до 1,0 представлены на фиг. 2. Сплошными кривыми на фиг. 2 показаны допуски, отвечающие формулам для больших дозвуковых и сверхзвуковых скоростей. Пунктирные кривые интерполируют успешно прошедшие контроль сигналы датчиков давлений. На фиг. 3 представлен крупным планом фрагмент фиг. 2 при числах Маха от 0,825 до 0,950: сплошная и пунктирная кривые, отвечающие полному давлению. Там же штрихпунктирными кривыми показаны верхняя и нижняя границы рассеивания сигналов датчика полного давления при неравномерном и нестационарном воздушном потоке. Для построения этих границ использовались многократно зарегистрированные сигналы датчика. Как показано на фиг. 4, при наличии неравномерного и нестационарного потока интервалы рассеивания сигналов датчиков полного и статического давлений заметно превышают приборные погрешности этих датчиков почти при всех числах Маха.For experimental verification of this method, the signals of the pressure sensors obtained in the wind tunnel of high subsonic speeds were used. The results of the experimental verification at Δ [M] = 0.001 and Mach numbers from 0.6 to 1.0 are presented in FIG. 2. The solid curves in FIG. Figure 2 shows the tolerances that correspond to the formulas for large subsonic and supersonic speeds. Dotted curves interpolate pressure sensors that have successfully passed control. In FIG. 3 is a close-up fragment of FIG. 2 for Mach numbers from 0.825 to 0.950: solid and dashed curves corresponding to total pressure. In the same place, the upper and lower boundaries of the dispersion of the signals of the full pressure sensor with uneven and unsteady air flow are shown by dot-and-dot curves. To construct these boundaries, we used repeatedly recorded sensor signals. As shown in FIG. 4, in the presence of an uneven and unsteady flow, the scattering intervals of the signals of the sensors of full and static pressure significantly exceed the instrumental errors of these sensors at almost all Mach numbers.

Формулы для определения допусков получены с использованием теоретических зависимостей (Прикладная газовая динамика / Под ред. С.А. Христиановича. - М.: Издательство ЦАГИ, 1948, стр. 71, 73; Юшков И.И. Анализ случайных погрешностей измерения параметров потока в аэродинамических трубах при больших сверхзвуковых скоростях. - М.: Труды ЦАГИ, вып. 856, 1962, стр. 5.), связывающих число Маха с сигналами датчиков давлений при больших дозвуковых и сверхзвуковых скоростяхFormulas for determining tolerances are obtained using theoretical dependences (Applied Gas Dynamics / Ed. By S. A. Khristianovich. - M.: TsAGI Publishing House, 1948, p. 71, 73; I. Yushkov. Analysis of Random Errors of Measurement of Flow Parameters in wind tunnels at high supersonic speeds. - M .: Proceedings of TsAGI, issue 856, 1962, p. 5.) connecting the Mach number with the signals of pressure sensors at high subsonic and supersonic speeds

Figure 00000015
Figure 00000015

и при гиперзвуковых скоростяхand at hypersonic speeds

Figure 00000016
Figure 00000016

Использовались также соотношения (Юшков И.И. Анализ случайных погрешностей измерения параметров потока в аэродинамических трубах при больших сверхзвуковых скоростях. - М.: Труды ЦАГИ, вып. 856, 1962, стр. 10, 13; Петунин А.Н. Методы и техника измерений параметров газового потока. - М.: Машиностроение, 1996. - стр. 304, 305) между погрешностями измерения числа Маха и приборными погрешностями датчиков давленийThe following relations were also used (I. Yushkov, I. Analysis of random errors in measuring flow parameters in wind tunnels at high supersonic speeds. - M .: Transactions of TsAGI, issue 856, 1962, p. 10, 13; Petunin AN Methods and technique measurements of gas flow parameters. - M.: Mashinostroenie, 1996. - pp. 304, 305) between the errors in the measurement of the Mach number and the instrument errors in the pressure sensors.

Figure 00000017
Figure 00000017

Figure 00000018
Figure 00000018

Формулы для определения допусков при больших дозвуковых и сверхзвуковых скоростях получены следующим образом. Представив зависимость (1) в виде функции P0=f0(P,M,κ), заменяем ею величину P0 в соотношении (3). Последнее с помощью алгебраических преобразований приводим к виду P=φ(M,κ,ω,Δ[P],Δ[M]). Зависимость (1), представленную в виде функции P=f(P0,M,κ), используем для приведения соотношения (3) к виду P0=ψ(M,κ,ω,Δ[P0],Δ[M]). Аналогично, пользуясь зависимостью (2) и соотношением (4), получим формулы для определения допусков при гиперзвуковых скоростях.The formulas for determining the tolerances at high subsonic and supersonic speeds are obtained as follows. Having represented the dependence (1) in the form of the function P 0 = f 0 (P, M, κ), we replace it with the value P 0 in relation (3). Using algebraic transformations, we reduce the latter to the form P = φ (M, κ, ω, Δ [P], Δ [M]). Dependence (1), presented in the form of the function P = f (P 0 , M, κ), is used to bring relation (3) to the form P 0 = ψ (M, κ, ω, Δ [P 0 ], Δ [M ]). Similarly, using dependence (2) and relation (4), we obtain formulas for determining tolerances at hypersonic speeds.

Данный способ обеспечивает измерение числа Маха за минимально возможное время с погрешностью, не превышающей заданную, как при неравномерном и нестационарном воздушном потоке, так и при более простых потоках вплоть до равномерного стационарного.This method provides the measurement of the Mach number in the shortest possible time with an error not exceeding a predetermined one, both with uneven and unsteady air flow, and with simpler flows up to a uniform stationary one.

Claims (1)

Способ измерения числа Маха, по которому в аэродинамической трубе осуществляют однократную регистрацию сигналов датчиков давлений, определяют, пользуясь этими сигналами, число Маха, а позже оценивают погрешность измерения числа Маха, отличающийся тем, что однократную регистрацию сигналов датчиков давлений и определение с использованием этих сигналов числа Маха повторяют многократно до тех пор, пока сигналы датчиков не попадут в допуски, отвечающие измеренному числу Маха, а для минимизации времени работы трубы описанные выше операции распараллеливают на два синхронных во времени процесса: в первом однократно регистрируют сигналы датчиков давлений, во втором определяют числа Маха, получают допуски и контролируют попадания сигналов датчиков давлений в эти допуски, которые получают с использованием полиномиальных зависимостей, отвечающих формулам, или непосредственно по формулам:
для больших дозвуковых и сверхзвуковых скоростей
Figure 00000004
,
Figure 00000005
,
для гиперзвуковых скоростей
Figure 00000006
,
Figure 00000007
,
где:
Figure 00000019
,
Figure 00000020
,
Figure 00000010
,
Figure 00000011
,
Figure 00000021
,
Δ[P], Δ[P0],
Figure 00000013
- приборные погрешности датчиков статического, полного и полного за прямым скачком уплотнения давлений соответственно, Δ[M] - заданная погрешность измерения числа Маха, ω=Δ[P0]/Δ[P],
Figure 00000014
, κ - показатель адиабаты для воздуха.
The method of measuring the Mach number, according to which the signals of the pressure sensors are recorded once in the wind tunnel, determine the Mach number using these signals, and then evaluate the error of the measurement of the Mach number, characterized in that the one-time registration of the signals of the pressure sensors and determining using these signals Mach is repeated many times until the sensor signals fall within the tolerances corresponding to the measured Mach number, and to minimize the pipe operating time, the operations described above asparallelivayut two synchronous in time of the process: In the first single pressure sensor signals recorded in the second determining Mach number is obtained tolerances and control contact pressure sensor signals to these tolerances that are obtained using polynomial dependencies represented by the formulas, or directly by the formulas:
for high subsonic and supersonic speeds
Figure 00000004
,
Figure 00000005
,
for hypersonic speeds
Figure 00000006
,
Figure 00000007
,
Where:
Figure 00000019
,
Figure 00000020
,
Figure 00000010
,
Figure 00000011
,
Figure 00000021
,
Δ [P], Δ [P 0 ],
Figure 00000013
are the instrument errors of the sensors of static, complete and complete behind the direct shock pressure compression, respectively, Δ [M] is the specified error in the measurement of the Mach number, ω = Δ [P 0 ] / Δ [P],
Figure 00000014
, κ is the adiabatic exponent for air.
RU2014117139/28A 2014-04-29 2014-04-29 Method of measurements of mach number in aerodynamic pipe RU2561784C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014117139/28A RU2561784C1 (en) 2014-04-29 2014-04-29 Method of measurements of mach number in aerodynamic pipe

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014117139/28A RU2561784C1 (en) 2014-04-29 2014-04-29 Method of measurements of mach number in aerodynamic pipe

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2561784C1 true RU2561784C1 (en) 2015-09-10

Family

ID=54073381

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014117139/28A RU2561784C1 (en) 2014-04-29 2014-04-29 Method of measurements of mach number in aerodynamic pipe

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2561784C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115508040A (en) * 2022-11-17 2022-12-23 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 Synchronous parallel acquisition system for data of speed field and temperature field and application method

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2416103C2 (en) * 2009-07-06 2011-04-10 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом"-Корпорация Method of determining trajectory and speed of object

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2416103C2 (en) * 2009-07-06 2011-04-10 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом"-Корпорация Method of determining trajectory and speed of object

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Бертынь В.Р., Юшков И.И. Анализ точности измерения скоростного напора и числа М в аэродинамических трубах при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях., М., Труды ЦАГИ, 1966, стр.5; . Петунин А.Н. Методы и техника измерений параметров газового потока. - М.: Машиностроение, 1996., стр. 281-284; . *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115508040A (en) * 2022-11-17 2022-12-23 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 Synchronous parallel acquisition system for data of speed field and temperature field and application method
CN115508040B (en) * 2022-11-17 2023-03-10 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 Synchronous parallel acquisition system for data of speed field and temperature field and application method

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110455490B (en) Method and device for calculating supersonic velocity and hypersonic velocity wind tunnel flow field turbulence
US10060831B2 (en) Method for assessing whether or not a measured value of a physical parameter of an aircraft engine is normal
CN103049670B (en) The identification of pipeline driving source and vibratory response Forecasting Methodology thereof
US20200143292A1 (en) Signature enhancement for deviation measurement-based classification of a detected anomaly in an industrial asset
US7552027B2 (en) Method and system for quantifying damage in a structure
JP2011047675A (en) Tire rubber index calculating method, device, and program
EP2706345B1 (en) Method and Apparatus for Creating Nondestructive Inspection Porosity Standards
WO2019111841A1 (en) Damage diagnosis device, damage diagnosis method, and recording medium in which damage diagnosis program is stored
US20160025764A1 (en) Method and device for estimating the mach number of an aircraft
Gildfind et al. Scramjet test flow reconstruction for a large-scale expansion tube, Part 2: axisymmetric CFD analysis
CN113639856B (en) Beam bridge modal frequency identification method considering environmental temperature influence
Gildfind et al. Scramjet test flow reconstruction for a large-scale expansion tube, Part 1: quasi-one-dimensional modelling
JP6574637B2 (en) Altitude detection device, load / drive device, and altitude detection method
RU2561784C1 (en) Method of measurements of mach number in aerodynamic pipe
EP3531036B1 (en) Deterioration diagnosis system, deterioration diagnosis method, and deterioration diagnosis program
CN109444263B (en) Assembly quality detection system and method based on frequency response function
EP1471350A2 (en) Apparatus for in-situ nondestructive acoustic measurement of young's modulus of plate structures
US11519816B2 (en) Composite ply-by-ply damage assessment using correlation factors between finite element models (FEMs) and non-destructive evaluations (NDEs)
CN101866377A (en) The method and system of simulation material aging effect in the computer-aided engineering analysis
JP7036209B2 (en) Diagnostic equipment, diagnostic methods, and programs
US11624687B2 (en) Apparatus and method for detecting microcrack using orthogonality analysis of mode shape vector and principal plane in resonance point
US20100122117A1 (en) Directed Design of Experiments for Validating Probability of Detection Capability of a Testing System
Hmad et al. Verification and validation of structural health monitoring algorithms: A maturation procedure
Gildfind et al. High Mach number scramjet test flows in the X3 expansion tube
KR101931686B1 (en) System for monitoring wall-thinning of pipe and method thereof