Способ испытаний малоразмерных турбин и испытательный стенд для его реализации

Авторы патента:

Калашников Дмитрий Алексеевич (RU)

Косой Анатолий Александрович (RU)

G01M15/14 - Испытание машин и двигателей (испытание топливовпрыскивающей аппаратуры F02M 65/00; испытание зажигания двигателей внутреннего сгорания, например проверка синхронизации F02P 17/00; обнаружение стуков в двигателях внутреннего сгорания G01L 23/22)

Владельцы патента RU 2686234:

Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Объединенный институт высоких температур Российской академии наук (ОИВТ РАН) (RU)

Изобретение относится к энергетике, в частности к способам испытаний турбин. Способ газодинамических испытаний малоразмерных турбин включает изготовление одного или нескольких альтернативных вариантов испытываемой турбины, поочередную установку их на испытательном стенде, создание эквивалентных натурным условий работы - характерного давления по критериям Маха и Рейнольдса. Кроме того, воздух откачивается из замкнутого контура с помощью технологического компрессора и охлаждается с помощью теплообменника. Способ также включает в себя измерение газодинамических параметров, обработку и анализ результатов измерений. Турбины изготавливают с помощью аддитивных технологий, а их работоспособность обеспечивают уменьшением характерной температуры рабочего процесса. Регулирование частоты вращения ротора турбины осуществляется регулированием технологического компрессора с помощью регулируемого привода. Поддержание теплового режима работы турбины обеспечивается регулированием количества прокачиваемого хладагента через теплообменник. Также раскрыт стенд для испытания малоразмерных турбин. Технический результат заключается в исключении вероятности обмерзания магистралей и, как следствие, получении более достоверных характеристик. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к энергетике, в частности к способам испытаний турбин.

При создании и модернизации турбин, для улучшения их качеств, а именно повышения коэффициента полезного действия, увеличения производительности, снижения шума, расширения диапазона устойчивой работы, помимо выполнения газодинамических расчетов, необходимо проведение исследований структуры течения рабочего тела для различных вариантов проточных частей проектируемых турбин. Испытания турбин дорогостоящий процесс. Необходимо иметь сложный экспериментальный стенд. Для привода турбины требуется затраты энергии и устройство, поглощающее большую мощность (Экспериментальное определение характеристик малоразмерных лопаточных машин: учебное пособие/сост. О.В. Батурин и др. - Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2006, стр. 67, рис. 3.11, стр. 85, рис. 3.4). Одним из способов уменьшения энергии привода и мощности поглощающего устройства является проведение испытаний в модельных условиях. В практике испытаний лопаточных машин (компрессоров и турбин, в том числе малоразмерных) широко применяют модельные испытания. При модельных условиях для получения достоверных характеристик необходимо обеспечить геометрическое и кинематическое подобие натуры и модели и равенство следующих критериев (Теория лопаточных машин авиационных газотурбинных двигателей жидкостных ракетных двигателей: Курс лекций / Н.Т. Тихонов, Н.Ф. Мусаткин, В.Н. Матвеев - Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2001, стр. 73, 131):

где М и Re, соответственно критерии Маха и Рейнольдса, а индексы «н» и «м» обозначают натурные и модельные условия.

В рассматриваемой практике исследований дорогостоящей является также подготовка испытаний. Испытываемую турбину необходимо изготовить, адаптировать к испытательному стенду и оснастить измерительными датчиками. Для турбин применяют уникальные труднообрабатываемые сплавы. Технологический цикл изготовления заготовок для ответственных деталей характеризуется достаточно длительными промежутками времени. Причина этому - экстремальные условия работы, особенно деталей ротора. Для совершения рабочего процесса в современных лопаточных машинах требуются высокие окружные скорости. Эти высокие окружные скорости (при условии еще и высоких температур) вызывают в деталях ротора турбин такие большие напряжения от центробежных сил, что их могут выдержать только сплавы с уникальными свойствами. Затраты по времени и стоимость подготовки экспериментов значительно возрастают при проведении многовариантных исследований.

Известны также способы проектирования новых и модернизации турбин, включающие изготовление опытных моделей с использованием современной аддитивной технологии - лазерной стереолитографии (SLA), либо традиционного пятикоординатного фрезерования легкообрабатываемых сплавов, типа алюминия. Аддитивный способ, как и фрезерный, включает построение графических трехмерных моделей турбины, дальнейшее изготовление по ним опытных моделей (из легкообрабатываемого материала или SLA-моделей), продувка этих моделей на экспериментальном стенде с ограничением по температуре рабочего тела и частоты вращения ротора до уровней работоспособности материала изготовления моделей. Так, для опытных моделей из алюминия эквивалентные напряжения в деталях не должны превышать 40 МПа при температуре 530…570 К, как и для SLA-моделей при 380…410 К (Исследование применимости технологии лазерной стереолитографии для изготовления турбоприводов/Л.С. Шаблий // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета им. С.П. Королева. - 2011. - №2. - С. 200-205). Это требование ограничивает возможную область исследования рабочих режимов турбины.

Известен способ испытаний малоразмерных лопаточных турбомашин и испытательный стенд для его реализации (патент РФ №2634341 МПК G01M 15/14, опубликован 25.10.2017, бюл. №30), выбранный в качестве прототипа. Известный стенд для испытаний лопаточных турбомашин содержит технологическую магистраль, соединенную с испытуемым турбокомпрессором, регулируемый источник газового потока, выполненный в виде технологического компрессора с регулируемым приводом, криогенный теплообменник, технологическую турбину и клапана, один из которых регулируемый, установлен на входе атмосферы в технологическую магистраль стенда, которая последовательно соединяет атмосферу через регулируемый клапан с пневматическим входом технологического компрессора, пневматический выход из которого с пневматическим входом в технологическую турбину и выхлоп последней с атмосферой, а проточная часть испытуемого турбокомпрессора (компрессора и турбины) включена в замкнутый контур, в котором выхлоп турбины соединен с пневматическим входом в компрессор через криогенный теплообменник, затем, пневматический выход компрессора с пневматическим входом в турбину и через клапан с входом в технологический компрессор. Кроме того, ротор технологической турбины имеет кинематическое соединение с ротором испытуемых турбины и компрессора. И еще, криогенный теплообменник заполняется жидким азотом. Указанный стенд обеспечивает модельные газодинамические испытания макетов турбин, изготавливаемых с помощью аддитивных технологий, во всем диапазоне рабочих режимов натурной турбины при выполнении условий:

где Т_и - характерная температура газодинамического процесса при испытаниях; Т_н - соответствующая температура в натурных условиях работы; σ_и - определяющая прочностная характеристика материала модели; σ_н - соответствующая определяющая прочностная характеристика материала критичных натурных деталей лопаточной машины; ρ_и - плотность материала модели; ρ_н - плотность материала критичных натурных деталей лопаточной машины.

Однако, известный стенд обладает сложными кинематическими связями - наличие дополнительной технологической турбины, а испытания турбины характеризуются большими затратами жидкого азота и потерями энергии в газодинамическом приводе технологической турбины и компрессора. Предотвращение обмерзания трубопроводов требует дополнительных затрат на осушку воздуха. Все это ведет к увеличению сроков и стоимости подготовки и проведения испытаний турбины.

Задачей данного изобретения является упрощение конструкции, а также сокращение затрат на подготовку и проведение многовариантных исследований турбин, с реализацией на испытаниях полного диапазона интересуемых режимов в модельных условиях.

Технический результат заключается в исключении вероятности обмерзания магистралей и, как следствие, получение более достоверных характеристик.

Указанный технический результат достигается в способе газодинамических испытаний малоразмерных турбин. Способ включает в себя изготовление одного или нескольких альтернативных вариантов испытываемой турбины, поочередную установку их на испытательном стенде, создание эквивалентных натурным условий работы - характерного давления по критериям Маха и Рейнольдса исходя из условий:

М_н=М_м;

Re_н=Re_м;

Способ также включает измерение газодинамических параметров, обработку и анализ результатов измерений. Турбины изготавливают с помощью аддитивных технологий (AF-технологий), а их работоспособность обеспечивают уменьшением характерной температуры рабочего процесса в соответствии с зависимостью:

Т_и/Т_н≤(σ_и×ρ_н)/(σ_н×ρ_и);

где Т_и - характерная температура газодинамического процесса при испытаниях; Т_н - соответствующая температура в натурных условиях работы; σ_и - определяющая прочностная характеристика материала модели; σ_н - соответствующая определяющая прочностная характеристика материала критичных натурных деталей турбины; ρ_и - плотность материала модели; ρ_н - плотность материала критичных натурных деталей турбины.

При этом, создание эквивалентных натурным условий работы включает в себя откачивание воздуха из замкнутого контура с помощью технологического компрессора, установленного в замкнутом контуре между выходом нагрузочного компрессора и входом в испытуемую турбину, и охлаждение воздуха, поступающего в турбину, с помощью теплообменника, при этом поддержание теплового режима работы турбины обеспечивается регулированием количества прокачиваемого хладагента через теплообменник.

Регулирование частоты вращения ротора турбины осуществляется регулированием технологического компрессора с помощью регулируемого привода и прокачки хладагента через теплообменник.

Хладагентом, прокачиваемым через теплообменник, может являться вода.

Температура воздуха на выходе из испытуемой турбины может поддерживаться в пределах от 274 до 288 К.

Указанный технический результат достигается также за счет стенда для испытаний малоразмерных турбин, который обеспечивает осуществление описанного выше способа. Стенд содержит технологический компрессор с регулируемым приводом, откачивающую магистраль, замкнутую пневматическую магистраль, с установленными в ней нагрузочным компрессором, испытуемой турбиной и теплообменником. При этом, технологический компрессор расположен в замкнутой пневматической магистрали, а его вход соединен с выходом нагрузочного компрессора. Один из выходов технологического компрессора соединен со входом испытуемой турбины через теплообменник, а другой выход технологического компрессора соединен через откачивающую магистраль с атмосферой.

Технологический компрессор может быть выполнен с возможностью обеспечения давления в замкнутой магистрали перед началом испытаний исходя из условий:

М_н=М_м;

Re_н=Re_м;

Т_и/Т_н≤(σ_и×ρ_н)/(σ_н×ρ_и);

где Т_и - характерная температура газодинамического процесса при испытаниях; Т_н - соответствующая температура в натурных условиях работы; σ_и - определяющая прочностная характеристика материала модели; σ_н - соответствующая определяющая прочностная характеристика материала критичных натурных деталей турбины; ρ_и - плотность материала модели; ρ_н - плотность материала критичных натурных деталей турбины.

Теплообменник может быть выполнен с возможностью поддержания температуры на выходе из испытуемой турбины в пределах от 274 до 288 К.

На представленной фигуре показана принципиальная схема испытательного стенда малоразмерных турбин.

Основными элементами испытательного стенда являются технологический компрессор 1 с регулируемым приводом 2, нагрузочный компрессор 3, теплообменник 4, трубопровод замкнутой пневматической магистрали 5 и испытуемая турбина 6. На принципиальной схеме стрелками указаны направления движения потоков, трубопровод (магистраль) 7 на выходе из турбины 6, а имеющиеся устройства измерения и управления не показаны.

При этом, замкнутая пневматическая магистраль 5 соединяет вход нагрузочного компрессора 3 с выходом испытуемой турбины 6, выход нагрузочного компрессора 3 с входом в технологический компрессор 1, а выход технологического компрессора 1 с входом в испытуемую турбину 6 через теплообменник 4. Кроме того, теплообменник подключен к источнику воды. Для вращения ротора технологического компрессора 1 он соединен с регулируемым приводом 2.

Газодинамические исследования на заявляемом испытательном стенде по заявляемому способу осуществляются следующим образом. Изготовленные фрезерованием из легкообрабатываемого материала или с помощью AF-технологий для испытаний модели вариантов турбины 6 устанавливаются в замкнутый контур пневматической магистрали 5 испытательного стенда. Ротор испытуемых турбин 6 кинематически соединяют с ротором нагрузочного компрессора 3.

С помощью технологического компрессора 1 через откачивающую магистраль (не показана) производиться откачка воздуха из замкнутой магистрали 5. После установки необходимого давления (откачки) в контуре 5 из условий проведения модельных испытаний с соблюдением критериев (1), (2), и условий (3), при раскрутке турбины 6 и компрессора 3, с помощью прокачки хладагента (например, охлаждающей воды) через теплообменник 4, обеспечивается температура воздуха на выходе из турбины 6 в пределах от 274 до 288 К. Вращение ротора турбины 6 обеспечивается за счет работы технологического компрессора 1, а регулирование частоты вращения ротора турбины 6 осуществляется за счет изменения частоты вращения технологического компрессора 1 регулируемым приводом 2. При установке частоты вращения ротора турбины 6 также регулируется количество прокачиваемого хладагента через теплообменник 1 для поддержания необходимого теплового режима на выходе из турбины 6.

Выбранный интервал температур от 274 до 288 К за турбиной 6 гарантирует отсутствие эффекта обмерзания трубопровода 7 из-за наличия влаги в рабочем теле - воздухе, что обеспечивает достоверность замеряемых параметров рабочего тела. Включение технологического компрессора 1 в замкнутый контур 5, как и исключение криогенного теплообменника с технологической турбиной снижает затраты на подготовку и проведение испытаний.

Так, например, предполагается, что будет испытываться турбина условного ГТД со следующими параметрами:

- номинальный расход газа через турбину условного ГТД (Gy) - 1 кг/с;

- номинальная температура газа перед турбиной условного ГТД (Ty₃) - 1200 К;

- полная температура газа за турбиной условного ГТД (Ty₄) - 796 К;

- номинальное полное давление перед турбиной условного ГТД (Py₃) - 720 кПа;

- полное давление газа за турбиной условного ГТД (Py₄) - 109,09 кПа;

- номинальная степень понижения полного давления в турбине (π_т) - 6,6;

- номинальный адиабатический КПД турбины (η_т) - 0,9;

- номинальная частота вращения n=72000 об/мин;

- показатель адиабаты газа (T_y3=1200 К) k=1,33;

На режиме эквивалентном номинальному будут следующие параметры: 1. Температуру воздуха на выходе из испытываемой турбины Т₄ предполагается поддерживать не ниже 275 К, исходя из требования отсутствия выпадения твердой фазы влаги (воды) из воздуха - рабочего тела стенда. Таким образом, модельная температура воздуха за испытываемой турбиной в 2,895 раза меньше температуры газа за условной турбиной. Если пренебречь различием в газовых постоянных газа в условной турбине и воздуха, используемого в качестве рабочего тела при испытаниях, тогда для из условия подобия по критерию Маха, скорость воздуха должна быть в 1,7 раза меньше скорости газа.

Тогда условию подобия по критерию Рейнольдса будет соответствовать давление воздуха на выходе из испытываемой турбины Р₄=27,6 кПа:

Re_н=Re_м;

где

- скорость звука в среде:

- кинематическая вязкость:

где

- динамическая вязкость газа (T_y4=796 К) μ=37 МПа⋅с;

- динамическая вязкость воздуха (Т₄=275 К) μ=17,2 МПа⋅с;

При подстановке уравнений (2), (3), (4), (5), уравнение (1) принимает вид:

;

С учетом уравнения Клайперона-Менделеева

;

Номинальная суммарная (общая) степень повышения давления в технологических компрессорах (нагрузочном и технологическом) π_кΣ=7,5, исходя из π_т=6,6 и необходимости компенсации потерь давления в теплообменнике-холодильнике, трубопроводах и патрубках стенда.

1.2. Расход воздуха G=0,46 кг/с - из условия подобия по расходу , где Т - температура адиабатно заторможенного газа (К), Р - давление адиабатно заторможенного газа (Па). Параметры Т и Р здесь рассматриваются в произвольных, но соответствующих точках газового тракта.

1.3. Частота вращения испытуемой турбины n_т=42353 об/мин, из соотношений скоростей по критерию геометрического подобия.

1.4. Параметры на входе в турбину:

- полное давление Р₃=182,5 кПа:

Р₃=P₄⋅π_т;

- полная температура Т₃=412 К в соответствии с уравнением политропического расширения

где

- показатель адиабаты воздуха (Т3=412 К) k=1,403;

- степень расширения π_т=6,6;

- адиабатический КПД турбины η_т=0,9;

Откуда:

- перепад температуры (при КПД процесса 0,9) ΔТ_Т=137 К;

- мощность N_Т=65,5 кВт из

N_T=Gc_pΔT_T,

где

- удельная теплоемкость воздуха при постоянном давлении с_р=1,04 кДж/кгК;

2. Параметры нагрузочного компрессора 3:

- расход воздуха G=0,46 кг/с;

- потребляемая мощность - N_к=N_т=65,5 кВт;

- полная температура воздуха на входе - T_к31=Т₄=275 К

- перепад температуры (повышение температуры в компрессоре) ΔТ_к3=137 К К из

ΔТ_к3=N_к3/Gc_p;

- полная температура воздуха на выходе Т_к32=412 К из

Т_к32-Т_к31+ΔТ_к3.

- степень повышения давления π_к2=3,22 в соответствии с уравнением политропического сжатия

где

- показатель адиабаты воздуха (T_к31=275 К) k=1,403;

- адиабатический КПД компрессора η_к=0,8.

3. Параметры технологического компрессора 1:

- расход воздуха G=0,46 кг/с;

- полная температура воздуха на входе - Т_к11=Т_к322=412 К

- степень повышения давления π_к1=2,33 из

π_к1=π_кΣ/π_к2

- полная температура воздуха на выходе T_к12=553,5 К, в соответствии с уравнением политропического сжатия

где

- показатель адиабаты воздуха (T_к11=412 К) k=1,403;

- перепад температуры (повышение температуры в компрессоре) ΔT_к1=141,5 К из

ΔТ_к1=Т_к12-Т_к11;

- потребляемая мощность N_к1=67,7 кВт из

N_пр=Gc_pΔT_к1;

4. Параметры теплообменника:

- полная температура на входе T_ох1=T_к12=553,5 К;

- полная температура на выходе Т_ох2=Т₃=412 К;

- расход воздуха G=0,46 кг/с;

- перепад температуры ΔТ_ох=141,5 К;

- мощность охлаждения N_ох=Gc_pΔT_ох=67,7 кВт;

- расход охладителя (воды)

G=N_ox/с_рвΔТ_охв=0,4…0,32 кг/с (~ 1,3 м³/ч),

где

- теплоемкость воды с_рв=4,18 кДж/кгК;

- подогреве воды ΔТ_охв=40…50 К;

Анализ предложенного технического решения с прототипом и аналогами показал, что предложенные технические решения отличаются наличием нового, в способе - создание эквивалентных натурным условий работы включает в себя откачкивание воздуха из замкнутого контура с помощью технологического компрессора, установленного в замкнутом контуре между выходом нагрузочного компрессора и входом в испытуемую турбину, и охлаждение воздуха, поступающего в турбину, с помощью теплообменника, установленного перед входом в турбину за счет теплообмена с хладагентом, прокачиваемым через теплообменник, а регулирование частоты вращения ротора турбины осуществляется регулированием технологического компрессора с помощью регулируемого привода, при этом поддержание теплового режима работы турбины обеспечивается регулированием количества прокачиваемого хладагента через теплообменник. В устройстве - технологический компрессор расположен в замкнутой пневматической магистрали, при этом вход технологического компрессора соединен с выходом нагрузочного компрессора, а один из выходов технологического компрессора соединен со входом испытуемой турбины через теплообменник, другой выход технологического компрессора соединен через откачивающую магистраль с атмосферой. Это доказывает соответствие предложенных способа и стенда критериям "новизна" и "изобретательский уровень".

Поддержание на испытательном стенде, при создании модельных условий газодинамического процесса, характерных параметров рабочего тела: давления - по критерию Рейнольдса и температуры за турбиной заданных пределах - от 274 до 288 К, обеспечивает работоспособность модели турбины, изготовленной фрезерованием из легкообрабатываемого материала или с помощью AF-технологий, во всем диапазоне моделируемых рабочих режимов. Использование при испытаниях вместо натурных турбин их экспериментальных моделей, изготовленных фрезерованием из легкообрабатываемого материала или с помощью AF-технологий, сокращает затраты на подготовку эксперимента, позволяет в короткий промежуток времени подготовить и провести большую серию испытаний различных вариантов и модификаций турбин, что повышает качество проводимых работ, получением более достоверных характеристик.

В сравнении с известными устройствами, заявляемые способ и устройство обеспечивают исключение вероятности обмерзания магистралей и, как следствие, получение более достоверных характеристик.

1. Способ газодинамических испытаний малоразмерных турбин, включающий изготовление одного или нескольких альтернативных вариантов испытываемой турбины, поочередную установку их на испытательном стенде, создание эквивалентных натурным условий работы - характерного давления по критериям Маха и Рейнольдса исходя из условий:

М_н=М_м;

Re_н=Re_м;

где М и Re, соответственно, критерии Маха и Рейнольдса, а индексы «н» и «м» обозначают натурные и модельные условия;

измерение газодинамических параметров, обработку и анализ результатов измерений, причем турбины изготавливают с помощью аддитивных технологий, а работоспособность турбин обеспечивают уменьшением характерной температуры рабочего процесса в соответствии с зависимостью

Т_и/Т_н≤(σ_и×ρ_н)/(σ_н×ρ_и);

где Т_и - характерная температура газодинамического процесса при испытаниях; Т_н - соответствующая температура в натурных условиях работы; σ_и - определяющая прочностная характеристика материала модели; σ_н - соответствующая определяющая прочностная характеристика материала критичных натурных деталей турбины; ρ_и - плотность материала модели; ρ_н - плотность материала критичных натурных деталей турбины,

отличающийся тем, что создание эквивалентных натурным условий работы включает в себя откачивание воздуха из замкнутого контура с помощью технологического компрессора, установленного в замкнутом контуре между выходом нагрузочного компрессора и входом в испытуемую турбину, и охлаждение воздуха, поступающего в турбину, с помощью теплообменника, установленного перед входом в турбину за счет теплообмена с хладагентом, прокачиваемым через теплообменник, а регулирование частоты вращения ротора турбины осуществляется регулированием технологического компрессора с помощью регулируемого привода, при этом поддержание теплового режима работы турбины обеспечивается регулированием количества прокачиваемого хладагента через теплообменник.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что хладагентом, прокачиваемым через теплообменник, является вода.

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что температура воздуха на выходе из испытуемой турбины поддерживается в пределах от 274 до 288 К.

4. Стенд для испытаний малоразмерных турбин, обеспечивающий осуществление способа по п. 1, содержащий технологический компрессор с регулируемым приводом, откачивающую магистраль, замкнутую пневматическую магистраль с установленными в ней нагрузочным компрессором, испытуемой турбиной и теплообменником, отличающийся тем, что технологический компрессор расположен в замкнутой пневматической магистрали, при этом вход технологического компрессора соединен с выходом нагрузочного компрессора, а один из выходов технологического компрессора соединен с входом испытуемой турбины через теплообменник, другой выход технологического компрессора соединен через откачивающую магистраль с атмосферой.

5. Стенд по п. 4, отличающийся тем, что технологический компрессор выполнен с возможностью обеспечения давления в замкнутой магистрали перед началом испытаний исходя из условий:

М_н=М_м;

Re_н=Re_м;

где М и Re, соответственно критерии Маха и Рейнольдса, а индексы «н» и «м» обозначают натурные и модельные условия;

Т_и/Т_н≤(σ_и×ρ_н)/(σ_н×ρ_и);

где Т_и - характерная температура газодинамического процесса при испытаниях; Т_н - соответствующая температура в натурных условиях работы; σ_и - определяющая прочностная характеристика материала модели; σ_н - соответствующая определяющая прочностная характеристика материала критичных натурных деталей турбины; ρ_и - плотность материала модели; ρ_н - плотность материала критичных натурных деталей турбины.

6. Стенд по п. 4, отличающийся тем, что теплообменник выполнен с возможностью поддержания температуры на выходе из испытуемой турбины в пределах от 274 до 288 К.

Изобретение может быть использовано в системах очистки отработавших газов двигателей внутреннего сгорания. Способ для выпускной системы двигателя.

Инструмент валидации системы мониторинга авиационного двигателя // 2684225

Группа изобретений относится к инструменту валидации системы мониторинга агрегата авиационного двигателя, системе мониторинга и способу валидации системы мониторинга.

Устройство с кормовым диффузором для высотных испытаний ракетных двигателей малой тяги // 2684071

Изобретение относится к области испытаний ракетных двигателей малой тяги. Устройство для высотных испытаний ракетных двигателей выполнено с кормовым диффузором для обеспечения безотрывного течения продуктов сгорания в сопле ракетного двигателя при испытаниях и включает две вакуумные камеры и две вакуумные задвижки.

Способ испытания газотурбинного двигателя // 2682978

Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к способам испытаний газотурбинных двигателей (ГТД). Способ испытания ГТД включает приведение значений параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части газотурбинного двигателя при изменении атмосферных условий.

Способ контроля технического состояния судового дизель-генератора в эксплуатации // 2682839

Изобретение относится к системе судового энергетического оборудования, в частности к средствам диагностики виброакустических параметров энергетического оборудования, и может быть использовано для установления причин и норм вибрации судовых дизель-генераторов.

Способ определения мощности двигателя внутреннего сгорания // 2682780

Изобретение относится к сельскому хозяйству, в частности к сельскохозяйственному приборостроению. Способ определения мощности двигателя внутреннего сгорания, заключающийся в том, что при минимальной частоте вращения холостого хода двигателя мгновенно увеличивают подачу топлива до максимального значения и по достижении номинальной частоты вращения измеряют угловое ускорение коленчатого вала, при этом дополнительно у двигателя при максимальной частоте вращения холостого хода отключают подачу топлива и в процессе выбега по достижении номинальной частоты вращения измеряют отрицательное угловое ускорение коленчатого вала, а затем повторно измеряют отрицательное угловое ускорение коленчатого вала, но с маховиком известного момента инерции, присоединенным к валу отбора мощности.

Способ испытаний авиационного турбореактивного двигателя // 2682225

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний авиационных турбореактивных двигателей (ТРД). Способ испытаний авиационного ТРД осуществляется с подогревом и наддувом воздуха на входе в двигатель.

Стенд для испытаний компрессора газотурбинного двигателя // 2682219

Предлагаемое изобретение относится к стендам для испытаний осевых компрессоров низкого давления двух-(много)контурного газотурбинного двигателя и может быть использовано при изучении характеристик компрессоров низкого давления, а также их параметрической доводки в процессе выполнения работ по разработке новых газотурбинных двигателей.

Способ бортовой локализации внутренних утечек системы впрыска бензина автомобильного двигателя // 2681718

Изобретение относится к области контроля и диагностики системы впрыска бензина (СВБ) автомобильного двигателя внутреннего сгорания (ДВС). Технический результат заключается в обеспечении бортовой локализации внутренних утечек СВБ, а также повышении точности и сокращении времени диагностирования утечек СВБ.

Устройство для определения технического состояния цилиндропоршневой группы двигателя внутреннего сгорания // 2681695

Изобретение относится к технике диагностирования двигателей внутреннего сгорания и предназначено для определения технического состояние цилиндропоршневой группы двигателя.

Способ оценки нормальности или ненормальности измеренного значения физического параметра двигателя летательного аппарата // 2686252

Группа изобретений относится к способу, аппаратуре и системе для оценки нормальности или ненормальности измеренного датчиком физического параметра устройства. Для оценки контрольные значения для рабочего параметра устройства сохраняют в средствах хранения данных, при помощи средств обработки данных вычисляют оценочное значение параметра определенным образом, вычисляют соответствующую погрешность, вычисляют оценочное значение дисперсии физического параметра для значения рабочего параметра, вычисляют вклад аномалии измеренного значения, сравнивают вклад аномалии измеренного значения с порогом, при превышении порога отображают измерение как ненормальное на интерфейсных средствах. Аппаратура содержит средства хранения данных и средства обработки данных для реализации способа. Система содержит испытательный стенд, содержащий датчик и выполненный с возможностью установки на нем устройства, аппаратуру для оценки измеренного параметра. Обеспечивается повышение надежности и эффективности контроля измерения параметров, связанных с двигателем, выявление искажений среди совокупности измерений. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 9 ил.

Способ и система для обнаружения твердых частиц в отработавших газах // 2686351

Предложены способ и датчик для обнаружения твердых частиц в отработавших газах двигателя внутреннего сгорания. Датчик твердых частиц содержит наружную неперфорированную трубку с множеством отрицательных электродов на протяжении внутренней поверхности; центральный перфорированный элемент с множеством положительных электродов на протяжении наружной поверхности указанного центрального элемента. Указанный центральный элемент расположен внутри указанной наружной трубки. Внутренняя трубка присоединена к центральному элементу. Наружная трубка, центральный элемент и внутренняя трубка имеют общую ось. При использовании изобретения повышается чувствительность датчика твердых частиц. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 10 ил.

Способ и устройство мониторинга лопаточного колеса авиационного двигателя посредством измерения положения равновесия // 2686654

Объектом изобретения является способ мониторинга лопаточного колеса (22) авиационного двигателя, содержащий: считывание по меньшей мере одного временного сигнала, связанного с моментами прохождения лопаток (23) лопаточного колеса перед датчиком (21); определение текущей фазы полета летательного аппарата; при этом для каждого полета из серии полетов летательного аппарата приводят в соответствие по меньшей мере часть каждого временного сигнала с заранее определенной фазой полета; и для каждой лопатки (23), для каждого полета и для каждой заранее определенной фазы полета измеряют среднее положение (24С) вершины лопатки, называемое положением равновесия. Объектом изобретения является также устройство для осуществления такого способа. Преимуществом изобретения является возможность диагностики на лопатках при помощи меньшего числа датчиков и небольшой вычислительной мощности. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 13 ил.

Способ выявления ухудшения характеристик датчика выхлопных газов двигателя (варианты) и система двигателя // 2688070

Изобретение может быть использовано в двигателях внутреннего сгорания транспортных средств. Способ выявления ухудшения характеристик датчика выхлопных газов двигателя заключается в том, что измеряют соответственные концентрации множества составляющих выхлопных газов с помощью газоанализатора, принимающего поток выхлопных газов из двигателя, и категоризируют каждую составляющую или в группу окислителей, или в группу восстановителей. Определяют первое воздушно-топливное отношение выхлопных газов на основании измеренных концентраций. Подтверждают достоверность второго воздушно-топливного отношения выхлопных газов, выводимого с датчика выхлопных газов, принимающего поток выхлопных газов из двигателя, на основании первого воздушно-топливного отношения выхлопных газов. Газоанализатор располагают удаленно от транспортного средства, в котором установлены двигатель и датчик выхлопных газов. Раскрыты вариант способа выявления ухудшения характеристик датчика выхлопных газов двигателя и система двигателя. Технический результат заключается в более точном определении отношения количества воздуха к количеству топлива и в более надежном определении ухудшения характеристик датчика выхлопных газов. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 4 ил.

Способ вибродиагностирования газотурбинного двигателя // 2688340

Изобретение относится к области контроля технического состояния газотурбинных двигателей (ГТД), а именно к способу вибродиагностирования газотурбинного двигателя. Предлагаемый способ может быть применен для мониторинга вибросостояния авиационных ГТД как на наземных устройствах обработки информации, так и в бортовых системах контроля двигателей, а также может быть применен для вибродиагностирования двигателей, используемых в электроэнергетике и для транспортировки газа. Сущность изобретения заключается в применении для обработки вибросигнала метода нелинейной динамики с последующим сравнением предлагаемого показателя структуры вибросигнала с его значениями в исправном и дефектном состояниях ГТД. Заявленный способ вибродиагностирования ГТД позволяет по эволюции уровня вибрации со штатного датчика оценить состояние опорных подшипников двигателя. 2 ил.

Цифровой бесконтактный многоканальный телеметрический комплекс // 2688629

Изобретение относится к обеспечению испытаний газотурбинных двигателей, в частности отладки лопаточного аппарата компрессоров и турбин, а также может быть использовано в практике измерений деформаций, температур, вибраций на любых вращающихся и подвижных частях агрегатов. Цифровой бесконтактный многоканальный телеметрический комплекс состоит из измерительного блока, статорного блока, блока приема и регистрации, питания и средств визуализации. Причём измерительный блок выполнен в виде компактных модулей на основе 8-слойных гибких плат, залитых высокопрочными компаундами, работающих в диапазоне температур от минус 50 до +125 градусов и выдерживающих центростремительное ускорение до 40000 g и вибрации до 150 g, причем каждый измерительный модуль имеет дублированные высокочастотные каналы передачи данных, а антенная система позволяет одновременное подключение 16 передающих устройств с суммарной пропускной способностью на комплекс не менее 200 МБит/сек, с динамическим диапазоном каналов тензометрирования до 60 кГц и с неравномерностью амплитудно-частотной характеристики не более 0,5 дБ, дополнительно снабжен встроенной системой самодиагностики состояния датчиков и кабельных линий, а также возможностью переключения на резервные группы датчиков, при этом роторный и статорный блоки оборудованы специальными экранированными антенными системами для использования маломощных высокочастотных передатчиков и систем индукционного питания при обеспечении электромагнитной совместимости комплекса. Устройство значительно расширило возможности регистрации параметров на труднодоступных вращающихся и подвижных узлах в сложных условиях эксплуатации. Заявляемое устройство может быть базовым при оснащении испытательных стендов газотурбинных двигателей, газотурбинных установок, бортовых систем измерений. 1 ил.

Способ снижения интенсивности эффекта распыления материала в вакуумной камере при испытаниях электрореактивных двигателей и комплекс для его реализации // 2688870

Заявляемое изобретение относится к областям техники, связанным с испытаниями электрореактивных двигателей с высоким удельным импульсом, например стационарных плазменных и ионных двигателей. Способ снижения интенсивности эффекта распыления материала в вакуумной камере при проведении огневых испытаний электрореактивных двигателей заключается в защите поверхностей вакуумной камеры охлаждаемыми и неохлаждаемыми конструкционными элементами, выполненными с использованием защитных материалов. Перед проведением испытаний используют математическую модель процесса огневых испытаний, причем, меняя параметры модели, определяют схему наиболее оптимальной расстановки объектов испытаний и защитных конструкционных элементов для сведения к минимуму массы напыляемого материала за единицу времени на единицу площади в заданных точках вакуумной камеры. В вакуумную камеру устанавливают датчики, обеспечивающие за счет изменения их оптических и (или) электрических характеристик непрерывный контроль количества осаждаемого распыленного в области их установки в вакуумной камере материала на единицу площади за единицу времени. На основе результатов контроля изменяют схему размещения и тепловые режимы защитных конструкционных элементов в вакуумной камере. Другое изобретение группы относится к комплексу для обеспечения снижения интенсивности эффекта распыления материала в вакуумной камере при проведении огневых испытаний электрореактивных двигателей, включающему охлаждаемые и неохлаждаемые защитные конструкционные элементы, размещаемые в вакуумной камере, а также датчики, сообщенные через гермопроходной соединитель и преобразователь сигнала с компьютером. Защитные конструкционные элементы, устанавливаемые в вакуумную камеру, выполнены с возможностью изменения схемы их размещения и их тепловых режимов. Датчики обеспечивают за счет изменения их оптических и(или) электрических характеристик изменение величины выходного сигнала пропорционально количеству осаждаемого в области их установки материала, распыленного в вакуумной камере, на единицу площади за единицу времени. Группа изобретений позволяет снизить количество осаждаемого на поверхности испытательного оборудования материала. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Устройство для бесступенчатого принудительного изменения углового положения кулачкового вала при стендовых испытаниях двигателя // 2689061

Изобретение может быть использовано в двигателях внутреннего сгорания при их испытании и доводке после модернизации, форсирования или дефорсирования. Устройство содержит обратимую винтовую пару и механизм принудительного изменения взаиморасположения элементов винтовой пары, технологический привод (шестерню, звездочку) кулачкового вала 10 и кулачковый вал 11, к ступице привода (шестерня, звездочка) прикреплена обойма 7 обратимой шарико-винтовой передачи, передающей усилие вращения, возникающее при осевом перемещении винтового вала 5, на сепаратор 8, жестко соединенный с кулачковым валом 11. На хвостовике винтового вала шарико-винтовой передачи смонтирован подшипниковый узел 3 для передачи осевого усилия от механизма осевого перемещения 2 - «винт-гайка» на винтовой вал, при этом корпус подшипникового узла 3 при вращении рукоятки 1 выполняет осевые перемещения совместно с винтовым валом 5 и кулачковый вал изменяет угловое положение относительно привода. Корпус устройства, в котором размещены механизмы и детали (кроме рукоятки управления) закреплен на технологической крышке картера газораспределительного механизма двигателя. Технический результат заключается в упрощении конструкции, в уменьшении габаритно-массовых параметров, снижении трудоемкости подключения и погрешности изменения параметров при стендовых испытаниях и возможности принудительного бесступенчатого изменения углового положения кулачкового вала относительно коленчатого вала на любом режиме испытания двигателя. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Узел датчика твердых частиц (варианты) и способ работы узла датчика твердых частиц // 2689231

Изобретение может быть использовано в системах снижения выбросов двигателей внутреннего сгорания. Узел (200) датчика твердых частиц содержит две полностью перекрещивающиеся трубки (232) и (234), соединенные по текучей среде с внешней кольцевой трубкой (220). Перекрещивающиеся и внешняя кольцевая трубки (232), (234) и (220) соединены по текучей среде с датчиком через изогнутую трубку (251), проходящую в направлении, противоположном потоку (298) отработавших газов. Раскрыты вариант выполнения узла датчика твердых частиц и способ работы узла датчика твердых частиц. Технический результат заключается в снижении вероятности попадания крупных твердых частиц и/или капель воды в датчик твердых частиц. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 4 ил.

Способ регистрации состояния насосного агрегата // 2689271

Изобретение касается способа регистрации состояния насосного агрегата или части насосного агрегата. Способ включает следующие шаги способа: запись видеоряда находящегося в эксплуатации насосного агрегата или по меньшей мере его части, и определение состояния насосного агрегата или его части по изменениям на изображениях видеоряда. При этом определяют скорости изменений между пикселями или группами пикселей изображений видеоряда, следующих друг за другом, и по определенным скоростям изменений осуществляют определение состояния насосного агрегата. Видеоряд оценивается путем цифровой обработки изображений при поддержке банком данных. Изобретение позволяет просто и без больших конструктивных издержек определить работает ли насосный агрегат надлежащим образом, или же в данной области констатируются недопустимо высокие колебания, которые указывают на дефект, например повреждение подшипника или неоптимальную настройку частоты вращения. 14 з.п. ф-лы, 6 ил.