Способ измерения силы тяги авиационного двигателя в составе самолета и устройство для его осуществления

 

Использование: при измерении тяги авиадвигателей в составе самолета в эксплуатации, в аэродромных условиях. Сущность изобретения: самолет устанавливают основными колесами на направляющую платформу, а носовое колесо - на дополнительную горизонтально-подвижную направляющую. На основной направляющей под колеса устанавливают упор, который выдвигается и задвигается в тело основной направляющей по команде оператора. Запускают один двигатель самолета (или несколько) и выводят их на заданный режим работы, проводят выдержку на заданном режиме и датчиком силы регистрируют величину A горизонтальной проекции искомого вектора тяги R на горизонтальное направление X-X, по этому же направлению основная направляющая воздействует силой A на датчик силы. При помощи приборов определяют величины Z1 и Z2 - расстояния меток от оси X-X или от поверхности аэродрома до запуска двигателей и после вывода на заданный режим определяют новое положение оси двигателей, вычисляют угол наклона оси и вводят поправку на измерение тяги датчиком по формуле R = A/Cos a . 2 с. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к авиации, в частности к измерению тяги авиадвигателей в составе самолета в эксплуатации, в аэродромных условиях.

Целью изобретения является повышение точности измерения путем исключения трения колес самолета о полотно-покрытие аэродрома и учета изменения пространственного положения оси двигателя.

На фиг. 1 изображена схема измерения тяги двигателя в составе самолета; на фиг. 2 - горизонтально-подвижная направляющая в виде платформы, установленной, например, на станине на гибких лентах.

Способ измерения силы тяги состоит в том, что самолет предварительно фиксируют на горизонтально-подвижном основании, наносят метки на поверхности корпуса, указывающие положение продольной оси двигателя, и замеряют расстояние от них до основания, производят запуск двигателя, определяют силу тяги на различных режимах, во время измерения тяги определяют изменение положения меток относительно первоначального положения, а величину тяги корректируют с учетом изменения положения оси двигателя по формуле R = Acos , где A - измеренная величина силы тяги; - угол наклона продольной оси двигателя.

Устройство для измерения тяги авиационного двигателя в составе самолета содержит датчик 1 силы, установленный в станине 2, размещенной в углублении, выполненном в полотне-покрытии 3 аэродрома. На станине 2 установлены с зазором горизонтально-подвижные направляющие 4, выполненные в виде платформы, установленной на станине 2 с минимальным сопротивлением смещению в горизонтальном направлении, например, с использованием гибких лент 5. Кроме гибких лент 5 для тех же целей могут быть использованы подшипники, гидростатические или пневмостатические опоры и другие устройства, обеспечивающие минимальное сопротивление горизонтальному смещению направляющей 4 относительно станины 2.

Поверхность 6 направляющей 4 параллельна и совпадает с поверхностью полотна-покрытия 3 аэродрома.

Направляющая 4 может быть в зависимости от размеров самолета выполнена таких размеров, что на нее могут быть установлены все колеса: основные 7 и носовые 8 самолета 9 с двигателями 10, тягу которых необходимо определять. Учитывая значительные расстояния между колесами 7 и 8 современных самолетов, возможно выполнение дополнительной направляющей 11 под переднее колесо 8, выполненное аналогично направляющей 4, установленной на отдельной станине 12. На поверхности 6 направляющей 4 может быть установлен упор 13 для колес 7, который может быть снабжен механизмом выдвижения его и уборки в тело направляющей 4.

На самолете 9 нанесены метки 14 и 15, определяющие положение оси 16 двигателей 10 и вектора тяги R, развиваемой этими двигателями. Направляющая 4 горизонтального перемещения связана толкателем-тягой 17 тягой, если она работает на растяжение, толкателем, если она работает на сжатие, с датчиком 1 измерения силы, закрепленным на станине 2.

Самолет 9 устанавливают основными колесами 7 на направляющую 4 платформы, а носовое колесо 8 - на дополнительную горизонтально-подвижную направляющую 11. На основной направляющей 4 под колеса 7 устанавливают упор 13, который выдвигается и задвигается в тело направляющей 4 по команде оператора. Запускают один двигатель 10 самолета 9 (или несколько) и выводят их на заданный режим работы, проводят выдержку на заданном режиме и датчиком силы 1 регистрируют величину A горизонтальной проекции искомого вектора тяги R на горизонтальное направление Х-Х, по этому же направлению направляющая 4 воздействует силой A на датчик 1 силы.

При помощи приборов определяют величины Z1 и Z2 - расстояния меток 14 и 15 от оси Х-Х или от поверхности аэродрома до запуска двигателей и после вывода на заданный режим определяют новое положение оси 16 двигателей 10, вычисляют угол наклона и вводят поправку на измерение тяги датчиком 1 по формуле R = A/cos .

Формула изобретения

СПОСОБ ИЗМЕРЕНИЯ СИЛЫ ТЯГИ АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ В СОСТАВЕ САМОЛЕТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ.

1. Способ измерения силы тяги авиационного двигателя в составе самолета, заключающийся в том, что производят запуск двигателя и определяют силу тяги на различных режимах, отличающийся тем, что, с целью повышения точности измерения путем исключения трения колес самолета о полотно-покрытие аэродрома и учета изменения пространственного положения оси двигателя, предварительно фиксируют самолет на горизонтально-подвижном основании, наносят на поверхность корпуса метки, указывающие положение продольной оси двигателя, и замеряют расстояние от них до основания, во время замера тяги определяют изменением положения меток от первоначального с последующим определением угла наклона продольной оси двигателя, а величину силы тяги с учетом измерений определяют по формуле R = A/cos , где A - измеренная величина силы тяги; - угол наклона продольной оси двигателя.

2. Устройство для измерения силы тяги авиационного двигателя в составе самолета, содержащее датчик силы, укрепленный на упоре, установленном в полотне-покрытии аэродрома, отличающееся тем, что, с целью повышения точности измерения тяги двигателя при его технической диагностике путем уменьшения трения колес самолета о полотно-покрытие аэродрома, оно снабжено станиной, в полотне-покрытии аэродрома выполнено углубление, в котором размещена станина, горизонтально-подвижными направляющими, установленными на станине с зазором относительно последней и выполненными в виде платформы, на горизонтальной поверхности которой укреплены колеса самолета, при этом датчик силы сообщен с платформой, а ось его чувствительного элемента, воспринимающего силу тяги, расположена на расстоянии не более 1,2H от продольной оси двигателя, где H - расстояние от последней до поверхности полотна-покрытия аэродрома.

3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что, с целью повышения надежности путем исключения попадания посторонних предметов в зазор между станиной и платформой, оно снабжено уплотнителем, установленным по периметру зазора.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания, а именно к способам контроля технического состояния коленчатых валов в подшипниках судовых дизелей, преимущественно небольшой и средней мощности

Изобретение относится к прикладной механике, а именно к вопросам выбора специальных материалов для турбинных лопаток, а также осуществляемым мерам против эрозии или коррозии, и может быть применено в сельском хозяйстве, где необходимо осуществить методику ускоренных эрозионных испытаний деталей проточной части автотракторного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области автомобильной техники и преимущественно может быть использовано на автомобилях с ограниченным доступом к торцу коленчатого вала двигателя

Изобретение относится к испытательной технике, а именно к методам и средствам для испытаний турбокомпрессоров с полнопоточной турбиной

Изобретение относится к испытаниям энергетических установок, в частности к удалению осадка продуктов сгорания без слива воды и прекращению испытаний, и может быть использовано на предприятиях, занимающихся испытаниями энергетических установок

Изобретение относится к технической физике, а более конкретно к испытаниям реактивных двигателей, и может быть использовано в способах и устройствах для измерения тяги для повышения их точности

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано при контроле работоспособности элементов системы регулирования и защиты паровых турбин

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления и диагностики дизельных и карбюраторных двигателей внутреннего сгорания

Изобретение относится к области диагностики технического состояния машин, а конкретно, к способам диагностики и прогнозирования технического состояния машин, и может быть использовано для диагностики технического состояния машин, образующих машинные комплексы, путем анализа данных вибрации, потребления тока, его напряжения, расхода рабочего тела, температуры машины, обеспечивая своевременное отклонение действительного состояния машин от рабочего состояния и бесперебойную работу всего комплекса

Изобретение относится к испытаниям двигателей внутреннего сгорания

Изобретение относится к обкатке и испытанию вновь изготовленных и отремонтированных двигателей внутреннего сгорания и может быть использовано для обкатки других механизмов, например, коробок передач, ведущих мостов автомобилей

Изобретение относится к ракетостроению и может быть использовано при стендовых испытаниях жидкостных ракетных двигателей (ЖРД)
Изобретение относится к двигателестроению и может быть использовано при усовершенствовании условий смазки и оптимизации конструктивных параметров деталей цилиндро-поршневой группы ДВС
Наверх