RU2491512C2 - Method of determining flow rate of air through air inlet during flight tests of propulsive jet engine of hypersonic aircraft - Google Patents

Abstract

FIELD: physics.

SUBSTANCE: invention can be used to determine flow rate of air through an air inlet during flight tests of the propulsive jet engine of hypersonic aircraft. The method includes determining flow rate of air through an air inlet during flight, taking into account distribution of air pressure and temperature on the width L and height H of the input of the air inlet, for which on-board devices for measuring air pressure and temperature - pressure inlets are moved from special grooves, and thermoanemometers are placed together on the surface on the width of the inlet in a finite number of measurement points equidistant from each other. During tests, pressure inlets are moved upwards on the height of the inlet. Static air pressure is measured on the top surface of the pressure inlet and full air pressure is measured on the front face of the pressure inlet. Simultaneously, temperature of the outer surface of the thermoanemometers and ohmic resistance of tungsten filaments lying on the outer surface of the thermoanemometers, heated by electric current, are measured. Said data are then used to successively determine the Mach number of the air stream, temperature of the first and second filaments, convection heat currents on the outer surface of the filaments, static air temperature and air flow rate through the air inlet.

EFFECT: high accuracy of determining air flow rate through an air inlet during flight tests of an on-board the propulsive jet engine and minimising perturbation caused by on-board measuring devices in the air stream entering the air inlet.

7 dwg

Description

Область техникиTechnical field

Изобретение относится к технике определения расходных характеристик воздухозаборника (ВЗ) перспективных авиационно-космических двигателей и может быть использовано для определения расхода воздуха через ВЗ при летных испытаниях прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА). Необходимость использования летного эксперимента для испытаний ПВРД обусловлена тем, что наземные стендовые установки не могут полностью воспроизвести адекватные натурным условия работы таких двигателей. С целью достижения необходимых для работы бортового ПВРД условий испытаний ГЛА разгоняют с помощью ускорителя до скорости, соответствующей числу Маха полета M_∞=4. После отделения от ускорителя дальнейший полет ГЛА в диапазоне чисел M_∞=4÷8 происходит за счет силы тяги, развиваемой ПВРД. Поскольку сам полет и управление им требуют знания силы тяги ПВРД, возникает необходимость определения расхода воздуха через ВЗ-характеристики от которой сильно зависит величина тяги.The invention relates to a technique for determining the flow characteristics of an air intake (HV) of promising aerospace engines and can be used to determine the air flow through the HW during flight tests of a ramjet engine of a hypersonic aircraft (GLA). The need to use a flight experiment for ramjet testing is due to the fact that ground-based bench installations cannot fully reproduce adequate full-scale operating conditions for such engines. In order to achieve the test conditions necessary for the onboard ramjet operation, the UAVs are accelerated with an accelerator to a speed corresponding to the flight Mach number M _∞ = 4. After separation from the accelerator, the next flight of the GLA in the range of numbers M _∞ = 4–8 occurs due to the thrust force developed by the ramjet. Since the flight itself and its control require knowledge of the ramjet thrust force, it becomes necessary to determine the air flow through the OT characteristics on which the thrust magnitude strongly depends.

Уровень техникиState of the art

Известно «Устройство для определения расхода воздуха», Авторское свидетельство СССР №1500832, 1989 г. Устройство содержит установленные в измерительном канале тела обтекания, соединенные через диск силопередающего элемента с датчиком усилия, который находится во внутреннем корпусе канала. Форма тел обтекания в виде тонких пластин трапециевидной формы, с шириной изменяющейся пропорционально радиусу, обеспечивает осреднение воспринимаемой аэродинамической силы в радиальном направлении, а наличие равномерно расположенных по окружности нескольких тел обтекания в окружном направлении. Воспринимаемая телами обтекания аэродинамическая сила передается на датчик усилия, который выдает сигнал, пропорциональный расходу воздуха. Устройство предназначено для определения расхода воздуха, главным образом, в газотурбинных двигателях.It is known “Device for determining air flow”, USSR Author's Certificate No. 1500832, 1989. The device contains flow bodies installed in the measuring channel, connected through a disk of a power-transmitting element to a force sensor, which is located in the channel’s inner casing. The shape of the flow bodies in the form of thin trapezoidal plates, with a width that varies proportionally to the radius, provides averaging of the perceived aerodynamic force in the radial direction, and the presence of several flow bodies evenly spaced around the circumference in the circumferential direction. The aerodynamic force perceived by the flow bodies is transmitted to the force sensor, which gives a signal proportional to the air flow. The device is designed to determine air flow, mainly in gas turbine engines.

Наиболее близким техническим решением, принятым за прототип, является способ определения расхода воздуха, рассмотренный в работе «Исследование некоторых факторов взаимодействия воздухозаборника и планера гиперзвукового летательного аппарата» (Ю.П. Гунько, И.И. Мажуль, Ученые записки ЦАГИ, том ХХХШ, №1-2, 2002 г.). Определения расхода воздуха через плоский ВЗ данным способом осуществляется в стендовых условиях при помощи установленного на выходе из проточного канала ПВРД специального расходомерного устройства. Расходомерное устройство представляет собой съемную вставку, которая осуществляет переход от прямоугольного канала к круглым сужающимся мерным соплам, а также тормозит и выравнивает воздушный поток, при помощи выравнивающих решетки и сетки. Измерения статического давления проводятся на стенках цилиндрического участка мерных сопел, полное давление измеряется на выходе из мерных сопел при помощи гребенки насадков полного давления. Расход воздуха в этом случае определяется по результатам измерений статического и полного давлений в мерных соплах по известным формулам адиабатического истечения газа.The closest technical solution adopted for the prototype is the method for determining the air flow rate, considered in the work "Study of some factors of the interaction of the air intake and the glider of a hypersonic aircraft" (Yu.P. Gunko, II Majul, Scientific notes TsAGI, volume ХХХШ, No. 1-2, 2002). Determination of air flow through a flat airspace by this method is carried out in bench conditions using a special flowmeter device installed at the outlet of the flow channel of the ramjet. The flowmeter device is a removable insert that makes the transition from a rectangular channel to round tapering measuring nozzles, and also slows down and evens out the air flow using leveling gratings and grids. Static pressure measurements are carried out on the walls of the cylindrical section of the measuring nozzles, the total pressure is measured at the exit of the measuring nozzles using a comb of nozzles of full pressure. The air flow in this case is determined by the results of measurements of static and total pressures in the measuring nozzles according to the known formulas for the adiabatic outflow of gas.

Серьезным препятствием на пути применения известных способов и устройств для определения расхода воздуха через ВЗ бортового ПВРД являются их весьма ограниченные возможности. Способы и устройства пригодны для применения лишь в стендовых условиях или при летных испытаниях при небольших скоростях и используют для определения расхода воздуха только осредненные значения величин. Другим существенным недостатком известных способов и устройств является наличие у них стационарно расположенных измерительных средств, которые постоянно находятся в поступающем в двигатель воздушном потоке, тем самым, внося в него значительные возмущения.A serious obstacle to the application of known methods and devices for determining air flow through the airspace of an airborne ramjet is their very limited capabilities. Methods and devices are suitable for use only in bench conditions or during flight tests at low speeds and use only averaged values to determine air flow. Another significant drawback of the known methods and devices is the presence of stationary measuring means that are constantly in the air stream entering the engine, thereby introducing significant disturbances into it.

Раскрытие изобретенияDisclosure of invention

Технический результат, на достижение которого направлено предлагаемое изобретение, заключается в повышении точности определения расхода воздуха через ВЗ при летных испытаниях бортового ПВРД, за счет учета распределения параметров воздушного потока на входе в ВЗ, а также путем некоторого увеличения, по сравнению с минимальным, числа используемых измерительных устройств. Другой отличительной особенностью предлагаемого способа является минимизация возмущений, вносимых бортовыми измерительными устройствами в поступающий в ВЗ воздушный поток.The technical result, the achievement of which the invention is directed, is to increase the accuracy of determining the air flow through the airspace during flight tests of the airborne ramjet, by taking into account the distribution of air flow parameters at the entrance to the airspace, as well as by slightly increasing the number of used measuring devices. Another distinctive feature of the proposed method is the minimization of disturbances introduced by on-board measuring devices into the air flow entering the OT.

Для достижения указанного технического результата в способе определения расхода воздуха через ВЗ при летных испытаниях ПВРД ГЛА, включающем определение расхода воздуха через ВЗ путем измерения давления и определения температуры воздуха, определяют расход воздуха через ВЗ в полете, учитывая распределения по ширине L и высоте H входа в ВЗ давления и температуры воздуха, для чего применяемые бортовые устройства измерения давления и определения температуры воздуха - приемники давления (ПД), выдвигающиеся из специальных канавок и термоанемометры (ТА) - совместно располагают на поверхности по ширине входа в конечном числе N равноудаленных друг от друга измерительных точек с координатами z_i, $$\text{i}=\overline{\text{1}\text{,N}}$$

, при испытаниях ПД выдвигают по координате y по высоте входа, на верхней поверхности ПД измеряют статическое p_i(y)=p(y, z_i), а на переднем торце полное p_0i(y)=p₀(y, z_i) давления воздуха, одновременно измеряют температуру внешней поверхности ТА T_тi=T_т(z_i) и омические сопротивления первой R_н1i=R_н1(z_i) и второй R_н2i=R_н2(z_i) одинаковых, тонких вольфрамовых нитей, расположенных на внешней поверхности ТА, нагретых электрическими токами I_н1 и I_н2 до температур Т_н1i=T_н(R_н1i) и T_н2i=T_н(R_н2i), соответственно, затем, используя эти данные, последовательно определяют:To achieve the specified technical result in the method for determining the air flow through the airspace during flight tests of the ram ramjet, which includes determining the air flow through the airspace by measuring pressure and determining the air temperature, the air flow through the airspace in flight is determined, taking into account the distribution over the width L and the entrance height H EW of pressure and air temperature, for which the on-board devices used for measuring pressure and determining air temperature are pressure receivers (PD) that extend from special grooves and an anemone meters (TA) - are jointly placed on the surface along the entrance width in a finite number N of measuring points equidistant from each other with coordinates z _i , $$\text{i}=\overline{\text{one}\text{, N}}$$

, during testing, the PDs are pushed along the y coordinate along the inlet height, on the upper surface of the PDs, static p _i (y) = p (y, z _i ) is measured, and at the front end, the full p _0i (y) = p ₀ (y, z _i ) air pressure, at the same time measure the temperature of the external surface of the TA T _ti = T _t (z _i ) and the ohmic resistance of the first R _н1i = R _н1 (z _i ) and the second R _н2i = R _н2 (z _i ) identical, thin tungsten filaments located on the outer surface of the TA heated by electric currents I _n1 and I _n2 to temperatures T _n1i = T _n (R _n1i ) and T _n2i = T _n (R _n2i ), respectively, then, using these data, sequentially determines yut:

- число Маха воздушного потока M_i(y)=M(y, z_i), при условии $$\frac{{\text{p}}_{\text{0i}}\left(\text{y}\right)}{{\text{p}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)}<{\left(\frac{\text{к}+\text{1}}{\text{2}}\right)}^{\frac{\text{к}}{\text{к}-\text{1}}}$$

, по формуле- Mach number of the air flow M _i (y) = M (y, z _i ), provided $$\frac{{\text{p}}_{\text{0i}}\left(\text{y}\right)}{{\text{p}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)}<{\left(\frac{\text{to}+\text{one}}{\text{2}}\right)}^{\frac{\text{to}}{\text{to}-\text{one}}}$$

, according to the formula

$${\text{M}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)=\sqrt{\frac{\text{2}}{\text{к}-\text{1}}}\sqrt{{\left(\frac{{\text{p}}_{\text{0i}}\left(\text{y}\right)}{{\text{p}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)}\right)}^{\frac{\text{к}-\text{1}}{\text{к}}}-\text{1}}\text{, (1а}\text{)}$$

$${\text{M}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)=\sqrt{\frac{\text{2}}{\text{to}-\text{one}}}\sqrt{{\left(\frac{{\text{p}}_{\text{0i}}\left(\text{y}\right)}{{\text{p}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)}\right)}^{\frac{\text{to}-\text{one}}{\text{to}}}-\text{one}}\text{, (1a}\text{)}$$

или, если выполняется условие $$\frac{{\text{p}}_{\text{0i}}\left(\text{y}\right)}{{\text{p}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)}\ge {\left(\frac{\text{к}+\text{1}}{\text{2}}\right)}^{\frac{\text{к}}{\text{к}-\text{1}}}$$

, из уравнения:or, if the condition $$\frac{{\text{p}}_{\text{0i}}\left(\text{y}\right)}{{\text{p}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)}\ge {\left(\frac{\text{to}+\text{one}}{\text{2}}\right)}^{\frac{\text{to}}{\text{to}-\text{one}}}$$

, from the equation:

$${\text{M}}_{\text{i}}^{\text{2}}\left(\text{y}\right){\left(\text{1}-\frac{\text{к}-\text{1}}{\text{2к}}{\text{M}}_{\text{i}}^{-\text{2}}\left(\text{y}\right)\right)}^{-\frac{\text{1}}{\text{к}-\text{1}}}={\left(\frac{\text{2}}{\text{к}+\text{1}}\right)}^{\frac{\text{к}}{\text{к}-\text{1}}}{\left(\frac{\text{2к}}{\text{к}+\text{1}}\right)}^{\frac{\text{1}}{\text{к}-\text{1}}}\frac{{\text{p}}_{\text{0i}}\left(\text{y}\right)}{{\text{p}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)}\text{, (1б}\text{)}$$

$${\text{M}}_{\text{i}}^{\text{2}}\left(\text{y}\right){\left(\text{one}-\frac{\text{to}-\text{one}}{\text{2k}}{\text{M}}_{\text{i}}^{-\text{2}}\left(\text{y}\right)\right)}^{-\frac{\text{one}}{\text{to}-\text{one}}}={\left(\frac{\text{2}}{\text{to}+\text{one}}\right)}^{\frac{\text{to}}{\text{to}-\text{one}}}{\left(\frac{\text{2k}}{\text{to}+\text{one}}\right)}^{\frac{\text{one}}{\text{to}-\text{one}}}\frac{{\text{p}}_{\text{0i}}\left(\text{y}\right)}{{\text{p}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)}\text{, (1b}\text{)}$$

где к - показатель адиабаты воздуха;where k is the adiabatic index of air;

- температуры первой и второй нитей соответственно:- temperature of the first and second threads, respectively:

$${\text{T}}_{\text{н1i}}={\text{T}}_{\text{н0}}+{\text{α}}_{\text{н}}^{-\text{1}}\left({\text{R}}_{\text{н1i}}{\text{R}}_{\text{н0}}^{-\text{1}}-\text{1}\right)\text{, (2a)}$$

$${\text{T}}_{\text{h1i}}={\text{T}}_{\text{n0}}+{\text{α}}_{\text{n}}^{-\text{one}}\left({\text{R}}_{\text{h1i}}{\text{R}}_{\text{n0}}^{-\text{one}}-\text{one}\right)\text{, (2a)}$$

$${\text{T}}_{\text{н2i}}={\text{T}}_{\text{н0}}+{\text{α}}_{\text{н}}^{-\text{1}}\left({\text{R}}_{\text{н2i}}{\text{R}}_{\text{н0}}^{-\text{1}}-\text{1}\right)\text{, (2б )}$$

$${\text{T}}_{\text{H2i}}={\text{T}}_{\text{n0}}+{\text{α}}_{\text{n}}^{-\text{one}}\left({\text{R}}_{\text{H2i}}{\text{R}}_{\text{n0}}^{-\text{one}}-\text{one}\right)\text{, (2b)}$$

где T_н0 - начальная температура нитей; R_н0 - начальное сопротивление нитей; α_н - температурный коэффициент сопротивления нитей;where T _н0 is the initial temperature of the threads; R _n0 is the initial resistance of the threads; α _n - temperature coefficient of resistance of the threads;

- конвективные тепловые потоки на внешней поверхности первой Q_н1i=Q_н(T_н1i) и второй Q_н2i=Q_н(T_н2i) нитей соответственно:- convective heat fluxes on the outer surface of the first Q _n1i = Q _n (T _n1i ) and the second Q _n2i = Q _n (T _n2i ) threads, respectively:

$${\text{Q}}_{\text{н1i}}={\text{ε}}_{\text{н}}\text{σ}\left({\text{T}}_{{}_{\text{н1i}}}^{\text{4}}{\text{S}}_{\text{н}}-{\text{ε}}_{\text{т}}{\text{T}}_{{}_{\text{тi}}}^{\text{4}}{\text{S}}_{\text{тн}}\right)-{\text{I}}_{{}_{\text{н1}}}^{\text{2}}{\text{R}}_{\text{н1i}}\text{, (3a)}$$

$${\text{Q}}_{\text{h1i}}={\text{ε}}_{\text{n}}\text{σ}\left({\text{T}}_{{}_{\text{h1i}}}^{\text{four}}{\text{S}}_{\text{n}}-{\text{ε}}_{\text{t}}{\text{T}}_{{}_{\text{ti}}}^{\text{four}}{\text{S}}_{\text{t}}\right)-{\text{I}}_{{}_{\text{n1}}}^{\text{2}}{\text{R}}_{\text{h1i}}\text{, (3a)}$$

$${\text{Q}}_{\text{н2i}}={\text{ε}}_{\text{н}}\text{σ}\left({\text{T}}_{{}_{\text{н2i}}}^{\text{4}}{\text{S}}_{\text{н}}-{\text{ε}}_{\text{т}}{\text{T}}_{{}_{\text{тi}}}^{\text{4}}{\text{S}}_{\text{тн}}\right)-{\text{I}}_{{}_{\text{н2}}}^{\text{2}}{\text{R}}_{\text{н2i}}\text{, (3б )}$$

$${\text{Q}}_{\text{H2i}}={\text{ε}}_{\text{n}}\text{σ}\left({\text{T}}_{{}_{\text{H2i}}}^{\text{four}}{\text{S}}_{\text{n}}-{\text{ε}}_{\text{t}}{\text{T}}_{{}_{\text{ti}}}^{\text{four}}{\text{S}}_{\text{t}}\right)-{\text{I}}_{{}_{\text{n2}}}^{\text{2}}{\text{R}}_{\text{H2i}}\text{, (3b)}$$

где σ=5,67·10^-8 Вт/(м²·К⁴) - постоянная Стефана-Больцмана; ε_н, ε_т - интегральные степени черноты внешних (излучающих) поверхностей нитей и ТА, соответственно; S_н, S_тн - площади поверхности излучения нити и взаимной поверхности излучения ТА и нити, соответственно;where σ = 5.67 · 10 ^-8 W / (m ² · K ⁴ ) is the Stefan-Boltzmann constant; ε _n , ε _t are the integral degrees of blackness of the external (radiating) surfaces of the threads and TA, respectively; S _n , S _tn - radiation surface area of the filament and the mutual radiation surface of the TA and the filament, respectively;

- статическую температуру воздуха T_i(y)=T(y, z_i) по формуле- static air temperature T _i (y) = T (y, z _i ) according to the formula

$${\text{T}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)={\left(\text{1}+\frac{\text{к}-\text{1}}{\text{2}}{\text{M}}_{\text{i}}^{\text{2}}\left(\text{y}\right)\right)}^{-\text{1}}\frac{{\text{Q}}_{\text{н2i}}{\text{T}}_{\text{н1i}}-{\text{Q}}_{\text{н1i}}{\text{T}}_{\text{н2i}}}{{\text{Q}}_{\text{н2i}}-{\text{Q}}_{\text{н1i}}}\text{; (4}\text{)}$$

$${\text{T}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)={\left(\text{one}+\frac{\text{to}-\text{one}}{\text{2}}{\text{M}}_{\text{i}}^{\text{2}}\left(\text{y}\right)\right)}^{-\text{one}}\frac{{\text{Q}}_{\text{H2i}}{\text{T}}_{\text{h1i}}-{\text{Q}}_{\text{h1i}}{\text{T}}_{\text{H2i}}}{{\text{Q}}_{\text{H2i}}-{\text{Q}}_{\text{h1i}}}\text{; (four}\text{)}$$

- расход воздуха через ВЗ:- air flow through the airspace:

$$G=\frac{\sqrt{к}}{2\sqrt{R}}\frac{L}{N-1}{\displaystyle \sum _{j=2}^N{\displaystyle \underset{0}{\overset{H}{\int }}\left(\frac{p_{j-1}\left(y\right){\text{M}}_{j-1}\left(y\right)}{\sqrt{T_{j-1}\left(y\right)}}+\frac{p_j\left(y\right){\text{M}}_j\left(y\right)}{\sqrt{T_j\left(y\right)}}\right)}}dy,\text{ (5)}$$

$$G=\frac{\sqrt{\mathrm{to}}}{2\sqrt{R}}\frac{L}{N-\mathrm{one}}{\displaystyle \sum _{j=2}^N{\displaystyle \underset{0}{\overset{H}{\int }}\left(\frac{p_{j-\mathrm{one}}\left(y\right){\text{M}}_{j-\mathrm{one}}\left(y\right)}{\sqrt{T_{j-\mathrm{one}}\left(y\right)}}+\frac{p_j\left(y\right){\text{M}}_j\left(y\right)}{\sqrt{T_j\left(y\right)}}\right)}}dy,\text{(5)}$$

где R - газовая постоянная воздуха.where R is the gas constant of air.

Предлагаемое изобретение иллюстрируется чертежами, на которых изображены:The invention is illustrated by drawings, which depict:

на фиг.1 показан вид сбоку ГЛА и расположенного на его нижней поверхности ПВРД;figure 1 shows a side view of the GLA and located on its lower surface ramjet;

на фиг.2 показан вид снизу ВЗ;figure 2 shows a bottom view of the OT;

на фиг.3 показан в изометрии вход в ВЗ и расположение на входе выдвигающихся ПД и ТА;figure 3 shows in isometric the entrance to the OT and the location at the entrance of retractable PD and TA;

на фиг.4 показано продольное сечение выдвигающегося ПД;figure 4 shows a longitudinal section of a retractable PD;

на фиг.5 показан плоский насадок для приема статического и полного давлений воздуха;figure 5 shows a flat nozzle for receiving static and full air pressures;

на фиг.6 показано продольное сечение ТА;6 shows a longitudinal section of a TA;

на фиг.7 показан вид сверху (внешняя поверхность) ТА.7 shows a top view (outer surface) of the TA.

Предлагаемый способ осуществляют следующим образом.The proposed method is as follows.

Способ рассматривает компоновку ГЛА 1 с расположением ПВРД 2 на нижней поверхности аппарата. ПВРД оснащен плоским ВЗ 3, который имеет поверхность предварительного сжатия воздушного потока в виде двухступенчатого клина 4, являющуюся одновременно нижней поверхностью носовой части ГЛА (см. фиг.1 и 2).The method considers the layout of the GLA 1 with the location of the ramjet 2 on the lower surface of the apparatus. The ramjet is equipped with a flat VZ 3, which has a surface of preliminary compression of the air flow in the form of a two-stage wedge 4, which is simultaneously the lower surface of the nose of the GLA (see Figs. 1 and 2).

Расход воздуха через ВЗ - прямоугольный контур ABCD - определяют с учетом распределения по ширине L и высоте H входа в ВЗ давления и температуры воздуха. Распределения указанных параметров вызвано сжатием на поверхности клина воздушного потока со скачками уплотнения, фокусирующимися на кромке АВ, а также наличием на его поверхности пограничного слоя. Чтобы учесть эти распределения, применяемые бортовые устройства измерения давления и определения температуры воздуха совместно располагают на поверхности по ширине входа в ВЗ в конечном числе N равноудаленных друг от друга измерительных точек с координатами z_i, $$\text{i}=\overline{\text{1}\text{,N}}$$

(см. фиг.3).The air flow through the airspace - a rectangular circuit ABCD - is determined taking into account the distribution of the pressure and air temperature along the width L and height H of the entrance to the airspace. The distribution of these parameters is caused by compression on the surface of the wedge of the air flow with shock waves focusing on the edge AB, as well as the presence of a boundary layer on its surface. In order to take into account these distributions, the on-board pressure measuring devices and determining the air temperature are jointly arranged on the surface along the width of the air inlet entrance into a finite number N of measuring points equidistant from each other with coordinates z _i , $$\text{i}=\overline{\text{one}\text{, N}}$$

(see figure 3).

Статическое p_i(y)=p(y, z_i) и полное p_0i(y)=p₀(y, z_i) давления воздуха на входе в ВЗ измеряют при помощи ПД, которые выдвигаются из специальных канавок 5 по координате у по высоте входа. Конструктивно выдвигающийся ПД представляет собой выполненный из жаропрочного металла плоский насадок 6, установленный на обеспечивающее выдвижение электромеханическое устройство 7, находящееся внутри корпуса 8 ГЛА. Для измерений статического и полного давлений воздуха на верхней поверхности насадка имеется круглое 9, а на переднем торце прямоугольное 10 приемные отверстия, соответственно. От каждого отверстия отходит канал 11, который заканчивается штуцером 12 для присоединения гибкой пневмотрассы 13 и передачи по ней давления к измерителю 14 (см. фиг.4 и 5). Так как выдвигающийся ПД не постоянно находится в поступающем в ВЗ воздушном потоке, а лишь во время измерений, то его применение вносит в этот поток существенно меньшие возмущения, чем обычно используемые стационарные измерительные устройства.The static p _i (y) = p (y, z _i ) and the total p _0i (y) = p ₀ (y, z _i ) of the air pressure at the inlet of the airspace are measured using PD, which are pulled out of special grooves 5 along the coordinate y the height of the entrance. Structurally retractable PD is a flat nozzle 6 made of heat-resistant metal, mounted on an electromechanical device 7 providing for extension, located inside the GLA case 8. For measurements of static and total air pressures on the upper surface of the nozzle there is a round 9, and at the front end rectangular 10 receiving holes, respectively. A channel 11 departs from each hole, which ends with a fitting 12 for attaching a flexible pneumatic duct 13 and transmitting pressure through it to the meter 14 (see Figs. 4 and 5). Since the retractable PD is not constantly located in the air flow entering the airspace, but only during measurements, its application introduces significantly less disturbances into this stream than the commonly used stationary measuring devices.

Число Маха воздушного потока M_i(y)=M(y, z_i), при условии $$\frac{{\text{p}}_{\text{0i}}\left(\text{y}\right)}{{\text{p}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)}<{\left(\frac{\text{к}+\text{1}}{\text{2}}\right)}^{\frac{\text{к}}{\text{к}-\text{1}}}$$

, определяют по формулеMach number of the air flow M _i (y) = M (y, z _i ), provided $$\frac{{\text{p}}_{\text{0i}}\left(\text{y}\right)}{{\text{p}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)}<{\left(\frac{\text{to}+\text{one}}{\text{2}}\right)}^{\frac{\text{to}}{\text{to}-\text{one}}}$$

determined by the formula

$${\text{M}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)=\sqrt{\frac{\text{2}}{\text{к}-\text{1}}}\sqrt{{\left(\frac{{\text{p}}_{\text{0i}}\left(\text{y}\right)}{{\text{p}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)}\right)}^{\frac{\text{к}-\text{1}}{\text{к}}}-\text{1}}\text{, (1а}\text{)}$$

$${\text{M}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)=\sqrt{\frac{\text{2}}{\text{to}-\text{one}}}\sqrt{{\left(\frac{{\text{p}}_{\text{0i}}\left(\text{y}\right)}{{\text{p}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)}\right)}^{\frac{\text{to}-\text{one}}{\text{to}}}-\text{one}}\text{, (1a}\text{)}$$

или, если выполняется условие $$\frac{{\text{p}}_{\text{0i}}\left(\text{y}\right)}{{\text{p}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)}\ge {\left(\frac{\text{к}+\text{1}}{\text{2}}\right)}^{\frac{\text{к}}{\text{к}-\text{1}}}\text{,}$$

находят из уравненияor, if the condition $$\frac{{\text{p}}_{\text{0i}}\left(\text{y}\right)}{{\text{p}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)}\ge {\left(\frac{\text{to}+\text{one}}{\text{2}}\right)}^{\frac{\text{to}}{\text{to}-\text{one}}}\text{,}$$

find from the equation

$${\text{M}}_{\text{i}}^{\text{2}}\left(\text{y}\right){\left(\text{1}-\frac{\text{к}-\text{1}}{\text{2к}}{\text{M}}_{\text{i}}^{-\text{2}}\left(\text{y}\right)\right)}^{-\frac{\text{1}}{\text{к}-\text{1}}}={\left(\frac{\text{2}}{\text{к}+\text{1}}\right)}^{\frac{\text{к}}{\text{к}-\text{1}}}{\left(\frac{\text{2к}}{\text{к}+\text{1}}\right)}^{\frac{\text{1}}{\text{к}-\text{1}}}\frac{{\text{p}}_{\text{0i}}\left(\text{y}\right)}{{\text{p}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)}\text{, (1б}\text{)}$$

$${\text{M}}_{\text{i}}^{\text{2}}\left(\text{y}\right){\left(\text{one}-\frac{\text{to}-\text{one}}{\text{2k}}{\text{M}}_{\text{i}}^{-\text{2}}\left(\text{y}\right)\right)}^{-\frac{\text{one}}{\text{to}-\text{one}}}={\left(\frac{\text{2}}{\text{to}+\text{one}}\right)}^{\frac{\text{to}}{\text{to}-\text{one}}}{\left(\frac{\text{2k}}{\text{to}+\text{one}}\right)}^{\frac{\text{one}}{\text{to}-\text{one}}}\frac{{\text{p}}_{\text{0i}}\left(\text{y}\right)}{{\text{p}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)}\text{, (1b}\text{)}$$

где к - показатель адиабаты воздуха.where k is the adiabatic index of air.

Статическую температуру воздуха T_i(y)=T(y, z_i) на входе в ВЗ определяют по числу Маха M_i(y) и при помощи ТА. Конструктивно ТА представляет собой выполненное из диэлектрического материала цилиндрическое тело 15, установленное в металлическую оболочку 16, на поверхности которой имеется резьба с накидной гайкой 17 для крепления ТА к корпусу ГЛА. Внутри тела расположены четыре электрода 18 с закрепленными на них втулками 19 для присоединения электрических проводов. Электроды обеспечивают подвод и прохождение электрических токов I_н1 и I_н2 по двум одинаковым, тонким вольфрамовым нитям 20, расположенным на внешней поверхности 21 ТА перпендикулярно поступающему в ВЗ воздушному потоку. Между нитями, на одинаковом расстоянии от них, в прилегающем к внешней поверхности ТА слое материала находится хромель-алюмелевая термопара 22, измеряющая температуру этой поверхности T_тi=T_т(z_i) (см. фиг.6 и 7). Поскольку ТА устанавливают в корпус ГЛА так, что его внешняя поверхность находится вровень с окружающей поверхностью, то его применение практически не вносит в поступающий в ВЗ воздушный поток никаких возмущений.The static air temperature T _i (y) = T (y, z _i ) at the entrance to the airspace is determined by the Mach number M _i (y) and using TA. Structurally, the TA is a cylindrical body 15 made of dielectric material, mounted in a metal shell 16, on the surface of which there is a thread with a union nut 17 for attaching the TA to the GLA body. Four electrodes 18 are located inside the body with bushings 19 fixed to them for connecting electrical wires. The electrodes provide the supply and passage of electric currents I _n1 and I _n2 through two identical, thin tungsten filaments 20 located on the outer surface 21 of the TA perpendicular to the air flow entering the OW. Between the threads, at the same distance from them, in the layer of material adjacent to the outer surface of the TA is a chromel-alumel thermocouple 22 measuring the temperature of this surface T _ti = T _t (z _i ) (see FIGS. 6 and 7). Since TA is installed in the GLA case so that its outer surface is flush with the surrounding surface, its application practically does not introduce any disturbances into the airflow entering the airspace.

Прохождение тока I_н1 по первой нити вызывает ее нагрев до температуры T_н1i=T_н(R_н1i), а тока I_н2 по второй нити, ее нагрев до температуры T_н2i=T_н(R_н2i). Температуры первой и второй нитей по результатам измерений их омических сопротивлений R_н1i=R_н1(z_i) и R_н2i=R_н2(z_i) находят соответственно по формуламThe passage of current I _n1 along the first thread causes it to heat up to temperature T _n1i = T _n (R _n1i ), and current I _n2 along the second thread, it heats up to temperature T _n2i = T _n (R _n2i ). The temperatures of the first and second threads according to the results of measurements of their ohmic resistances R _n1i = R _n1 (z _i ) and R _n2i = R _n2 (z _i ) are found respectively by the formulas

$${\text{T}}_{\text{н1i}}={\text{T}}_{\text{н0}}+{\text{α}}_{\text{н}}^{-\text{1}}\left({\text{R}}_{\text{н1i}}{\text{R}}_{\text{н0}}^{-\text{1}}-\text{1}\right)\text{, (2a)}$$

$${\text{T}}_{\text{h1i}}={\text{T}}_{\text{n0}}+{\text{α}}_{\text{n}}^{-\text{one}}\left({\text{R}}_{\text{h1i}}{\text{R}}_{\text{n0}}^{-\text{one}}-\text{one}\right)\text{, (2a)}$$

$${\text{T}}_{\text{н2i}}={\text{T}}_{\text{н0}}+{\text{α}}_{\text{н}}^{-\text{1}}\left({\text{R}}_{\text{н2i}}{\text{R}}_{\text{н0}}^{-\text{1}}-\text{1}\right)\text{, (2б )}$$

$${\text{T}}_{\text{H2i}}={\text{T}}_{\text{n0}}+{\text{α}}_{\text{n}}^{-\text{one}}\left({\text{R}}_{\text{H2i}}{\text{R}}_{\text{n0}}^{-\text{one}}-\text{one}\right)\text{, (2b)}$$

где T_н0 - начальная температура нитей; R_н0 - начальное сопротивление нитей; α_н - температурный коэффициент сопротивления нитей.where T _н0 is the initial temperature of the threads; R _n0 is the initial resistance of the threads; α _n - temperature coefficient of resistance of the threads.

Так как площадь поперечного сечения нити очень мала по сравнению с площадью ее внешней поверхности, то потерями тепла через концевые поверхности нити можно пренебречь. В этом случае конвективные тепловые потоки на внешней поверхности первой Q_н1i=Q_н(T_н1i) и второй Q_н2i=Q_н(T_н2i) нитей определяют, соответственно, следующим образом:Since the cross-sectional area of the thread is very small compared to the area of its outer surface, heat losses through the end surfaces of the thread can be neglected. In this case, the convective heat fluxes on the outer surface of the first Q _n1i = Q _n (T _n1i ) and the second Q _n2i = Q _n (T _n2i ) threads are determined, respectively, as follows:

$${\text{Q}}_{\text{н1i}}={\text{ε}}_{\text{н}}\text{σ}\left({\text{T}}_{{}_{\text{н1i}}}^{\text{4}}{\text{S}}_{\text{н}}-{\text{ε}}_{\text{т}}{\text{T}}_{{}_{\text{тi}}}^{\text{4}}{\text{S}}_{\text{тн}}\right)-{\text{I}}_{{}_{\text{н1}}}^{\text{2}}{\text{R}}_{\text{н1i}}\text{ (3a)}$$

$${\text{Q}}_{\text{h1i}}={\text{ε}}_{\text{n}}\text{σ}\left({\text{T}}_{{}_{\text{h1i}}}^{\text{four}}{\text{S}}_{\text{n}}-{\text{ε}}_{\text{t}}{\text{T}}_{{}_{\text{ti}}}^{\text{four}}{\text{S}}_{\text{t}}\right)-{\text{I}}_{{}_{\text{n1}}}^{\text{2}}{\text{R}}_{\text{h1i}}\text{(3a)}$$

$${\text{Q}}_{\text{н2i}}={\text{ε}}_{\text{н}}\text{σ}\left({\text{T}}_{{}_{\text{н2i}}}^{\text{4}}{\text{S}}_{\text{н}}-{\text{ε}}_{\text{т}}{\text{T}}_{{}_{\text{тi}}}^{\text{4}}{\text{S}}_{\text{тн}}\right)-{\text{I}}_{{}_{\text{н2}}}^{\text{2}}{\text{R}}_{\text{н2i}}\text{ (3б )}$$

$${\text{Q}}_{\text{H2i}}={\text{ε}}_{\text{n}}\text{σ}\left({\text{T}}_{{}_{\text{H2i}}}^{\text{four}}{\text{S}}_{\text{n}}-{\text{ε}}_{\text{t}}{\text{T}}_{{}_{\text{ti}}}^{\text{four}}{\text{S}}_{\text{t}}\right)-{\text{I}}_{{}_{\text{n2}}}^{\text{2}}{\text{R}}_{\text{H2i}}\text{(3b)}$$

где σ=5,67·10^-8 Вт/(м²·К⁴) - постоянная Стефана-Больцмана; ε_н, ε_т - интегральные степени черноты внешних (излучающих) поверхностей нитей и ТА, соответственно; S_н, S_тн - площади поверхности излучения нити и взаимной поверхности излучения ТА и нити соответственно.where σ = 5.67 · 10 ^-8 W / (m ² · K ⁴ ) is the Stefan-Boltzmann constant; ε _n , ε _t are the integral degrees of blackness of the external (radiating) surfaces of the threads and TA, respectively; S _n , S _tn - surface area of the radiation of the filament and the mutual radiation surface of the TA and the filament, respectively.

Полагая, что коэффициенты теплообмена нитей слабо зависят от их температур, а полная температура воздуха практически равна адиабатической температуре нитей, для статической температуры воздуха на входе в ВЗ получаем:Assuming that the heat transfer coefficients of the filaments weakly depend on their temperatures, and the total air temperature is almost equal to the adiabatic temperature of the filaments, for the static temperature of the air at the entrance to the OT we obtain:

$${\text{T}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)={\left(\text{1}+\frac{\text{к}-\text{1}}{\text{2}}{\text{M}}_{\text{i}}^{\text{2}}\left(\text{y}\right)\right)}^{-\text{1}}\frac{{\text{Q}}_{\text{н2i}}{\text{T}}_{\text{н1i}}-{\text{Q}}_{\text{н1i}}{\text{T}}_{\text{н2i}}}{{\text{Q}}_{\text{н2i}}-{\text{Q}}_{\text{н1i}}}\text{; (4}\text{)}$$

$${\text{T}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)={\left(\text{one}+\frac{\text{to}-\text{one}}{\text{2}}{\text{M}}_{\text{i}}^{\text{2}}\left(\text{y}\right)\right)}^{-\text{one}}\frac{{\text{Q}}_{\text{H2i}}{\text{T}}_{\text{h1i}}-{\text{Q}}_{\text{h1i}}{\text{T}}_{\text{H2i}}}{{\text{Q}}_{\text{H2i}}-{\text{Q}}_{\text{h1i}}}\text{; (four}\text{)}$$

Расход воздуха через ВЗ определяют по формулеAir flow through the airspace is determined by the formula

$$\text{G}=\frac{\sqrt{\text{к}}}{\text{2}\sqrt{\text{R}}}\frac{\text{L}}{\text{N}-\text{1}}{\displaystyle \sum _{\text{j}=\text{2}}^{\text{N}}{\displaystyle \underset{\text{0}}{\overset{\text{H}}{\int }}\left(\frac{{\text{p}}_{\text{j}-\text{1}}\left(\text{y}\right){\text{M}}_{\text{j}-\text{1}}\left(\text{y}\right)}{\sqrt{{\text{T}}_{\text{j}-\text{1}}\left(\text{y}\right)}}+\frac{{\text{p}}_{\text{j}}\left(\text{y}\right){\text{M}}_{\text{j}}\left(\text{y}\right)}{\sqrt{{\text{T}}_{\text{j}}\left(\text{y}\right)}}\right)}}\text{dy}\text{, (5)}$$

$$\text{G}=\frac{\sqrt{\text{to}}}{\text{2}\sqrt{\text{R}}}\frac{\text{L}}{\text{N}-\text{one}}{\displaystyle \sum _{\text{j}=\text{2}}^{\text{N}}{\displaystyle \underset{\text{0}}{\overset{\text{H}}{\int }}\left(\frac{{\text{p}}_{\text{j}-\text{one}}\left(\text{y}\right){\text{M}}_{\text{j}-\text{one}}\left(\text{y}\right)}{\sqrt{{\text{T}}_{\text{j}-\text{one}}\left(\text{y}\right)}}+\frac{{\text{p}}_{\text{j}}\left(\text{y}\right){\text{M}}_{\text{j}}\left(\text{y}\right)}{\sqrt{{\text{T}}_{\text{j}}\left(\text{y}\right)}}\right)}}\text{dy}\text{, (5)}$$

где R - газовая постоянная воздуха.where R is the gas constant of air.

Пример.Example.

С целью проверки работоспособности и оценки точности предлагаемого способа определение расхода воздуха через ВЗ при летных испытаниях ПВРД ГЛА, по формулам (1)-(5), проведен контрольный расчет расхода воздуха через ВЗ экспериментального ПВРД.In order to verify the operability and evaluate the accuracy of the proposed method, the determination of air flow through the airspace during flight tests of the ram ramjet, using formulas (1) - (5), a control calculation of the air flow through the airspace of the experimental ramjet was performed.

По результатам этого расчета, для измерений на входе в ВЗ, соответствующих полету ГЛА с числом Маха M_∞=6, после его отделения от ускорителя, расход воздуха при минимальном числе измерительных точек N=2 составляет G=1,25 кг/с, а при N=3 равняется G=1,35 кг/с.According to the results of this calculation, for measurements at the entrance to the airspace, corresponding to the flight of the UAV with a Mach number M _∞ = 6, after its separation from the accelerator, the air flow rate with a minimum number of measuring points N = 2 is G = 1.25 kg / s, and at N = 3 equals G = 1.35 kg / s.

С целью оценки точности предлагаемого способа в зависимости от числа N полученные результаты сравнивают с «эталонными» стендовыми, полученными с использованием расходомерного устройства - дающими для расхода воздуха значение G=1,4 кг/с. Из сравнения видно, что точность определения расхода воздуха при N=2 составляет приблизительно 11%, а при N=3 около 4%, то есть существенно повышается при увеличении на единицу, по сравнению с минимальным, числа используемых измерительных устройств.In order to assess the accuracy of the proposed method, depending on the number N, the results obtained are compared with the "benchmark" bench, obtained using a flow meter - giving for the air flow value G = 1.4 kg / s. It can be seen from the comparison that the accuracy of determining the air flow rate at N = 2 is approximately 11%, and at N = 3 it is about 4%, that is, it significantly increases with an increase by one, compared to the minimum, of the number of measuring devices used.

Claims (1)

Способ определения расхода воздуха через воздухозаборник (ВЗ) при летных испытаниях прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА), включающий определение расхода воздуха через ВЗ путем измерения давления и определения температуры воздуха, отличающийся тем, что определяют расход воздуха через ВЗ в полете, учитывая распределения по ширине L и высоте Н входа в ВЗ давления и температуры воздуха, для чего применяемые бортовые устройства измерения давления и определения температуры воздуха - приемники давления (ПД), выдвигающиеся из специальных канавок, и термоанемометры (ТА) совместно располагают на поверхности по ширине входа в конечном числе N равноудаленных друг от друга измерительных точек с координатами z_i, $$\text{i}=\overline{\text{1}\text{,N}}$$

, при испытаниях ПД выдвигают по координате у по высоте входа, на верхней поверхности ПД измеряют статическое p_i(y)=p(y, z_i), a на переднем торце полное p_0i(y)=p₀(y, z_i) давления воздуха, одновременно измеряют температуру внешней поверхности ТА Т_тi=Т_т(z_i) и омические сопротивления первой R_н1i=R_н1(z_i) и второй R_н2i=R_н2(z_i) одинаковых, тонких вольфрамовых нитей, расположенных на внешней поверхности TА, нагретых электрическими токами I_н1 и I_н2 до температур T_н1i=T_н(R_н1i) и T_н2i=T_н(R_н2i) соответственно, затем, используя эти данные, последовательно определяют:
- число Маха воздушного потока M_i(y)=M(y, z_i), при условии $$\frac{{\text{p}}_{\text{0i}}\left(\text{y}\right)}{{\text{p}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)}<{\left(\frac{\text{к}+\text{1}}{\text{2}}\right)}^{\frac{\text{к}}{\text{к}-\text{1}}},$$

по формуле:
$${\text{M}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)=\sqrt{\frac{\text{2}}{\text{к}-\text{1}}}\sqrt{{\left(\frac{{\text{p}}_{\text{0i}}\left(\text{y}\right)}{{\text{p}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)}\right)}^{\frac{\text{к}-\text{1}}{\text{к}}}-\text{1}}\text{, (1а}\text{)}$$

или, если выполняется условие $$\frac{{\text{p}}_{\text{0i}}\left(\text{y}\right)}{{\text{p}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)}\ge {\left(\frac{\text{к}+\text{1}}{\text{2}}\right)}^{\frac{\text{к}}{\text{к}-\text{1}}},$$

из уравнения:
$${\text{M}}_{\text{i}}^{\text{2}}\left(\text{y}\right){\left(\text{1}-\frac{\text{к}-\text{1}}{\text{2к}}{\text{M}}_{\text{i}}^{-\text{2}}\left(\text{y}\right)\right)}^{-\frac{\text{1}}{\text{к}-\text{1}}}={\left(\frac{\text{2}}{\text{к}+\text{1}}\right)}^{\frac{\text{к}}{\text{к}-\text{1}}}{\left(\frac{\text{2к}}{\text{к}+\text{1}}\right)}^{\frac{\text{1}}{\text{к}-\text{1}}}\frac{{\text{p}}_{\text{0i}}\left(\text{y}\right)}{{\text{p}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)}\text{, (1б}\text{)}$$

где к - показатель адиабаты воздуха;
- температуры первой и второй нитей соответственно:
$${\text{T}}_{\text{н1i}}={\text{T}}_{\text{н0}}+{\text{α}}_{\text{н}}^{-\text{1}}\left({\text{R}}_{\text{н1i}}{\text{R}}_{\text{н0}}^{-\text{1}}-\text{1}\right)\text{, (2a)}$$

$${\text{T}}_{\text{н2i}}={\text{T}}_{\text{н0}}+{\text{α}}_{\text{н}}^{-\text{1}}\left({\text{R}}_{\text{н2i}}{\text{R}}_{\text{н0}}^{-\text{1}}-\text{1}\right)\text{, (2б )}$$

где T_н0 - начальная температура нитей; R_н0 - начальное сопротивление нитей; α_н - температурный коэффициент сопротивления нитей;
- конвективные тепловые потоки на внешней поверхности первой Q_н1i=Q_н(T_н1i) и второй Q_н2i=Q_н(T_н2i) нитей соответственно:
$${\text{Q}}_{\text{н1i}}={\text{ε}}_{\text{н}}\text{σ}\left({\text{T}}_{{}_{\text{н1i}}}^{\text{4}}{\text{S}}_{\text{н}}-{\text{ε}}_{\text{т}}{\text{T}}_{{}_{\text{тi}}}^{\text{4}}{\text{S}}_{\text{тн}}\right)-{\text{I}}_{{}_{\text{н1}}}^{\text{2}}{\text{R}}_{\text{н1i}}\text{, (3a)}$$

$${\text{Q}}_{\text{н2i}}={\text{ε}}_{\text{н}}\text{σ}\left({\text{T}}_{{}_{\text{н2i}}}^{\text{4}}{\text{S}}_{\text{н}}-{\text{ε}}_{\text{т}}{\text{T}}_{{}_{\text{тi}}}^{\text{4}}{\text{S}}_{\text{тн}}\right)-{\text{I}}_{{}_{\text{н2}}}^{\text{2}}{\text{R}}_{\text{н2i}}\text{, (3б )}$$

где σ=5,67·10^-8 Вт/(м²·К⁴) - постоянная Стефана-Больцмана; ε_н, ε_т - интегральные степени черноты внешних (излучающих) поверхностей нитей и ТА соответственно;
S_н, S_тн - площади поверхности излучения нити и взаимной поверхности излучения ТА и нити соответственно;
- статическую температуру воздуха T_i(y)=T(y, z_i) по формуле:
$${\text{T}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)={\left(\text{1}+\frac{\text{к}-\text{1}}{\text{2}}{\text{M}}_{\text{i}}^{\text{2}}\left(\text{y}\right)\right)}^{-\text{1}}\frac{{\text{Q}}_{\text{н2i}}{\text{T}}_{\text{н1i}}-{\text{Q}}_{\text{н1i}}{\text{T}}_{\text{н2i}}}{{\text{Q}}_{\text{н2i}}-{\text{Q}}_{\text{н1i}}}\text{; (4}\text{)}$$

- расход воздуха через ВЗ:
$$\text{G}=\frac{\sqrt{\text{к}}}{\text{2}\sqrt{\text{R}}}\frac{\text{L}}{\text{N}-\text{1}}{\displaystyle \sum _{\text{j}=\text{2}}^{\text{N}}{\displaystyle \underset{\text{0}}{\overset{\text{H}}{\int }}\left(\frac{{\text{p}}_{\text{j}-\text{1}}\left(\text{y}\right){\text{M}}_{\text{j}-\text{1}}\left(\text{y}\right)}{\sqrt{{\text{T}}_{\text{j}-\text{1}}\left(\text{y}\right)}}+\frac{{\text{p}}_{\text{j}}\left(\text{y}\right){\text{M}}_{\text{j}}\left(\text{y}\right)}{\sqrt{{\text{T}}_{\text{j}}\left(\text{y}\right)}}\right)}}\text{dy}\text{, (5)}$$

где R - газовая постоянная воздуха. A method for determining air flow through an air intake (VZ) during flight tests of a ramjet engine of a hypersonic aircraft (GLA), comprising determining air flow through an airspace by measuring pressure and determining air temperature, characterized in that air flow through the airspace is determined in flight, taking into account the distribution of the pressure and air temperature over the width L and the height H of the entrance to the airspace, for which the on-board devices for measuring pressure and determining air temperature are used - pr pressure receivers (PD) extending from special grooves and hot-wire anemometers (TA) are jointly placed on the surface along the inlet width in a finite number N of measuring points equidistant from each other with coordinates z _i , $$\text{i}=\overline{\text{one}\text{, N}}$$

, during the tests, the PDs are advanced along the coordinate y along the inlet height, on the upper surface of the PDs, static p _i (y) = p (y, z _i ) is measured, and at the front end, the full p _0i (y) = p ₀ (y, z _i ) of air pressure, at the same time measure the temperature of the outer surface of TA Т _тi = Т _т (z _i ) and the ohmic resistance of the first R _н1i = R _н1 (z _i ) and the second R _н2i = R _н2 (z _i ) identical, thin tungsten filaments located TA on the outer surface, heated by the electric currents I _H1 and I _{H2 n1i} to temperatures T = T _n (R _{n1i) H2i} and T = T _n (R _H2i), respectively, then using this data sequence is determined t:
- Mach number of the air flow M _i (y) = M (y, z _i ), provided $$\frac{{\text{p}}_{\text{0i}}\left(\text{y}\right)}{{\text{p}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)}<{\left(\frac{\text{to}+\text{one}}{\text{2}}\right)}^{\frac{\text{to}}{\text{to}-\text{one}}},$$

according to the formula:
$${\text{M}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)=\sqrt{\frac{\text{2}}{\text{to}-\text{one}}}\sqrt{{\left(\frac{{\text{p}}_{\text{0i}}\left(\text{y}\right)}{{\text{p}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)}\right)}^{\frac{\text{to}-\text{one}}{\text{to}}}-\text{one}}\text{, (1a}\text{)}$$

or, if the condition $$\frac{{\text{p}}_{\text{0i}}\left(\text{y}\right)}{{\text{p}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)}\ge {\left(\frac{\text{to}+\text{one}}{\text{2}}\right)}^{\frac{\text{to}}{\text{to}-\text{one}}},$$

from the equation:
$${\text{M}}_{\text{i}}^{\text{2}}\left(\text{y}\right){\left(\text{one}-\frac{\text{to}-\text{one}}{\text{2k}}{\text{M}}_{\text{i}}^{-\text{2}}\left(\text{y}\right)\right)}^{-\frac{\text{one}}{\text{to}-\text{one}}}={\left(\frac{\text{2}}{\text{to}+\text{one}}\right)}^{\frac{\text{to}}{\text{to}-\text{one}}}{\left(\frac{\text{2k}}{\text{to}+\text{one}}\right)}^{\frac{\text{one}}{\text{to}-\text{one}}}\frac{{\text{p}}_{\text{0i}}\left(\text{y}\right)}{{\text{p}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)}\text{, (1b}\text{)}$$

where k is the adiabatic index of air;
- temperature of the first and second threads, respectively:
$${\text{T}}_{\text{h1i}}={\text{T}}_{\text{n0}}+{\text{α}}_{\text{n}}^{-\text{one}}\left({\text{R}}_{\text{h1i}}{\text{R}}_{\text{n0}}^{-\text{one}}-\text{one}\right)\text{, (2a)}$$

$${\text{T}}_{\text{H2i}}={\text{T}}_{\text{n0}}+{\text{α}}_{\text{n}}^{-\text{one}}\left({\text{R}}_{\text{H2i}}{\text{R}}_{\text{n0}}^{-\text{one}}-\text{one}\right)\text{, (2b)}$$

where T _н0 is the initial temperature of the threads; R _n0 is the initial resistance of the threads; α _n - temperature coefficient of resistance of the threads;
- convective heat fluxes on the outer surface of the first Q _n1i = Q _n (T _n1i ) and the second Q _n2i = Q _n (T _n2i ) threads, respectively:
$${\text{Q}}_{\text{h1i}}={\text{ε}}_{\text{n}}\text{σ}\left({\text{T}}_{{}_{\text{h1i}}}^{\text{four}}{\text{S}}_{\text{n}}-{\text{ε}}_{\text{t}}{\text{T}}_{{}_{\text{ti}}}^{\text{four}}{\text{S}}_{\text{t}}\right)-{\text{I}}_{{}_{\text{n1}}}^{\text{2}}{\text{R}}_{\text{h1i}}\text{, (3a)}$$

$${\text{Q}}_{\text{H2i}}={\text{ε}}_{\text{n}}\text{σ}\left({\text{T}}_{{}_{\text{H2i}}}^{\text{four}}{\text{S}}_{\text{n}}-{\text{ε}}_{\text{t}}{\text{T}}_{{}_{\text{ti}}}^{\text{four}}{\text{S}}_{\text{t}}\right)-{\text{I}}_{{}_{\text{n2}}}^{\text{2}}{\text{R}}_{\text{H2i}}\text{, (3b)}$$

where σ = 5.67 · 10 ^-8 W / (m ² · K ⁴ ) is the Stefan-Boltzmann constant; ε _n , ε _t are the integral degrees of blackness of the external (radiating) surfaces of the threads and TA, respectively;
S _n , S _tn - surface area of the radiation of the thread and the mutual radiation surface of the TA and the thread, respectively;
- static air temperature T _i (y) = T (y, z _i ) according to the formula:
$${\text{T}}_{\text{i}}\left(\text{y}\right)={\left(\text{one}+\frac{\text{to}-\text{one}}{\text{2}}{\text{M}}_{\text{i}}^{\text{2}}\left(\text{y}\right)\right)}^{-\text{one}}\frac{{\text{Q}}_{\text{H2i}}{\text{T}}_{\text{h1i}}-{\text{Q}}_{\text{h1i}}{\text{T}}_{\text{H2i}}}{{\text{Q}}_{\text{H2i}}-{\text{Q}}_{\text{h1i}}}\text{; (four}\text{)}$$

- air flow through the airspace:
$$\text{G}=\frac{\sqrt{\text{to}}}{\text{2}\sqrt{\text{R}}}\frac{\text{L}}{\text{N}-\text{one}}{\displaystyle \sum _{\text{j}=\text{2}}^{\text{N}}{\displaystyle \underset{\text{0}}{\overset{\text{H}}{\int }}\left(\frac{{\text{p}}_{\text{j}-\text{one}}\left(\text{y}\right){\text{M}}_{\text{j}-\text{one}}\left(\text{y}\right)}{\sqrt{{\text{T}}_{\text{j}-\text{one}}\left(\text{y}\right)}}+\frac{{\text{p}}_{\text{j}}\left(\text{y}\right){\text{M}}_{\text{j}}\left(\text{y}\right)}{\sqrt{{\text{T}}_{\text{j}}\left(\text{y}\right)}}\right)}}\text{dy}\text{, (5)}$$

where R is the gas constant of air.

Images