Тест на отсутствие гашения камеры сгорания газотурбинного двигателя



Владельцы патента RU 2539184:

ТУРБОМЕКА (FR)

Способ наземного контроля нормальной работы установленного на самолете авиационного газотурбинного двигателя. Для этого производят испытание, которое содержит осуществление - на работающем газотурбинном двигателе и начиная от определенного режима - быстрого уменьшения расхода топлива по запрограммированному понижению с целью оценки стойкости к самогашению камеры сгорания упомянутого газотурбинного двигателя во время быстрого сброса его оборотов в полете. Технический результат - повышение надежности диагностики газотурбинного двигателя. 5 н. и 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Настоящее изобретение относится к области термодинамики газотурбинных двигателей и, в частности, касается работы авиационных газотурбинных двигателей.

Классически газотурбинные двигатели содержат один или несколько компрессоров, которые сжимают воздух, всасываемый через воздухозаборник, камеру сгорания, в которой сгорает топливо, смешиваемое с воздухом, одну или несколько турбин, которые отбирают часть мощности, создаваемой при горении, для вращения компрессора или компрессоров, и реактивное сопло, через которое выходят отработавшие газы.

Авиационные газотурбинные двигатели применяют в широкой области полетов, когда их работа должна быть гарантированной, чтобы обеспечивать безопасность экипажа и возможных пассажиров. В частности, необходимо избегать самовыключения турбореактивного двигателя самолета или газотурбинного двигателя вертолета во время действия, совершаемого пилотом. Такое гашение пламени в камере сгорания может произойти, например, когда пилот совершает действие быстрого понижения производимой тяги или мощности. Этот тип действия может понадобиться в аварийной ситуации, когда пилот на самолете хочет резко снизить его скорость или на вертолете пытается резко сбросить газ, например, чтобы обойти внезапно возникшее на его пути препятствие (так называемой маневр “quick stop” или быстрое торможение).

При нормальной работе предусмотрено регулирование двигателя для управления расходом топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания, и для предупреждения такого гашения. Однако в случае нарушения такого регулирования или изменения физических характеристик деталей двигателя, такое гашение не исключено. Такое нарушение может произойти при старении двигателя, в результате которого происходят изменения в зазорах или в размере впускных воздушных отверстий или в системе впрыска и регулирования топлива. Это выражается в попадании в камеру количества воздуха, превышающего требуемое, или во впрыске в камеру количества топлива, меньшего требуемого, и, следовательно, в обеднении смеси.

Во время быстрого торможения резкое уменьшение расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания, выражается моментальным изменением состава смеси. Действительно, уменьшение расхода топлива является почти мгновенным, когда золотник, управляющий расходом топлива, переводят на закрытие, тогда как снижение расхода воздуха следует снижению скорости вращения ведущего вала, изменение которой ограничено инерцией ротора и, следовательно, не является моментальным. Состав горючей смеси резко меняется от своего номинального значения к значению обеднения, которое может опять стать номинальным, только когда режим двигателя стабилизируется в своем новом значении. Однако устойчивость пламени в камере сгорания обеспечивается, только если состав смеси находится в пределах между двумя крайними значениями: так называемым значением гашения от переобогащения и так называемым значением гашения от переобеднения.

В случае маневра экстренного быстрого торможения, если двигатель неисправен по одной из вышеупомянутых причин, степень обогащения смеси может упасть ниже значения гашения от переобеднения и двигатель может выключиться. В настоящее время только стендовое испытание позволяет произвести соответствующую диагностику, чтобы проверить способность двигателя противостоять этому явлению гашения во время этих экстренных действий. Кроме того, его осуществляют только при приемке новых двигателей. В дальнейшем двигатели проверяют только при капитальном техническом обслуживании на заводе. Если характеристики двигателя изменяются, риск отказа остается абсолютно незаметным при нормальной эксплуатации, так как нормальные уменьшения режима не являются такими резкими, как при вышеупомянутых экстренных действиях, поскольку степень обогащения смеси не опускается до предела гашения от переобеднения. Вместе с тем, двигатель может отключиться, если пилоту придется осуществить такой экстренный маневр, то есть именно в тот момент, когда двигатель ему нужен как никогда.

Настоящее изобретение призвано устранить эти недостатки и предложить способ, реализуемый на летательном аппарате на земле и предназначенный для контроля нормальной работы двигателя для случая, когда может понадобиться быстрое торможение во время полета. Этот способ позволяет также оценить наличие возможной деградации камеры сгорания.

В связи с этим, объектом настоящего изобретения является способ наземного контроля функции предупреждения гашения пламени системы регулирования расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания авиационного газотурбинного двигателя, при этом упомянутой системой управляют посредством вычислителя, передающего ей заданное значение (WF) расхода впрыска, при этом упомянутое значение превышает минимальное значение (WFMIN), заранее определенное упомянутым вычислителем, чтобы избегать рисков гашения в случае быстрого понижения заданного значения расхода, отличающийся тем, что содержит осуществление - на работающем газотурбинном двигателе и начиная от определенного режима - уменьшения расхода топлива по запрограммированному понижению для достижения заданного значения расхода, меньшего минимального значения, соответствующего рассматриваемой работе на земле, с последующей проверкой отсутствия гашения камеры сгорания с целью оценки стойкости к гашению камеры сгорания упомянутого газотурбинного двигателя во время маневра быстрого сброса его оборотов в полете.

Тест состоит в том, чтобы отслеживать возможное гашение камеры сгорания во время такого действия и чтобы сделать вывод, может ли двигатель выдерживать маневр быстрого торможения в полете.

Предпочтительно понижение автоматически осуществляет вычислителем двигателя в результате приведения в действие пилотом или механиком соответствующего органа управления, связанного с упомянутым вычислителем.

Таким образом, убеждаются, чтобы осуществляемое понижение точно следовало номинальному понижению при испытании. При этом ограничивают также сложность реализации испытания для пилотов и/или механиков.

Предпочтительно режим двигателя в начале контроля модулируют в зависимости от условий температуры и давления на месте осуществления упомянутого контроля нормальной работы.

Предпочтительно также степень понижения расхода топлива во время контроля модулируют в зависимости от условий температуры и давления на месте осуществления упомянутого контроля нормальной работы.

Это позволяет учитывать особые характеристики места, где происходит тест, и, следовательно, осуществлять его в условиях, характерных для работы камеры сгорания.

Объектом изобретения является также способ определения предельного значения понижения расхода топлива, начиная от которого происходит гашение камеры сгорания авиационного газотурбинного двигателя, посредством осуществления нескольких вышеуказанных проверок, при этом применяемые степени снижения каждый раз повышают по отношению к предыдущему контролю.

Предпочтительно расход топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания, адаптируют в зависимости от предела гашения, определенного при помощи описанного выше способа.

Наконец, объектом изобретения является вычислитель регулирования расхода топлива, впрыскиваемого в авиационный газотурбинный двигатель, в который устанавливают модуль для осуществления одного из описанных выше способов, а также газотурбинный двигатель, содержащий такой вычислитель.

Настоящее изобретение, другие его цели, детали, отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего подробного описания варианта выполнения изобретения, представленного в качестве исключительно иллюстративного и не ограничительного примера, со ссылками на прилагаемый схематичный чертеж.

На фиг.1 показаны скорость (NG) газогенератора, заданное значение расхода (WF), регулируемое вычислителем, и ограничителем минимального расхода (WFMIN), задаваемым вычислителем во время теста на отсутствие гашения.

Заданное значение расхода является значением расхода, задаваемым вычислителем системе регулирования, которая действует на положение дозатора топлива. Значение минимального расхода является минимальным значением, определяемым вычислителем, которое фиксирует нижний ограничитель заданного значения расхода, передаваемого вычислителем. Гашение или отсутствие гашения камеры сгорания в случае быстрого уменьшения режима связаны с нормальной установкой этого минимального значения.

Изменение параметров, показанное на фиг.1, разбито на три фазы, обозначенные φ1, φ2 и φ3. Фаза 1 соответствует фазе подготовки теста, во время которой пилот отображает режим, определенный заранее (как правило, 90% от значения при полном газе), и выжидает, пока этот режим стабилизируется. Эту стабилизацию отслеживают вычислителем, который разрешает начать фазу 2, только если эта стабилизация реально достигнута. Фаза 2 соответствует запуску теста вычислителем в ответ на команду пилота или механика, а фаза 3 соответствует возврату к нормальной работе на малых оборотах после теста. Запуск фазы 2 сопровождается калиброванным понижением заданного значения минимального расхода WFMIN ниже значения, определенного вычислителем для нормальной эксплуатации.

Во время фазы 1, поскольку режим стабилизировался на 90%, заданное значение расхода, передаваемое вычислителем, после стабилизации режима является постоянным и равным расходу, необходимому для поддерживания этого значения режима; заданное значение минимального расхода, которое соответствует максимальному понижению, допускаемому вычислителем в случае резкого уменьшения оборотов двигателя, тоже является стабильным и равным значению при нормальной работе.

Когда вычислитель запускает тест, это выражается резким уменьшением заданного значения расхода и его приведением к значению минимального расхода, которое запрограммировано в вычислителе для теста и которое, как было указано выше, произвольно устанавливают в значении, меньшем того, которое имел бы расход при нормальной работе. Это уменьшенное значение заданного минимального расхода точно соответствует тому, которое необходимо протестировать, то есть при котором необходимо проверить отсутствие самовыключения двигателя во время экстренного действия. Режим двигателя быстро понижается во взаимосвязи с инерцией его вращающихся деталей и стабилизируется в случае, представленном на фиг.1, когда действительно не происходит гашения, на данном значении, меньшем значения малого газа.

Фаза 3 соответствует возврату к нормальным условиям с остановкой теста, которая выражается повышением заданного значения расхода до значения, соответствующего малому газу. Повышение заданного значения расхода приводит к увеличению режима двигателя до режима малого газа, при котором он опять стабилизируется. Что касается заданного значения минимального расхода, то оно остается постоянным, за исключением некоторых переходных колебаний.

Для решения поставленной задачи изобретением предлагается установить в вычислителе двигателя, который в любой момент управляет расходом топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания, модуль, активация которого запускает специфическую процедуру теста на отсутствие гашения, осуществляемого на земле при работающем двигателе, например, в стационарной точке, то есть во время контроля нормальной работы двигателя, осуществляемого при каждом полете перед взлетом.

Этот тест состоит в запрограммированном уменьшении количества впрыскиваемого топлива таким образом, чтобы имитировать понижение расхода во время экстренного действия, такого как быстрое торможение, и воспроизвести условия состава топливно-воздушной смеси, близкие к условиям, которые возникали бы при таком действии. Уменьшение количества впрыскиваемого топлива осуществляют посредством резкого понижения заданного значения расхода WF, передаваемого вычислителем в систему регулирования, которая управляет положением дозатора, и моментального приведения этого заданного значения WF к заранее определенному минимальному заданному значению WFMIN. Это понижение осуществляют до значения WFMIN, которое меньше заданного значения минимального расхода, применяемого при нормальной работе, чтобы имитировать минимальное отношение топлива к воздуху, через которое может пройти камера сгорания во время действия типа быстрого торможения. Это заданное значение минимального расхода, применяемое для теста, определяет конструкторское бюро во время проектирования двигателя на основании расчетов работы камеры или на основании записей, осуществленных на летательном аппарате во время летных испытаний. Его модулируют в зависимости от условий, в которых происходит этот тест, например, таких как высота аэродрома, на котором находится летательный аппарат, атмосферные условия и т.д. Это модулирование значения, придаваемого минимальному расходу WFMIN во время теста, касается, кроме всего прочего, значения режима двигателя, устанавливаемого в начале теста на отсутствие гашения.

Процедура протекает следующим образом: в зависимости от периодичности, установленной в руководстве по летной эксплуатации или в руководстве по техническому обслуживанию, пилот начинает действие, имитирующее быстрое торможение, посредством воздействия на специальный орган управления, связанный с вычислителем двигателя. Этот вычислитель начинает запрограммированное понижение, задавая значение расхода WF, равное заданному значению минимального расхода WFMIN, заранее определенному для теста, что выражается в перемещении, в направлении закрытия, золотника управления расходом топлива, и пилот проверяет, происходит или нет гашение камеры сгорания. Если гашение не происходит, считают, что двигатель соответствует номинальным условиям, и можно производить полет. Таким образом, пилот знает, что двигатель работоспособен, в том что касается рисков при быстром торможении, и что он может осуществлять такое экстренное действие без риска, если в ходе полета возникнет такая необходимость.

Если во время теста на земле происходит гашение, это значит, что двигатель не соответствует нормальным условиям работы и что необходимо предусмотреть операцию технического обслуживания перед получением разрешения на возобновление полета. Такую операцию технического обслуживания уточняют в руководстве по эксплуатации двигателя, и она может, например, предусматривать снятие двигателя и его отправку на завод. Причину плохой работы будут выявлять как на уровне неисправности системы регулирования и впрыска топлива, так и на уровне снижения характеристик камеры сгорания, например, по причине ее износа.

В рамках этого теста на отсутствие гашения могут быть также предложены дополнительные анализы: можно предусмотреть выявление предела гашения путем нескольких испытаний, затем, в зависимости от найденного значения минимального расхода топлива WFMIN, обеспечивающего отсутствие гашения, адаптируют законы работы вычислителя, чтобы учитывать отмеченное снижение характеристик. Максимальное понижение расхода топлива, установленного вычислителем для нормальной эксплуатации, ограничивают, чтобы гарантировать отсутствие гашения; следовательно, можно продолжать без риска эксплуатировать двигатель, не прибегая к его снятию и к установке работоспособного двигателя на летательном аппарате.

1. Способ наземного контроля функции предупреждения гашения пламени системы регулирования расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания авиационного газотурбинного двигателя, при этом упомянутой системой управляют посредством вычислителя, передающего ей заданное значение (WF) расхода впрыска, при этом упомянутое значение превышает минимальное значение (WFMIN), заранее определенное упомянутым вычислителем, чтобы избегать рисков гашения в случае быстрого понижения заданного значения расхода, отличающийся тем, что содержит осуществление - на работающем газотурбинном двигателе и начиная от определенного режима - уменьшения расхода топлива по запрограммированному понижению для достижения заданного значения расхода, меньшего минимального значения, соответствующего рассматриваемой работе на земле, с последующей проверкой отсутствия гашения камеры сгорания.

2. Способ по п.1, в котором понижение автоматически осуществляют вычислителем двигателя в результате приведения в действие пилотом или механиком соответствующего органа управления, связанного с упомянутым вычислителем.

3. Способ по п.1, в котором режим двигателя в начале контроля модулируют в зависимости от условий температуры и давления на месте осуществления упомянутого контроля нормальной работы.

4. Способ по п.1, в котором понижение расхода топлива во время контроля модулируют в зависимости от условий температуры и давления на месте осуществления упомянутого контроля нормальной работы.

5. Способ определения предельного значения понижения расхода топлива, начиная с которого происходит гашение камеры сгорания авиационного газотурбинного двигателя, посредством последовательного осуществления нескольких проверок по одному из пп.1-4, при этом применяемые понижения каждый раз повышают по отношению к предыдущему контролю.

6. Способ регулирования расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания авиационного газотурбинного двигателя, в котором расход топлива адаптируют в зависимости от предела гашения, определенного при помощи способа по п.5.

7. Вычислитель регулирования расхода топлива, впрыскиваемого в авиационный газотурбинный двигатель, в который устанавливают модуль для осуществления способа по одному из пп.1-4.

8. Авиационный газотурбинный двигатель, содержащий вычислитель по предыдущему пункту.



 

Похожие патенты:

Изобретение может быть использовано для диагностирования двигателей внутреннего сгорания (ДВС). Способ осуществляется путем контроля частоты вращения коленчатого вала двигателя при отключении части цилиндров и одновременном воздействии на топливоподачу.
Изобретение относится к способу комплексной диагностики технического состояния межроторных подшипников двухвальных авиационных и наземных газотурбинных двигателей методами вибродиагностики и может быть использовано в авиадвигателестроении.

Изобретение может быть использовано при обкатке двигателей внутреннего сгорания (ДВС). Способ создания нагрузки при испытаниях и обкатке заключается в том, что нагрузку создают тормозным моментом от собственной компрессии ДВС при закрытых впускном и выпускном коллекторах.

Изобретение относится к области испытания устройств на герметичность и может быть использовано для оценки герметичности корпуса сервопривода. Сущность: устройство (1) оценки герметичности корпуса (3) сервопривода (4) включает: сервопривод (4), имеющий электродвигатель (11), предназначенный для создания движения механической составляющей, устройство (12) определения положения механической составляющей, сменным образом присоединенное к соединителю (15), механическое устройство (13), сменным образом присоединенное к соединителю (16); средство (2) всасывания потока, соединенное с сервоприводом (4) через отверстие в корпусе (3), закрываемое посредством пробки (8); средство (6) предотвращения прохождения потока между средством (2) всасывания газа и корпусом (3) в направлении, обратном направлению всасывания; средство (7) измерения давления внутри корпуса.
Способ диагностирования ГТУ может быть использован при эксплуатации компрессорных станций. Разработчик ГТУ на месте эксплуатации проводит анализ изменения параметров двигателя ГТУ в процессе эксплуатации относительно полученных параметров при приемо-сдаточных испытаниях на заводе-изготовителе, затем выполняет оценку мощности, вырабатываемой на валу свободной турбины двигателя, на ее соответствие мощностной характеристике руководства по эксплуатации с учетом установки на двигателе регулировки ограничения максимальной температуры газа за свободной турбиной.

Изобретение относится к области редукторных установок для моторостроения, в частности, к стендовым редукторным установкам для испытания двигателей, содержащим зубчатые редукторы и нагрузочные устройства.

Изобретение относится к испытательной технике, в частности к установке для испытаний маслонасосов системы смазки авиационного газотурбинного двигателя. Установка дополнительно содержит изолированную сменную камеру с магистралью суфлирования, генератор воздушно-масляной сети, магистраль подключения к источнику сжатого воздуха, при этом вход насоса откачки масла сообщен с выходом изолированной сменной камеры, соответствующей по объему той масляной полости, которую на двигателе обслуживает этот насос, сменная камера снабжена мерным стеклом и магистралью суфлирования с устройством регулировки проходного сечения, вход сменной камеры сообщен с выходом генератора воздушно-масляной смеси, выполненного в виде смесительного устройства, генератор воздушно-масляной сети сообщен магистралями через дроссельные краны с выходом из насоса подачи масла и с источником сжатого воздуха.
Изобретение относится к способам сортировки элементов двигателей различного назначения, бывших или находящихся в эксплуатации, в частности к способам дефектации партий элементов в виде блоков сопловых лопаток турбин высокого давления для газотурбинного двигателя и их последующей сортировки на пригодные к эксплуатации и подлежащие восстановлению.

Изобретение может быть использовано для определения технического состояния двигателей внутреннего сгорания (ДВС). Способ заключается в том, что получают индикаторную диаграмму, разбивают ее на участки и определяют показатели политроп сжатия и расширения.

Изобретение касается технического диагностирования теплообменных аппаратов и циркуляционных насосов (ЦН) системы охлаждения дизеля тепловоза. Способ заключается в измерении перепада давления ΔР воды на радиаторе (Р) системы охлаждения (СО), частоты вращения f коленчатого вала дизеля, от которого приводится во вращение ЦН, и температуры охлаждающей жидкости T.

Изобретение относится к области диагностики повреждения деталей машин в процессе их непрерывной эксплуатации и может быть использовано для определения технического состояния машинных агрегатов и обеспечения их безопасной, ресурсосберегающей эксплуатации. В способе диагностики измеряют уровень вибрации в информативных точках корпуса машины в информативной полосе частот, строят тренды изменения вибрации во времени, сравнивают полученные значения с критическими границами и по результатам сравнения судят о состоянии деталей машины. Наблюдают изменение тренда вибрации на протяжении всего жизненного цикла машины; селектируют скачкообразные изменения вибрации во времени; строят тренды амплитуд выбросов вибрации, их отношений и приращений; запоминают стадии повреждения деталей машины. Изобретение направлено на предотвращение аварий машин в условиях непрерывной эксплуатации путем повышения достоверности обнаружения деградации деталей машин за счет регистрации на ранних стадиях развития дефектов амплитуд выбросов вибрации, по наличию которых делается заключение о наличии в машине процесса усталостного разрушения ее деталей. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области испытания авиационных двигателей по схеме «с присоединенным трубопроводом». Технический результат изобретения - повышение надежности и технологичности стенда путем создания простой и универсальной конструкции, исключающей влияние тепловых изменений диаметра и длины присоединенного трубопровода (ПТ) на монтажное положение его оси, достижение универсальности конструкции опор ПТ. В стенде для испытания авиационных двигателей первый узел крепления подвижной опоры выполнен в виде вертикальной стойки с опорной поверхностью, размещенной в горизонтальной плоскости, проходящей через ось присоединенного трубопровода, и контактирующего с ней опорного элемента, жестко прикрепленного к присоединенному трубопроводу, а второй узел крепления подвижной опоры выполнен в виде вертикальной стойки с гильзой и цилиндрического опорного элемента, жестко прикрепленного к присоединенному трубопроводу и размещенного с возможностью осевого перемещения в гильзе, ось которой совмещена с горизонтальной плоскостью, проходящей через ось присоединенного трубопровода, и ориентирована параллельно оси присоединенного трубопровода. Подвижная опора ПТ имеет элементы регулировки и фиксации положения вертикальных стоек, а первый узел крепления снабжен кронштейном с прижимным винтом. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к газотурбостроению и предназначено для определения рациональных параметров режимов влажной очистки проточного тракта газотурбинных двигателей (ГТД) на малоразмерной стендовой установке в заводских (цеховых) условиях. Способ включает обдувку струей сжатого воздуха и подачу жидкости-очистителя. Рациональные параметры определяют на малоразмерной стендовой установке, помещая реальные образцы в смесительную камеру, например, кассеты образцов в виде сектора лопаток, взятых из направляющего аппарата компрессора, с предварительным закреплением их на торце смесительной камеры, имитирующей проточную часть двигателя, при этом обдувку воздухом образцов осуществляют со скоростью, равной скорости воздушного потока в проточной части двигателя на режиме его работы, принятом для проведения очистки, с одновременной подачей в смесительную камеру жидкости-очистителя. Технический результат - упрощение способа, исключающего дорогостоящие опытно-промышленные испытания натурных двигателей. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение может быть использовано при диагностировании технического состояния (ДТС) двигателей внутреннего сгорания (ДВС). ДТС осуществляется путем измерения с привязкой по углу поворота коленчатого вала (КВ), в том числе на рабочем такте каждого цилиндра (Ц), углового ускорения КВ и ротора турбокомпрессора (ТКР), давления наддува в стационарном режиме, в разгоне и выбеге, а также гармоник ускорения. Способ основан на определении автокорреляционных функций или энергетических спектров ускорений и давления наддува, а также взаимокорреляционных функций или взаимных энергетических спектров ускорений и давления наддува попарно между Ц и по их соотношению судят о степени неравномерности работы Ц, их герметичности. Устройство содержит датчики частоты вращения КВ ДВС и ротора ТКР, давления наддува, три селектора уровня, датчик синхронизации, блок формирования начала отсчета угловых меток (УМ), блок синхронизации начала отсчета УМ, задатчики УМ цикла, номеров УМ Ц и частоты измерения мощности, индикатор, дифференциаторы, преобразователь временного интервала в код, регистр временного хранения, блоки регистров сигнала и вычисления среднего значения частоты вращения за цикл, блоки вычисления коэффициента неравномерности, генератор тактовых импульсов и схему подготовки к работе, коррелометр, измеритель энергетического спектра, вычислители максимума, вычитающие устройства, задатчики уровня неуравновешенности, преобразователи временного интервала в код, двухпозиционные переключатели на два положения. Техническим результатом является снижение трудоемкости и повышение точности ДТС за счет улучшенной селекции сигналов работающих Ц. 2 н. и 23. з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области ракетной и измерительной техники, а именно к способу диагностики предаварийных режимов работы РДТТ при огневых стендовых испытаниях, и может быть использовано для аварийного гашения ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) при отработке и наземных испытаниях. Способ включает измерение с помощью датчиков величины виброускорения, преобразование полученных данных в вейвлет-коэффициенты по алгоритму непрерывного преобразования, определение масштаба разложения, имеющего максимальную энергию вейвлет-коэффициентов, проведение анализа дисперсии коэффициентов на данном масштабе, выработку суждения о неисправности в работе РДТТ. При этом датчики размещают в точках корпуса РДТТ, информативных относительно продольных акустических колебаний, а измерительные оси датчиков ориентируют по продольной оси РДТТ. Способ обладает расширенными эксплуатационными возможностями, позволяет повысить надежность и достоверность диагностики при одновременном увеличении запаса времени для принятия упреждающего воздействия за счет создания условий, обеспечивающих возможность получения информации о локальных предвестниках неисправности и полного использования время-частотной информации. 3 ил.

Изобретение относится к прибору контроля усилия сжатия уплотнительных колец. Прибор содержит базовую плиту, механизм фиксации кольца на плите и элемент задания усилия сжатия кольца. Прибор оснащен устройством измерения величины замкового зазора кольца, выполненным в виде фотоэлектрического датчика, корпус которого выполнен скобообразным и установлен на базовой плите, на одном плече скобообразного корпуса установлены светодиод с коллиматором, а на другом - фоторезистор, соединенный с устройством измерения тока, механизм фиксации кольца выполнен в виде ползуна, установленного с возможностью перемещения в базовой плите, и штока, установленного в ползуне с возможностью поворота и осевого перемещения и подпружиненного относительно него, причем на конце штока установлен прижим, имеющий возможность взаимодействия с кольцом, при этом в базовой плите с возможностью перемещения и фиксации в заданном положении размещены установочный и упорный элементы, предназначенные для выставки кольца в заданное положение на базовой плите. Техническим результатом является расширение функциональных возможностей прибора за счет обеспечения возможности замера упругих свойств широкой гаммы колец уплотнительных, а также повышение точности измерений. 3 з.п. ф-лы, 7 ил.
Изобретение может быть использовано для оценки моющей способности бензина и дизельного топлива и влияния их моющей способности на технико-экономические и экологические (ТЭ) характеристики двигателя (Д). Способ заключается в предварительном «загрязнении» Д эталонной загрязняющей смесью (ЭЗС) топлива и масла, обеспечивая его работу на фиксированном режиме. После выработки 20-40 л ЭЗС Д останавливают, охлаждают, разбирают и фиксируют загрязнения (З). Затем Д работает на испытуемом топливе на стандартных режимах (СР). При этом измеряют его ТЭ характеристики. Далее повторно фиксируют З. Приведены параметры СР. Технический результат - повышение степени надежности и объективности определения моющей способности бензина и дизельного топлива. 8 з.п. ф-лы, 4 табл.

Изобретение может быть использовано при диагностике технического состояния дизеля в условиях эксплуатации судна. В предлагаемом способе определяют скорости воздушного потока в сечениях патрубка путем пошагового введения комбинированного зонда (КЗ) и измерения разности полного и статического давлений воздушного потока (ВП). КЗ вводят перпендикулярно направлению ВП с шагом 5-15 мм. Пошагово измеряют разность полного и статического давлений воздушного потока в точках, соответствующих положениям отверстий в КЗ. Вычисляют скорость ВП в конкретных точках поперечного сечения патрубка, затем их усредняют и математически обрабатывают для определения расхода воздуха. КЗ ориентируют так, что ось одного отверстия располагается вдоль воздушного потока, а расстояние между точками по оси патрубка соответствует расстоянию между отверстиями КЗ и составляет 3-5 мм. Технический результат заключается в упрощении контроля расхода воздуха. 2 з.п. ф-лы. 2 ил.

Изобретение может быть использовано для определения угла опережения впрыска топлива (УОВТ) двигателей внутреннего сгорания (ДВС) в эксплуатационных условиях. Способ основан на измерении частоты вращения Д при появлении максимума производных по частоте вращения (ЧВ) автокорреляционной функции (АКФ) или энергетического спектра средних за цикл ускорений (Уск) разгона (Р), смещения по времени максимума взаимокорреляционной функции (ВКФ) этих Уск Р и выбега (В) относительно максимума АКФ выбега, наклона фазочастотной характеристики (ФЧХ) взаимного энергетического спектра этих Уск. При определении УОВТ по отдельным цилиндрам способ основан на измерении ЧВ при появлении максимумов производных по ЧВ средних за рабочие такты Уск Р, смещения по времени максимумов АКФ Уск Р или полной нагрузки на рабочем такте каждого цилиндра относительно верхней мертвой точки (ВМТ), максимумов ВКФ Уск Р и В на рабочем такте относительно максимумов АКФ В, наклона ФЧХ взаимных энергетических спектров Уск Р и В, а также прокрутки и полной нагрузки. Для ДВС с неуравновешенной гармоникой используют аналогично смещение относительно неуравновешенной гармоники Уск. Устройство содержит датчики ЧВ и ВМТ первого цилиндра, дифференциаторы, блоки регистров сигналов и максимумов, блок синхронизации начала отсчета угловых меток (УМ), задатчики частоты измерения, УМ цикла и их номеров, усреднители ЧВ и Уск, селектор уровня, коррелометр, измеритель энергетического спектра, два измерителя максимумов, два определителя УОВТ, измеритель ФЧХ. Техническим результатом является упрощение, снижение трудоемкости и повышение точности определения УОВТ. 2 н. и 7 з. п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. В способе серийного производства турбореактивного двигателя изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не менее восьми - от компрессора низкого давления до всережимного регулируемого реактивного сопла. Помодульно собирают двигатель, который выполняют двухконтурным, двухвальным. После сборки производят испытания двигателя на газодинамическую устойчивость работы компрессора. Конкретный или идентичные для статистической репрезентативности результатов три-пять экземпляров из партии серийно произведенных двигателей испытаны на стенде. Стенд снабжен входным аэродинамическим устройством с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором. Интерцептор включает отградуированную шкалу положений интерцептора, имеющую фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж. При необходимости осуществляют повтор испытаний на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам реальной работы ТРД в полетных условиях. Технический результат состоит в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания ТРД на этапе серийного промышленного производства при повышении достоверности определения границ допустимого диапазона варьирования тяги. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2015-01-20 2015-01-19T20:41:17
Наверх