Стенд для температурных испытаний изделий авиационной техники



Стенд для температурных испытаний изделий авиационной техники
Стенд для температурных испытаний изделий авиационной техники
Стенд для температурных испытаний изделий авиационной техники

Владельцы патента RU 2623137:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" (RU)

Изобретение относится к испытательной технике, а именно к стендам для температурных испытаний авиационной техники. Стенд для температурных испытаний содержит устройство нагрева рабочей среды, основание, размещенные на нем камеру для испытуемого изделия, трубопровод и защитное устройство в виде компенсатора температурного расширения трубопровода. Компенсатор выполнен в виде катковой опоры и шарнирно связанного с ней гидравлического демпфера, а устройство нагрева закреплено на катковой опоре. Стенд снабжен теплозащитными экранами, выполненными в виде обечаек, последовательно установленных внутри трубопровода и образующих канал для рабочей среды. Удлинение трубопровода компенсируется перемещением катковой опоры с нагревательным устройством и гидравлическим демпфером. Изобретение позволяет обеспечить компенсацию температурных деформаций стенда путем обеспечения свободного перемещения нагревательного устройства при разрушении трубопровода в процессе испытания. 2 ил.

 

Изобретение относится к испытательной технике, а именно к стендам для температурных испытаний изделий авиационной техники, и может быть использовано при испытаниях камер сгорания, турбин, сопел, малоразмерных авиационных двигателей в стендовых условиях.

Одним из наиболее удобных методов получения рабочей среды с заданными параметрами является подача рабочего воздуха от баллонной батареи с подогревом воздуха в омическом нагревателе. Основными требованиями к конструкции стенда является его надежность, малая тепловая инерционность, технологичность, защита основных систем стенда при возможных разрушениях испытуемого изделия.

Известен стенд для испытаний изделий авиационной техники, содержащий основание, размещенные на нем камеру для испытуемого изделия, трубопровод и компенсаторы температурного расширения трубопровода, выполненные в виде гибких элементов (Э.Л. Солохин «Испытания авиационных воздушно-реактивных двигателей», М., «Машиностроение», 1975 г., стр. 202-203, рис. 5.16). В известном техническом решении компенсаторы расширения трубопровода обеспечивают возможность газодинамических испытаний с обдувом высокоскоростным воздушным потоком, также возможность проведение испытаний на термическую прочность изделий. Недостатком известного технического решения является невозможность проведения испытаний при повышенных температурах, обусловленная перепадом температур по длине трубопровода.

Известен стенд, включающий термобарокамеру, динамометрическую платформу с элементами крепления на ней испытываемого изделия, устройство подвода воздуха с присоединенным трубопроводом для испытания авиационных двигателей и содержащий компенсатор температурного расширения трубопровода (патент РФ №2540202, кл. G01M 15/14, 2015 г.). В известном техническом решении компенсатор представляет собой подвижную опору, закрепленную на динамометрической платформе. Подвижная опора выполнена с двумя узлами крепления, первый из которых содержит вертикальную стойку с опорной поверхностью, размещенную в горизонтальной плоскости трубопровода и контактирующего со стойкой опорного элемента, жестко присоединенного к трубопроводу, а второй узел крепления подвижной опоры содержит вертикальную стойку с гильзой и цилиндрический опорный элемент, жестко связанный с трубопроводом и размещенный с возможностью перемещения в гильзе, причем ось гильзы совмещена с горизонтальной плоскостью трубопровода.

Наиболее близким по технической сущности и назначению к предлагаемому изобретению является стенд для температурных испытаний изделий авиационной техники, содержащий устройство нагрева рабочей среды, основание, размещенные на нем камеру для испытуемого изделия, трубопровод и защитное устройство, выполненное в виде компенсатора температурного расширения трубопровода (Ю.И. Павлов, Ю.Я. Шайн, Б.И. Абрамов «Проектирование испытательных стендов для авиационных двигателей», М., «Машиностроение», 1979 г., стр. 124-125, рис. 7.11). Стенд обеспечивает возможность нагрева воздуха до 1850 K при давлении pmax=15 МПа. При этом нагревающиеся части установки выполняются из жаропрочной стали, а термическая прочность обеспечивается большой теплоемкостью исследуемой модели с большой толщиной стенок (минимальная толщина 20 мм), что позволяет проводить испытания длительностью до 15 секунд, а компенсатор температурного расширения выполнен в виде сильфонов. Общим недостатком известных технических решений является сложность обеспечения надежности длительного по времени цикла испытаний при разрушении испытуемого изделия или трубопровода, поскольку возникающий в этом случае импульс силы приводит к разрушению стенда.

В основу предлагаемого технического решения поставлена задача повышения надежности стенда.

Технический результат, достигаемый при осуществлении предлагаемого изобретения, заключается в компенсации температурных деформаций стенда путем обеспечения свободного перемещения нагревательного устройства при разрушении трубопровода в процессе испытания.

Заявленный технический результат достигается тем, что стенд для испытаний изделий авиационной техники содержит устройство нагрева рабочей среды, основание, размещенные на нем камеру для испытуемого изделия, трубопровод и защитное устройство, выполненное в виде компенсатора температурного расширения трубопровода. Согласно предлагаемому изобретению компенсатор выполнен в виде катковой опоры и шарнирно связанного с ней гидравлического демпфера, содержащего калиброванные отверстия, количество и диаметр которых выбирают исходя из назначенного времени перемещения катковой опоры по следующей зависимости:

где: t - время перемещения катковой опоры, сек;

D - диаметр поршня гидроцилиндра, см;

d - диаметр штока, см;

F - площадь поперечного сечения калиброванного отверстия, мм2;

ΔН - разность напоров между полостями гидроцилиндра, мм вод. ст.;

N - количество дросселирующих отверстий в поршне, шт.;

μ0=0,8 - коэффициент расхода масла;

g=980 см/сек2 - ускорение свободного падения;

ρ=0,8 - относительная плотность масла,

при этом устройство нагрева закреплено на катковой опоре, а стенд снабжен теплозащитными экранами, выполненными в виде обечаек, последовательно установленных внутри трубопровода и образующих канал для рабочей среды.

Указанные существенные признаки обеспечивают решение поставленной задачи с достижением заданного технического результата, а именно:

- выполнение, компенсатора в виде катковой опоры и шарнирно связанного с ней гидравлического демпфера, содержащего калиброванные отверстия, количество и диаметр которых выбирают исходя из назначенного времени перемещения катковой опоры по следующей зависимости:

где: t - время перемещения катковой опоры, сек;

D - диаметр поршня гидроцилиндра, см;

d - диаметр штока, см;

F - площадь поперечного сечения калиброванного отверстия, мм2;

ΔН - разность напоров между полостями гидроцилиндра, мм вод. ст.;

N - количество дросселирующих отверстий в поршне, шт.;

μ0=0,8 - коэффициент расхода масла;

g=980 см/сек2 - ускорение свободного падения;

ρ=0,8 - относительная плотность масла,

и закрепление нагревательного устройства на катковой опоре компенсирует температурные деформации стенда путем обеспечения свободного перемещения нагревательного устройства;

- снабжение стенда теплозащитными экранами, выполненными в виде обечаек, последовательно установленных внутри трубопровода и образующих канал для рабочей среды, позволяет, при условии поддержания температуры испытания на заданном уровне, уменьшить величину температурных деформаций и снизить массу трубопровода, что обеспечивает уменьшение импульса силы при разрушении изделия или трубопровода в процессе испытания.

Предложенное техническое решение поясняется следующим описанием его работы со ссылкой на иллюстрации, представленные на фигурах, где:

на фиг. 1 изображена схема стенда с защитным устройством;

на фиг. 2 изображена схема выполнения компенсатора.

Стенд для температурных испытаний изделий авиационной техники содержит основание 1, размещенные на нем камеру 2 с защитным кожухом для испытуемого объекта, трубчатый электронагреватель 3, трубопровод 4, с тонкостенными теплозащитными экранами, выполненными в виде последовательно установленных обечаек 5, образующих внутренний канал для рабочей среды, связывающий камеру 2 с электронагревателем 3, и защитное устройство, выполненное в виде компенсатора температурного расширения трубопровода 4. Компенсатор выполнен в виде катковой опоры и гидравлического демпфера. Катковая опора содержит неподвижную платформу 6, закрепленные на ней направляющие 7 и подвижную платформу 8, установленную на направляющих 7 при помощи катков 9. Электронагреватель 3 закреплен на подвижной платформе 8. Гидравлический демпфер 10 выполнен в виде цилиндрического корпуса 11 с герметичными крышками 12 и 13. Внутри корпуса 11 размещен поршень 14 с жиклерами 15, имеющими калиброванные отверстия 16. Поршень 14 разделяет внутренний объем корпуса 11 на связанные между собой через калиброванные отверстия 16 полости 17 и 18 и закреплен на одном конце подвижного штока 19, другой конец которого через крышку 12 при помощи серьги 20 и шарнира 21 связан с подвижной платформой 8. Концентрично штоку 19 в корпусе 11 установлена пружина 22 сжатия. На крышке 13 корпуса 11 закреплена серьга 23, которая при помощи шарнира 24 связана с неподвижной платформой 6.

Защитное устройство стенда работает следующим образом. От источника (на фиг. не показан) рабочей среды через нагреватель 3 по внутреннему каналу, образованному обечайками 5 трубопровода 4 к установленному в камере 2 изделию подается горячий воздух, нагретый в соответствии с программой испытаний до требуемой температуры и при заданном давлении. Применение тонкостенных теплозащитных экранов обусловлено возможностью снижения теплоотдачи без изменения температуры рабочей среды. Расчеты показывают, что при наличии одного экрана количество передаваемого тепла уменьшается в 2 раза, а при наличии n экранов - в (n+1) раз. Таким образом, путем применения большего числа экранов, установленных концентрично, теплопередачу лучеиспусканием можно снизить до необходимого для испытаний уровня. В процессе испытания при прохождении воздуха происходит нагрев и удлинение трубопровода 4. Возникающая при этом сила толкает подвижную платформу 8 с электронагревателем 3 в сторону, противоположную направлению потока среды. Под действием этой силы шток 19 с поршнем 14 перемещается, уменьшая при этом объем полости 18 и сжимая пружину 22. В результате рабочая жидкость в демпфере 9 перетекает через калиброванные отверстия 16 жиклеров 15 из полости 18 в полость 17. При этом шарнир 24 обеспечивает свободный наклон цилиндрического корпуса 11 при перемещении подвижной платформы 8, исключая возможные заклинивания. Поскольку процесс линейного расширения трубопровода 4 протекает медленно, скорость рабочей жидкости в калибровочных отверстиях 16 невелика и сил, препятствующих движению поршня 14 не возникает. При этом сила сжатия пружины 22 существенного влияния на прочность трубопровода 4 не оказывает. Жесткость пружины 22 выбирается таким образом, чтобы последняя обеспечивала плавное возвращение платформы 8 в исходное положение после прекращения действия усилия. При разрушении в процессе испытаний испытуемого изделия или трубопровода 4 возникает импульс силы, под действием которой скорость перетекания рабочей жидкости из полости 18 в полость 17 многократно возрастает, силы трения жидкости в калиброванных отверстиях 16 увеличиваются, что сопровождается нагревом рабочей жидкости и переходом механической энергии в тепловую. Работа силы по перемещению штока 19 расходуется на преодоление сил трения в калибровочных отверстиях. Сопротивление тем больше, чем больше скорость движения штока 19 и чем меньше диаметр отверстий 16. При этом, если гидравлический демпфер 9 поглотит всю энергию, то он превратится в жесткую опору, т.е. шток 19 встанет в упор. Количество и диаметр калиброванных отверстий выбирают расчетным путем, исходя из назначенного времени перемещения катковой опоры по следующей зависимости:

где: t - время перемещения катковой опоры, сек;

D - диаметр поршня гидроцилиндра, см;

d - диаметр штока, см;

F - площадь поперечного сечения калиброванного отверстия, мм2;

ΔН - разность напоров между полостями гидроцилиндра, мм вод. ст.;

N - количество дросселирующих отверстий в поршне, шт.;

μ0=0,8 - коэффициент расхода масла;

g=980 см/сек2 - ускорение свободного падения;

ρ=0,8 - относительная плотность масла.

Таким образом, работа демпфера 9 препятствуют разгону подвижной платформы 8 с электронагревателем 3, предохраняя системы стенда от разрушения.

Стенд для температурных испытаний изделий авиационной техники, содержащий устройство нагрева рабочей среды, основание, размещенные на нем камеру для испытуемого изделия, трубопровод и защитное устройство, выполненное в виде компенсатора температурного расширения трубопровода, отличающийся тем, что компенсатор выполнен в виде катковой опоры и шарнирно связанного с ней гидравлического демпфера, содержащего калиброванные отверстия, количество и диаметр которых выбирают исходя из назначенного времени перемещения катковой опоры по следующей зависимости:

где: t - время перемещения катковой опоры, сек;

D - диаметр поршня гидроцилиндра, см;

d - диаметр штока, см;

F - площадь поперечного сечения калиброванного отверстия, мм2;

ΔН - разность напоров между полостями гидроцилиндра, мм вод. ст.;

N - количество дросселирующих отверстий в поршне, шт.;

μ0=0,8 - коэффициент расхода масла;

g=980 см/сек2 - ускорение свободного падения;

ρ=0,8 - относительная плотность масла,

при этом устройство нагрева закреплено на катковой опоре, а стенд снабжен теплозащитными экранами, выполненными в виде обечаек, последовательно установленных внутри трубопровода и образующих канал для рабочей среды.



 

Похожие патенты:

Способ эксплуатации предназначен для использования в управлении периодичностью профилактического технического обслуживания объектов. Способ включает определение начальной периодичности технического обслуживания объекта по наработке и допустимой интенсивности отказов по отношению к наработке, проведение технического обслуживания по наработке и фиксацию величины интенсивности отказов до обслуживания, сравнение величины интенсивности отказов с допустимой и, при ее величине больше допустимой, проведение очередного обслуживания при наработке объекта, пропорциональной отношению допустимой интенсивности отказов к фиксированной.

Изобретение относится к области турбостроения, а именно - к испытаниям газогенераторов турбореактивных двухконтурных двигателей на стенде. Стенд для испытания газогенераторов турбореактивных двухконтурных двигателей имеет воздуховод с установленными по тракту заслонками и турбореактивный двухконтурный двигатель.

Изобретение относится к энергетике. Система тестирования показателя работы паровой турбины включает по меньшей мере одно компьютерное устройство, включающее нейронную сеть, сформированную с использованием динамической термодинамической модели паровой турбины и предварительных данных, собранных от паровой турбины; устройство тестирования сети для тестирования упомянутой нейронной сети с использованием данных тестирования; вычислитель текущего показателя работы для вычисления текущего показателя работы упомянутой паровой турбины на основе эксплуатационных данных паровой турбины; и вычислитель прогнозируемого показателя работы для вычисления прогнозируемого показателя работы паровой турбины на основе текущего показателя работы.

Объектом изобретения является устройство моделирования попадания скоплений льда в двигатель, содержащее главную емкость, образующую полость для топлива и соединенную с входом двигателя через трубопровод, систему впрыска, содержащую орган впрыска, расположенный в трубопроводе, вспомогательную емкость, образующую полость для топлива и соединенную с системой впрыска через орган выбора, и бак, соединенный, с одной стороны, с водяным резервом и, с другой стороны, с системой впрыска через орган выбора, в котором орган выбора выполнен с возможностью избирательного установления сообщения между системой впрыска и вспомогательной емкостью или баком с целью впрыска в двигатель определенного количества воды.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно испытаний и эксплуатации газотурбинных двигателей. В способ определения мощности газогенератора в качестве средства преобразования аэродинамического сопротивления используют сопло, в качестве параметров, характеризующих энергию, - тягу сопла и температуру заторможенного потока перед соплом, при этом мощность газогенератора определяют по формуле: где GB - расход воздуха на входе в газогенератор,GT - расход топлива в камеру сгорания,R - тяга сопла,ϕс - коэффициент скорости сопла,ТT* - температура газа на входе в сопло, которая определяется в зависимости от относительного расхода топлива при стандартном значении теплотворной способности топлива и температуры наружного воздуха,КГ - показатель изоэнтропы,RГ - газовая постоянная,g - 9,81 м/с2 .

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей твердого топлива с имитацией высотных условий.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, турбостроения, а именно к стендам для моделирования процессов теплообмена в охлаждаемых лопатках, и может найти применение при проектировании и оптимизации систем охлаждения лопаток высокотемпературных газовых турбин.

Изобретение относится к области эксплуатации и диагностики авиационного газотурбинного двигателя. Технический результат – повышение точности способа ускоренного расчетно-экспериментального установления периодичности контроля деталей двигателя для обеспечения безопасной эксплуатации по техническому состоянию.

Изобретение относится к обнаружению утечек в топливной системе транспортных средств. В способе эксплуатации топливной системы транспортного средства, во время испытания на утечку в топливной системе прерывают испытание при обнаружении случайного временного закрывания клапана, соединенного с топливным баком.

Изобретение относится к обнаружению утечек топливной системы. Система для обнаружения утечек топлива в транспортном средстве с гибридным приводом содержит устройство потребления вакуума, вакуумный насос с электроприводом с первым выпускным отверстием для подачи вакуума и вторым выпускным отверстием для выпуска воздуха, датчик давления топливной системы и контроллер.

Изобретение может быть использовано в машиностроении, авиа-, двигателестроении и других областях. В качестве датчиков звукового давления используется ряд технических микрофонов с узкой диаграммой направленности, установленных в заданном секторе исследуемой детали. Дополнительно выделяют точечные значения величины звукового давления и частотный спектр каждого из микрофонов в отдельности, строят спектральную амплитудно-фазовую картинку по частотному спектру ряда технических микрофонов и путем преобразований, проведения фильтраций и коррекции акустического сигнала получают визуальное отображение распределения амплитуд вибрации для каждой из выделенных частот на поверхности детали. Изобретение позволяет повысить достоверность результата при проведении определения амплитуды, а также дает возможность качественной оценки форм колебаний элементов конструкции. 3 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к способам испытаний турбореактивных двигателей (ТРД) и может быть использовано при испытаниях стационарных газотурбинных двигателей. В способе приведение параметров к стандартным атмосферным условиям производят с учетом влажности атмосферного воздуха, при этом предварительно проводят испытания двигателя при различной влажности атмосферного воздуха, измеряют параметры двигателя при различной влажности атмосферного воздуха, вычисляют поправочные коэффициенты к измеренным параметрам в зависимости от влажности атмосферного воздуха, а при приведении параметров к стандартным атмосферным условиям умножают приведенные значения параметров на коэффициенты, учитывающие отклонение влажности атмосферного воздуха от стандартного. Полученные коэффициенты используют для вычисления параметров двигателя при различных климатических условиях конкретных районов эксплуатации двигателя. Технический результат изобретения - повышение репрезентативности результатов испытаний. 2 табл.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно, к способам испытаний газотурбинных двигателей. Способ испытания авиационного газотурбинного двигателя, включающий приработку деталей и узлов на стационарных и переходных режимах в процессе предъявительских испытаний двигателя. Для приработки двигателя при отрицательных температурах атмосферного воздуха уменьшают диаметр критического сечения реактивного сопла и угол установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления до достижения заданных значений частоты вращения ротора высокого давления и температуры газа перед турбиной и открывают отборы воздуха на системы самолета. Изобретение позволяет проводить предъявительские испытания при любой температуре воздуха на входе в двигатель с возможностью приработки газотурбинного двигателя на стационарных и переходных режимах в зимнее время года при отрицательных температурах воздуха на входе в двигатель.

Изобретение относится к области оборудования для проведения испытаний и может быть использовано для проведения приемосдаточных и других испытаний газотурбинных двигателей различного назначения. Стенд для испытаний газотурбинных двигателей включает нагрузочное устройство, имеющее возможность соединения с валом свободной силовой турбины испытуемого газотурбинного двигателя. В качестве нагрузочного устройства использован синхронный реверсивный турбогенератор, вал ротора которого имеет возможность соединения одним концом с валом свободной силовой турбины испытуемого газотурбинного двигателя, причём другой свободный конец ротора турбогенератора может быть оснащен механическим тормозным устройством. Стенд оснащен системой возбуждения турбогенератора, автономной активной балластной нагрузкой и командным блоком. Статорные электрические цепи турбогенератора имеют возможность подключения к балластной нагрузке, электрические цепи обмоток ротора турбогенератора подключены к системе возбуждения, при этом турбогенератор содержит датчик частоты вращения его вала, связанный с командным блоком, подключенным к системе возбуждения и имеющим возможность подключения к сектору газа испытуемого газотурбинного двигателя. Изобретение позволяет расширить функциональные возможности стенда. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Способ повышения эффективности диагностики развития трещины в диске работающего авиационного газотурбинного двигателя, который реализуется совместным анализом интегрального вибросигнала, регистрируемого на корпусе двигателя из-за импульсного высвобождения энергии при ступенчатом развитии трещины при выходе двигателя на максимальные обороты в рабочем цикле, и составляющих спектра вибрации, зарегистрированных одновременно с интегральным вибросигналом. Изобретение позволяет повысить эффективность метода диагностики дисков по импульсному колебанию корпуса двигателя при развитии трещины в диске.

Изобретение относится к области испытаний и эксплуатации газотурбинных двигателей. Техническим результатом является повышение надежности работы подшипника и двигателя в целом, снижение трудоемкости и затратности при реализации способа за счет сохранения неизменной материальной части, расширение области использования способа, включая эксплуатацию двигателей. В способе определения режимов работы газотурбинного двигателя, соответствующих минимальным значениям осевой силы, действующей на радиально-упорный подшипник, при котором измеряют сигнал с датчика, установленного на опору подшипника, и определяют режимы работы двигателя, предварительно определяют частоту вращения сепаратора подшипника и частоты, кратные ей в целое число раз, не превышающее число тел качения, измеряют динамический сигнал, в спектре которого наблюдают за появлением составляющей на одной из предварительно определенных частот, определяют режимы работы двигателя, соответствующие появлению этой составляющей, и делают их переходными. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к технике отбора образцов проб воздуха, отбираемых от компрессора авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) для исследования степени загрязнения воздуха продуктами, поступающими вместе с воздухом в систему кондиционирования воздуха (СКВ), а также определения состава вредных примесей, опасных концентраций в воздухе газов и паров. Устройство содержит диффузор с внутренним соплом, ориентированным по направлению потока отбираемого от газотурбинного двигателя воздуха, тройник, электромагнитные клапаны, пробоотборники с встроенными концентраторами и вакуумированные емкости. Сопло диффузора выполнено с одним внутренним выходом, соединенным с плоским тройником, находящимся в одной плоскости с диффузором. Электромагнитные клапаны установлены непосредственно на входные патрубки пробоотборников таким образом, что входной патрубок соответствующего пробоотборника для уменьшения потерь компонентов пробы ввинчен в переходник, закрепленный в корпусе электромагнитного клапана и зафиксирован на выходе к корпусу клапана контргайкой. Внутренний выход переходника выполнен переходящим в седловину для установки электромагнитного клапана непосредственно на входной патрубок соответствующего пробоотборника, а вход контактирует с поршнем клапана, взаимосвязанным с электромагнитом. Корпус электромагнитного клапана выполнен в виде расширительной камеры, в торцах которой установлены подводящее отбираемый воздух от двигателя расширительное сопло и в противоположной стороне корпуса выходной патрубок для сброса избытка воздуха через жиклер. При этом его проходное сечение выполнено с возможностью регулирования температуры внутри расширительной камеры во избежание конденсации примесей в ней. Электромагнитный клапан, установленный на поверхности расширительной камеры, выполнен с возможностью открывать во время отбора воздуха и перекрывать поршнем с резиновым клапаном пробоотборник после отбора воздуха при летных испытаниях авиационных газотурбинных двигателей. Обеспечивается уменьшение габаритов устройства без ухудшения его метрологических характеристик для возможности установки на летающую лабораторию и снижение погрешности измерения концентраций примесей в воздухе ГТД, отбираемого на нужды СКВ летательного аппарата, за счет уменьшения фонового загрязнения. 1 ил.
Изобретение относится к области испытания и регулировки топливной аппаратуры дизельных двигателей внутреннего сгорания (ДВС). Предложен способ контроля технического состояния дизельной топливной аппаратуры, заключающийся в том, что обеспечивают при стендовых испытаниях дизельной топливной аппаратуры сначала постоянный, а затем переменный характер изменения скорости вращения приводного вала топливного насоса (ТНВД). Скорость вращения приводного вала ТНВД изменяют по гармоническому закону, не нарушая связи исполнительного механизма регулятора частоты вращения с рейкой ТНВД. Измеряют величины цикловой подачи топлива, полученные за заданное количество циклов при постоянном и переменном характере изменения скорости вращения приводного вала ТНВД. По результатам сравнения разности этих величин оценивают техническое состояние испытываемой дизельной топливной аппаратуры. Изобретение позволяет повысить достоверность оценки технического состояния топливной аппаратуры дизельных ДВС.

Изобретение относится к области стендовых испытаний поршневых двигателей внутреннего сгорания и может быть использовано для определения индикаторной мощности многоцилиндровых двигателей. Способ определения индикаторной мощности при стендовых испытаниях многоцилиндровых двигателей внутреннего сгорания с газотурбинным наддувом, заключающийся в том, что при работе на заданном режиме определяют эффективную мощность двигателя Ne при всех работающих цилиндрах, затем определяют эффективную мощность двигателя Ne' при работе двигателя на части цилиндров, и по разнице Ne - Ne' определяют величину индикаторной мощности, при этом при работе на заданном режиме для определения эффективной мощности двигателя Ne при всех работающих цилиндрах дополнительно измеряют давление воздуха перед компрессором, давление отработавших газов после турбины, расход воздуха двигателем и давление наддувочного воздуха, при работе двигателя на части цилиндров для определения эффективной мощности двигателя Ne' дополнительно измеряют те же параметры, затем переходят на заданный режим работы двигателя со всеми включенными цилиндрами и изменяют значения давления воздуха перед компрессором и давление отработавших газов после турбины до совпадения значений расхода воздуха двигателем и давления наддувочного воздуха при работе двигателя на всех цилиндрах со значениями расхода воздуха двигателем и давления наддувочного воздуха при работе двигателя на части цилиндров, и с учетом этого определяют значение эффективной мощности, которое используют для расчета индикаторной мощности. 1 табл.

Изобретение относится к устройствам для измерения параметров систем двигателя внутреннего сгорания и может быть использовано для диагностирования двигателей внутреннего сгорания. Технический результат направлен на расширение числа диагностируемых параметров систем двигателя. Технический результат достигается тем, что в анализатор работы систем двигателя внутреннего сгорания дополнительно введены трансформатор с двумя вторичными обмотками и осциллографическое устройство, причем первичная обмотка трансформатора соединена с выходом генератора синусоидального напряжения, одна вторичная обмотка соединена с входами обмотки возбуждения диагностируемого генератора, а вторая - с входом развертки осциллографического устройства, сигнальный вход осциллографического устройства соединен с выходом диагностируемого генератора. 3 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2015-12-04 2017-06-29T11:35:20
Наверх