RU2697918C1 - Способ измерения акустических пульсаций газового потока - Google Patents
Способ измерения акустических пульсаций газового потока Download PDFInfo
- Publication number
- RU2697918C1 RU2697918C1 RU2018147838A RU2018147838A RU2697918C1 RU 2697918 C1 RU2697918 C1 RU 2697918C1 RU 2018147838 A RU2018147838 A RU 2018147838A RU 2018147838 A RU2018147838 A RU 2018147838A RU 2697918 C1 RU2697918 C1 RU 2697918C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pulsations
- measuring
- acoustic
- sensor
- gas flow
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01H—MEASUREMENT OF MECHANICAL VIBRATIONS OR ULTRASONIC, SONIC OR INFRASONIC WAVES
- G01H15/00—Measuring mechanical or acoustic impedance
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Acoustics & Sound (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Measuring Volume Flow (AREA)
Abstract
Изобретение относится к измерительной технике, а именно к способам измерения акустических пульсаций газового потока, преимущественно для исследования акустического шума авиационных газотурбинных двигателей, конкретно для исследования генерации акустического шума вентиляторами и/или компрессорами турбореактивных двухконтурных двигателей. В способе измерения пульсаций газового потока, в котором измеряют скорость газового потока, статическое и полное давление потока, осуществляют сбор и регистрацию данных, поступающих с датчиков измерения, производят обработку показаний датчиков, определяют (рассчитывают) значения числа Маха (М), проводят спектральный анализ измеренных данных, при этом дополнительно измеряют температуру Т0 торможения газового потока, а в качестве датчика пульсаций акустического давления и скорости потока используют термоанемометр, по определенному (рассчитанному) значению числа Маха (М) определяют значение газодинамической функции β, осуществляют тарировку датчика термоанемометра путем определения зависимости выходного сигнала термоанемометра в функции от массового расхода m и температуры Т0 торможения газового потока для разных величин относительного нагрева а, определяют отношение r коэффициентов чувствительности нити датчика термоанемометра к массовому расходу m и температуре Т0 торможения, также для числа М, соответствующего условиям аэродинамического эксперимента, определяют требуемое значение а, при котором выполняется условие равенства r=β; при этом для исключения влияния пульсаций газового потока, имеющих гидродинамическую природу, измерение акустического шума осуществляют при выбранном значении относительного нагрева а. Технический результат - повышение точности измерения уровня звукового давления и частотного спектра акустического шума авиационных газотурбинных двигателей за счет исключения влияния пульсаций газового потока, имеющих гидродинамическую природу, на показания измерительного оборудования с использованием дополнительных измерений и тарировочных графиков. 2 ил.
Description
Изобретение относится к измерительной технике, а именно к способам измерения акустических пульсаций газового потока, преимущественно для исследования акустического шума авиационных газотурбинных двигателей, конкретно для исследования генерации акустического шума вентиляторами и (или) компрессорами турбореактивных двухконтурных двигателей.
Для исследования акустического шума современных авиационных газотурбинных двигателей обычно применяют акустическую аппаратуру, состоящую из прецизионного измерительного микрофона, усилителя, анализатора. Микрофон конденсаторного, пьезоэлектрического или электродинамического типа должен иметь требуемую равномерность частотной характеристики; анализатор должен обеспечивать октавный или третьоктавный анализ среднеквадратичных уровней звукового давления с заданной погрешностью измерения. Наибольшее распространение в мире для оценки акустического шума авиационной техники получило измерительное оборудование (микрофоны) компании «Брюль и Къер» (https://www.bksv.com/en/products/transducers/acoustic/microphones/microphe-preamplifier-combinations/4138-В-006, Дания).
Основными недостатками данного аналога являются:
- возможная потеря работоспособности микрофонов в случае их размещения в проточной части ГТД из-за воздействия предельных температур, вибраций, аэродинамических или звуковых нагрузок, например, при помпаже компрессора двигателя. Попытка разместить микрофон в защитный кожух может привести к искажению входного акустического сигнала;
- снижение точности измерения звукового давления в результате возникновения фонового шума вследствие генерации интенсивных вихревых структур при обтекании микрофона в случае его размещения непосредственно в газовый поток ГТД;
- повышение уровня генерируемого шума в случае размещения микрофона на входе в ГТД из-за воздействия интенсивных вихревых структур, возникающих при обтекании микрофона с рабочими лопатками вентилятора;
- высокая стоимость оборудования.
Известен способ измерения акустических характеристик газовых струй на выходе из реактивного сопла ГТД (Патент РФ 2531057, МПК G01H 15/00), в котором вышеуказанные недостатки частично устранены. В данном аналоге замеры акустических параметров потока проводят одновременно по всей плоскости среза осесимметричного или плоского сопла посредством аэроакустической антенны, представляющей собой дифракционную решетку специальной формы, состоящую из множества волоконно-оптических датчиков, которую устанавливают неподвижно в плоскости, перпендикулярно газовой струе, и соосно с ней; при этом увеличивают частоту замера по периферии за счет уменьшения шага решетки от центра к ее периферии. На основании анализа измеренных с помощью решетки сигналов судят об изменениях выходных аэроакустических параметров и отклонении уровней звукового давления от эталонных, по которым определяют наличие дефектов в определенном секторе или точке проточной части двигателя. Из описания данного аналога следует, что применяется прием и передача данных по радиоканалу, что позволяет не приближаться к ГТД.
Недостаткам данного способа являются относительно высокая сложность алгоритма работы измерительной аппаратуры, низкая чувствительность оборудования, применяемого с таким способом измерения, к возможным неисправностям в вентиляторе и (или) компрессоре ГТД, невозможность применения способа для исследования акустических характеристик исследуемого объекта при его перемещениях, например, в полетных условиях. Кроме того, данный способ измерения акустического шума обладает погрешностью, обусловленной возможным влиянием на показания измерительной системы гидродинамических пульсаций давления, вызванных вихревыми структурами.
Известен способ измерения пульсаций давления (Патент РФ 2419076, МПК G01L 9/12), в котором на поверхность объекта исследования наклеивают пленочные датчики пульсаций давления, задают градуировочные значения пульсаций давления, из общего сигнала выделяют сигналы шумов и помех разного происхождения, в том числе динамического и электромагнитного происхождения, градуируют чувствительные элементы датчика, определяют коэффициенты преобразования измерительного канала, регистрируют пульсации в индикаторе, например, в компьютере, при этом градуировку датчика, помещаемого в разную газовую среду, осуществляют при заданных в отдельности значениях пульсаций влажности и температуры, затем при заданных одновременно значениях пульсаций давления, влажности и температуры.
К основным недостаткам данного аналога следует отнести повышенную трудоемкость работ, связанную с градуировкой измерительного канала в условиях воздействия помех разного происхождения. Кроме того, проблема минимизации погрешности измерения акустического шума из-за влияния гидродинамических пульсаций давления, остается нерешенной.
В качестве прототипа, наиболее близкого по технической сущности и совокупности признаков, выбран способ измерения параметров пульсирующего потока (Патент РФ 2559566, МПК G01P 5/14). Данный способ заключается в том, что измеряют и регистрируют мгновенные значения трех компонент скорости потока (осевой, радиальной и окружной), пульсаций полного и статического давлений в любой плоскости насадка, при этом используют приемное устройство насадка с не менее чем четырьмя датчиками пульсаций давления, осуществляют сбор, цифровое преобразование и регистрацию аналоговых данных, поступающих с датчиков, производят обработку показаний датчиков с использованием тарировочных кривых, производят визуальное наблюдение за работой каждого из датчиков, проводят спектральный анализ измеренных данных, определяют мгновенные направления потока, значения числа Маха (М), значения углов атаки и скольжения, коэффициента давления с помощью аппроксимирующих коэффициентов, определенных по измеренным давлениям. При этом, в качестве чувствительных элементов используются малоинерционные, малогабаритные (диаметром 1,6 мм) датчики пульсаций давления; приемное устройство насадка, размещаемое в газовый поток, реализовано в виде полусферы и имеет небольшой габарит (диаметром 8 мм), используется регистратор с частотой опроса 200 кГц.
Из описания прототипа следует, что в основе изобретения лежит решение задачи одновременного определения трех компонент скорости, статического и полного давлений пульсирующего потока, а применение данного способа позволяет определить структуру газового потока в лопаточных машинах, например, в компрессоре, позволяет повысить точность измерений газодинамических параметров потока, достоверность и информативность методов исследования структуры потока в компрессорах.
Основным, недостатком прототипа, как и ранее рассмотренных выше аналогов, является то, что при измерении пульсаций давления возникает погрешность, связанная с тем, что с помощью датчиков пульсаций невозможно различить акустические и гидродинамические пульсации.
Примером гидродинамических пульсаций в авиационных двигателях являются пульсации скорости воздушного потока, имеющиеся в вихревом следе за лопаткой вентилятора, или вызванные срывом воздушного потока с кромки разделительного корпуса турбореактивного двухконтурного двигателя. Эти и подобные явления снижают точность измерения акустического шума, генерируемого вентиляторам авиационного двигателя. Особенно остро эта проблема стоит при оценке акустического шума современных двухконтурных двигателей со степенью двухконтурности 8 и более, где шум от вентилятора является определяющим в акустическом шуме двигателя, а задача достоверного измерения уровней звукового давления и частотного спектра в проточной части двигателя становится очень актуальной.
Технической задачей, решение которой обеспечивается только при осуществлении предлагаемого изобретения и не может быть реализовано при использовании прототипа, является выделение акустических пульсаций давления в общей структуре шума авиационных газотурбинных двигателей за счет обеспечения нечувствительности измерительного оборудования к гидродинамическим пульсациям газового потока.
Техническим результатом изобретения является повышение точности измерения уровня звукового давления и частотного спектра акустического шума авиационных газотурбинных двигателей за счет исключения влияния пульсаций газового потока, имеющих гидродинамическую природу, на показания измерительного оборудования, с использованием дополнительных измерений и тарировочных графиков.
Изобретение реализуется последовательным выполнением следующих этапов и операций:
1. Измеряют полное р0 и статическое р давления, а также температуру торможения Т0 газового потока.
2. Определяют число Маха М по измеренным данным р0 и р, используя известное соотношение:
где γ - показатель адиабаты.
3. Для полученного значения числа Маха определяют численное значение стандартной газодинамической функции β:
4. В качестве датчика первичной информации для измерения пульсаций акустического давления газового потока используют проволочный датчик термоанемометра.
Общеизвестно, что нить датчика термоанемометра чувствительна к массовому расходу m и температуре торможения T0:
где е - выходной сигнал термоанемометра;
Sm и ST - соответствующие безразмерные коэффициенты чувствительности;
m=ρu, ρ - плотность потока, u - скорость потока. Штрихами отмечены пульсационные величины.
При значении числа Маха потока, соответствующего измерениям в аэродинамическом эксперименте, осуществляют тарировку нагретой нити датчика термоанемометра по массовому расходу m и температуре торможения Т0 для разных величин относительного нагрева a=(Rw-R)/R, где Rw и R соответственно сопротивление нагретой и не нагретой нити датчика термоанемометра. Т.е. определяют уровень выходного сигнала е термоанемометра в зависимости от массового расхода m (Фиг. 1а) и температуры торможения T0 газового потока (Фиг. 1б):
5. Для разных величин относительного нагрева нити датчика термоанемометра а определяются коэффициенты чувствительности к массовому расходу Sm, температуре торможения 
и их отношение r:
Указанные параметры зависят от числа Маха и величины относительного нагрева а.
6. Для числа Маха, соответствующего условиям аэродинамического эксперимента по измерению акустического шума, определяют требуемое значение а для выполнения условия r=B
7. Измерение пульсаций акустического шума производится при выбранном значении а. При этих условиях выходной сигнал термоанемометра е будет определяться только акустическими пульсациями давления.
Техническая задача решается тем, что в способе измерения пульсаций газового потока, в котором измеряют скорость газового потока, статическое и полное давление потока, осуществляют сбор и регистрацию данных, поступающих с датчиков измерения, производят обработку показаний датчиков, определяют (рассчитывают) значения числа Маха (М), проводят спектральный анализ измеренных данных, при этом дополнительно измеряют температуру T0 торможения газового потока, а в качестве датчика пульсаций акустического давления и скорости потока используют термоанемометр, по определенному (рассчитанному) значению числа Маха (М) определяют значение газодинамической функции β, осуществляют тарировку датчика термоанемометра путем определения зависимости выходного сигнала термоанемометра в функции от массового расхода m и температуры T0 торможения газового потока для разных величин относительного нагрева а определяют отношение r коэффициентов чувствительности нити датчика термоанемометра к массовому расходу m и температуре T0 торможения, также для числа М, соответствующего условиям аэродинамического эксперимента, определяют требуемое значение а при котором выполняется условие равенства r=β; при этом для исключения влияния пульсаций газового потока, имеющих гидродинамическую природу, измерение акустического шума осуществляют при выбранном значении относительного нагрева а.
Для решения поставленной задачи:
- в качестве термоанемометра предпочтительно использовать термоанемометр постоянного тока, т.к. данный тип датчика может обеспечивать постоянный частотный диапазон измерений не только при максимальных значениях величины перегрева датчика, что необходимо при измерениях в потоках, содержащих различные типы пульсаций, но и при необходимости разделения различных типов пульсаций. Например, термоанемометр типа ССА-6 разработки Института теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук (ИТПМ СО РАН) с проволочным датчиком с нитью толщиной 5…10 микрон или его западные аналоги компаний DANTEC, Дания; TSI, США и др.
- число Маха потока можно определять пневмометрическим способом с помощью трубки Пито-Прандтля в месте измерения пульсаций, но предпочтительно использовать малоинерционные датчики полного и статического давления и последующую вычислительную процедуру;
- тарировку датчика термоанемометра необходимо проводить в аэродинамической трубе или в специальной тарировочной установке. Возможным примером аэродинамической трубы является установка баллонного типа периодического действия Т-325М ИТПМ СО РАН (число Маха 0,2…4,0, давление торможения до 20 атмосфер, сечение рабочей части 4×4 см2);
- в качестве датчика температуры T0 торможения газового потока целесообразно использовать малогабаритные, высоконадежные терморезистивные датчики (терморезисторы), широко применяемые для измерения температуры воздуха на входе в газотурбинный двигатель, например, типа П-98АМ или П-117, или распределенные оптоволоконные датчики.
Изобретение поясняется нижеследующими графическими материалами.
На Фиг. 1а. представлен график зависимости уровня выходного сигнала е термоанемометра от массового расхода m.
На Фиг. 1б. представлен график зависимости уровня выходного сигнала е термоанемометра от температуры торможения T0 газового потока.
На Фиг. 2. представлена блок-схема измерения акустического шума для реализации заявляемого способа (на примере измерения акустических пульсаций газового потока, создаваемых вентиляторной ступенью авиационного двигателя).
Перед вентилятором 7 газотурбинного двигателя, акустический шум которого необходимо измерить, размещаются датчики параметров газового потока - блоки 1, 2, 3 и 4.
Блок 1 - датчик измерения полного давления Р0, выход которого подается на вход блока 5.
Блок 2 - датчик измерения статического давления Р, выход которого подается на вход блока 5.
Блок 3 - термоанемометр, который обеспечивает измерение скорости u потока и уровня пульсаций газового потока. Выход термоанемометра подается на вход блока 5.
Блок 4 - датчик измерения температуры T0 торможения потока, выход которого подается на вход блока 5.
Блок 5 - модуль ввода данных в персональную ЭВМ от блоков 1, 2, 3 и 4. Блок 5 представляет собой типовой аналого-цифровой преобразователь и обеспечивает преобразование выходных сигналов датчиков параметров потока в цифровой двоичный код для обработки в персональной ЭВМ.
Блок 6 - персональная ЭВМ. В указанной ЭВМ происходит обработка измеренной информации о параметрах потока на входе в газотурбинный двигатель; хранение всех констант, функциональных зависимостей, данных тарировочных графиков выходного сигнала е термоанемометра, а также вычисление числа М, газодинамической функции β, параметра r, уровня акустических пульсаций давления.
Устройство работает следующим образом. При работе авиационного газотурбинного двигателя его вентилятор 7 генерирует акустический шум. Одновременно в газовом потоке возможно наличие гидродинамических пульсаций давления, имеющихся в вихревом следе за лопаткой вентилятора 7, или вызванные срывом воздушного потока с кромки разделительного корпуса газотурбинного двигателя. Однако, за счет обеспечения нечувствительности термоанемометра к гидродинамическим пульсациям газового потока на основе вышеуказанного алгоритма (последовательности) действий и измерений дополнительных параметров, выполнения условия равенства отношения r коэффициентов чувствительности к массовому расходу Sm, температуре торможения 
газодинамической функции β(r=β), обеспечивается определение акустических пульсаций давления.
Представленный способ измерения пульсаций давления позволит разделять акустические и гидродинамические пульсации давления даже вблизи стенки, таким образом, амплитуда акустических пульсаций давления будет определена существенно более точно. Представленный способ измерения пульсаций давления позволит с высокой точность исследовать генерации широкополосного шума вентиляторной ступени авиационного двигателя или изучать пульсации давления в межлопаточном канале высоконапорного компрессора высокого давления. Появится возможность выделять акустические пульсации на фоне мощных гидродинамических возмущений. Другими способами исследовать подобные процессы в настоящее время невозможно.
Claims (1)
- Способ измерения акустических пульсаций газового потока, в котором измеряют скорость газового потока, статическое и полное давление потока, осуществляют сбор и регистрацию данных, поступающих с датчиков измерения, производят обработку показаний датчиков, определяют (рассчитывают) значения числа Маха (М), отличающийся тем, что дополнительно измеряют температуру T0 торможения газового потока, а в качестве датчика пульсаций акустического давления и скорости потока используют термоанемометр, по рассчитанному значению числа Маха (М) определяют значение газодинамической функции β, осуществляют тарировку термоанемометра путем определения зависимости выходного сигнала термоанемометра в функции от массового расхода m и температуры Т0 торможения газового потока для разных величин относительного нагрева нити a=(Rw-R)/Rw, где Rw и R соответственно сопротивление нагретой и не нагретой нити датчика термоанемометра; определяют отношение r коэффициентов чувствительности датчика термоанемометра к массовому расходу m и температуре торможения; также для числа М, соответствующего условиям аэродинамического эксперимента, определяют требуемое значение относительного нагрева нити а, при котором выполняется условие равенства r=β; при этом измерение акустического шума осуществляют при выбранном значении относительного нагрева датчика термоанемометра а.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018147838A RU2697918C1 (ru) | 2018-12-30 | 2018-12-30 | Способ измерения акустических пульсаций газового потока |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018147838A RU2697918C1 (ru) | 2018-12-30 | 2018-12-30 | Способ измерения акустических пульсаций газового потока |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2697918C1 true RU2697918C1 (ru) | 2019-08-21 |
Family
ID=67733665
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018147838A RU2697918C1 (ru) | 2018-12-30 | 2018-12-30 | Способ измерения акустических пульсаций газового потока |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2697918C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113158592A (zh) * | 2021-03-25 | 2021-07-23 | 中船重工（上海）新能源有限公司 | 螺杆压缩机管道气流脉动计算方法 |
| CN116358823A (zh) * | 2023-05-26 | 2023-06-30 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 高速风洞自由来流质量流量和总温脉动不确定度评估方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2000023773A2 (en) * | 1998-10-20 | 2000-04-27 | Panametrics, Inc. | Stream-cleaned differential reflection coefficient sensor |
| RU2419076C1 (ru) * | 2009-11-27 | 2011-05-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает государственный заказчик - Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Способ измерения пульсаций давления |
| RU2531057C2 (ru) * | 2012-10-29 | 2014-10-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Способ измерения акустических характеристик газовых струй на срезе выходных устройств гтд и устройство для его осуществления |
| RU2559566C1 (ru) * | 2014-04-07 | 2015-08-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Способ измерения параметров пульсирующего потока |
| US9863974B2 (en) * | 2014-12-02 | 2018-01-09 | Tao Of Systems Integration, Inc. | Method and system for determining aerodynamic loads from downstream flow properties |
-
2018
- 2018-12-30 RU RU2018147838A patent/RU2697918C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2000023773A2 (en) * | 1998-10-20 | 2000-04-27 | Panametrics, Inc. | Stream-cleaned differential reflection coefficient sensor |
| RU2419076C1 (ru) * | 2009-11-27 | 2011-05-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает государственный заказчик - Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Способ измерения пульсаций давления |
| RU2531057C2 (ru) * | 2012-10-29 | 2014-10-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Способ измерения акустических характеристик газовых струй на срезе выходных устройств гтд и устройство для его осуществления |
| RU2559566C1 (ru) * | 2014-04-07 | 2015-08-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Способ измерения параметров пульсирующего потока |
| US9863974B2 (en) * | 2014-12-02 | 2018-01-09 | Tao Of Systems Integration, Inc. | Method and system for determining aerodynamic loads from downstream flow properties |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113158592A (zh) * | 2021-03-25 | 2021-07-23 | 中船重工（上海）新能源有限公司 | 螺杆压缩机管道气流脉动计算方法 |
| CN116358823A (zh) * | 2023-05-26 | 2023-06-30 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 高速风洞自由来流质量流量和总温脉动不确定度评估方法 |
| CN116358823B (zh) * | 2023-05-26 | 2023-08-18 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 高速风洞自由来流质量流量和总温脉动不确定度评估方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Mueller et al. | The influence of free-stream disturbances on low Reynolds number airfoil experiments | |
| RU2697918C1 (ru) | Способ измерения акустических пульсаций газового потока | |
| Sturm et al. | Tonal fan noise of an isolated axial fan rotor due to inhomogeneous coherent structures at the intake | |
| Tapken et al. | Fan test rig for detailed investigation of noise generation mechanisms due to inflow disturbances | |
| Gossweiler et al. | On fast-response probes: part 1—technology, calibration, and application to turbomachinery | |
| CA2882930C (en) | Rotating stall detection through ratiometric measure of the sub-synchronous band spectrum | |
| Dénos | Influence of temperature transients and centrifugal force on fast-response pressure transducers | |
| Schneider et al. | Influence of a turbulence control screen on the aerodynamic and aeroelastic behavior of a UHBR fan | |
| Premo et al. | Fan noise source diagnostic test-wall measured circumferential array mode results | |
| Karchmer et al. | Measurement of far field combustion noise from a turbofan engine using coherence functions | |
| Botero et al. | Identification of boundary layer structures by unsteady surface pressure measurements | |
| You et al. | Recent activities on flow quality assessment at the European transonic windtunnel | |
| Magliozzi et al. | Noise and wake structure measurements in a subsonic tip speed fan | |
| Rydlewicz et al. | Experimental Investigations of Acoustic Characteristics of Two Counter–Rotating Rotors | |
| Jones et al. | Uncertainty and sensitivity analyses of a two-parameter impedance prediction model | |
| RU2638086C1 (ru) | Способ измерения пульсаций сверхзвукового потока и устройство для его реализации (Варианты) | |
| Grizewski et al. | Analysis of the influence of inflow distortions on turbofan rotor noise | |
| Schoenster | Fluctuating pressures on fan blades of a turbofan engine: Static and wind-tunnel investigations | |
| Arenz et al. | Development and application of a fast-response total temperature probe for turbomachinery | |
| Anderson | Non-intrusive sensing and feedback control of serpentine inlet flow distortion | |
| Sturm et al. | Unsteadiness of blade-passing frequency tones of axial fans | |
| Schuster | Empirical Stability of Engine Tones Measured in Rig and Engine Testing | |
| Tsuji et al. | Pressure statistics in high-Reynolds number turbulent boundary layer | |
| Lowe et al. | In-flight thrust monitoring: an acoustics-based approach | |
| Simonich et al. | Experimental assessment of helicopter rotor turbulence ingestion noise in hover |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20201231 |