Способ подготовки и проведения испытаний на работоспособность входных и выходных устройств авиационного двигателя в аэродромных условиях и стенд для его осуществления

Изобретения относятся к области испытаний авиационной техники, в частности к наземным установкам для испытаний авиационных двигателей. Предлагаемые изобретения позволяют проводить испытаний экспериментальных входных устройств и сопел авиационных двигателей без создания дорогостоящих специализированных стендов в условиях, максимально приближенных к условиям реальной эксплуатации летательных аппаратов. Способ подготовки и проведения испытаний в аэродромных условиях включает операции подготовки к испытаниям и установки входных и выходных устройств вместо демонтированных штатных входного и выходного устройств авиационного двигателя силовой установки. Для этого размещают экспериментальное входное устройство (ЭВУ) на передней платформе и закрепляют его при нижнем положении рамы платформы, затем платформу с ЭВУ перемещают к переднему фланцу двигателя, с помощью двух штабелеров поднимают раму передней платформы с ЭВУ, фиксируют на стойках платформы. Выполняют с помощью регулировочных механизмов винтовых опор на раме передней платформы тонкую регулировку по высоте, крену и углу тангажа положения ЭВУ относительно двигателя, фиксируют положение ЭВУ на двигателе установкой болтов, соединяющих фланцы ЭВУ и двигателя. После подъема фиксируют раму передней платформы мехупорами, вилы штабелеров опускают. Затем для компенсации нагрузки от экспериментального входного устройства вводят переднюю следящую опору (ПСО) в вырез рамы передней платформы и устанавливают ее вертикально и разгружают с помощью регулируемой опоры ПСО вес экспериментального входного устройства. После обеспечения разгрузки веса ЭВУ устанавливают подкосы ПСО, далее устанавливают колодки под колеса каретки ПСО и, отсоединив болты крепления ЭВУ к регулировочным механизмам на раме передней платформы, откатывают переднюю платформу. Раму передней платформы переводят с помощью штабелеров в нижнее положение. В операции подготовки и установки экспериментального сопла (ЭС) вместо демонтированного штатного сопла авиационного двигателя устанавливают экспериментальное сопло (ЭС), для этого выполняют операции по закреплению ЭС на раме задней стойки, аналогичные операциям по креплению ЭВУ на раме передней платформы. Установку и подсоединение ЭС к заднему фланцу двигателя осуществляют как в горизонтальном положении, так и с поворотом на 90°, подсоединяя ЭС к заднему фланцу двигателя, при этом поворот ЭС осуществляют с помощью гидропривода. Также группа изобретений содержит стенд для осуществления указанного выше способа подготовки и проведения испытаний на работоспособность входных и выходных устройств авиационного двигателя в аэродромных условиях. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Область техники

Изобретения относятся к области испытаний авиационной техники, в частности, к наземным установкам для испытаний авиационных двигателей.

Уровень техники

Известен патент на изобретение РФ №2302620 «Установка для определения влияния ветровых условий и размещения средств технического обслуживания на интенсивность вихреобразования под воздухозаборниками летательного аппарата» (опубл. 10.07.2007 г.). Установка содержит пульт управления, электродвигатель, воздуходувку с трубопроводами нагнетания и всасывания воздуха с заслонками, краны регулирования расхода воздуха через воздухозаборники и выходные аппараты, блок U-образных дифференциальных манометров для замера скорости потока в каналах воздухозаборников, ветровую установку. Также устройство содержит модель самолета и средство технического обслуживания, газоотбойник, поверхность раздела сред (имитатор поверхности аэродрома), осветительное оборудование. Технический результат заключается в получении полной картины процессов вихреобразования под воздухозаборниками с учетом влияния планера, передней стойки шасси и расположения средств технического обслуживания при изменении ветровых условий.

Недостатком является то, что вместо реального воздухозаборника и реального аэродромного покрытия используются деревянная модель самолета в уменьшенном масштабе и имитация аэродромного покрытия вместо натурального, что снижает достоверность полученных замеров.

Известен патент на изобретение РФ №2349888 «Способ аэродинамических испытаний модели воздухозаборника двигателя летательного аппарата (варианты) и установка для его осуществления (варианты)» (опубл. 20.03.2009 г.). При осуществлении способа создают воздушный поток, протекающий через модель воздухозаборника, расположенный на заданной высоте относительно экрана, имитирующего взлетно-посадочную полосу. При этом в емкость, расположенную под входной частью воздухозаборника, или непосредственно на поверхность экрана, помещают вещество, на которое воздействует вихревой поток, возникающий под воздухозаборником, и определяют количество вещества, поднятого из емкости и попавшего в накопительное устройство, установленное в выходной части модели. В качестве вещества, помещенного в емкость, используют покрытые флуоресцентной краской твердые частицы с выбранными из условия подобия формой и размерами. Установка содержит модель мотогондолы с воздухозаборником, систему, обеспечивающую просос воздуха через воздухозаборник, неподвижный экран, имитирующий взлетно-посадочную полосу, емкость, расположенную под входной частью воздухозаборника, с веществом, на которое воздействует вихревой поток, возникающий под воздухозаборником, и накопительное устройство, установленное в выходной части модели. При этом она снабжена вентиляторной установкой, имитирующей для модели внешний регулируемый воздушный поток различной скорости, направленности и степени неравномерности. В емкость помещены твердые частицы с выбранными из условия подобия формой и размерами, покрытые флуоресцентной краской, вокруг емкости уложен слой таких же твердых частиц без покрытия, образующих вместе с твердыми частицами в емкости общую поверхность, имитирующую поверхность взлетно-посадочной полосы. Дополнительно установка снабжена источником света, обеспечивающим возникновение эффекта флуоресценции, и средствами фото- и/или видеофиксации траектории светящихся частиц. Технический результат заключается в возможности оценки поведения частиц под воздухозаборником, получения сведений о траектории частиц после попадания их в канал воздухозаборника и о месте их соударения с внутренней поверхностью модели, а также степени защищенности двигателя и определения безопасных режимов руления самолета по аэродрому при различных режимах работы двигателя и различных внешних условиях.

Однако, использование модели воздухозаборника двигателя, воздуходувки и экрана с веществом, на которые воздействует вихревой поток, возникающий под воздухозаборником, имитирующий взлетно-посадочную полосу, снижает достоверность результатов испытаний.

Известен патент на изобретение РФ №2540202 «Стенд для испытания авиационных двигателей» (опубл. 10.02.2015 г.), содержащий термобарокамеру, динамометрическую платформу с элементами крепления на ней испытываемого авиационного двигателя и устройство подвода воздуха с присоединенным трубопроводом, снабженным неподвижной и подвижной опорами, закрепленными на динамометрической платформе.

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. 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.

Недостатком является то, что компенсация осуществляется с помощью двух опор - подвижной и неподвижной, которые обеспечивают компенсацию изменения длины трубопровода только в продольном направлении, и не обеспечивают компенсацию в других направлениях и угловых перемещений.

Известен патент на изобретение РФ №2233771 «Летающая лаборатория» (опубл. 10.08.2004 г.). Лаборатория содержит самолет с верхнерасположенным крылом, тремя штатными двигателями и испытываемую силовую установку, включающую в себя пилон, закапотированный экспериментальный двигатель с воздухозаборником. Лаборатория снабжена аэродинамически обтекаемой формы переходным модулем, который выполнен с несколькими узлами крепления экспериментальных двигателей на внешней поверхности. Переходный модуль установлен между пилоном и закапотированным экспериментальным двигателем. При проведении испытаний на летающей лаборатории указанным способом снижают затраты времени, трудовые и материальных ресурсы, что достигается за счет возможности установки одновременно нескольких различных типов двигателей на один пилон и проведения их испытаний или испытаний однотипных двигателей одновременно по разным программам.

Недостатком является то, что не могут быть установлены различные экспериментальные входные и выходные устройства двигателя.

Предлагаемые изобретения направлены на достижение технического результата, заключающегося в возможности проведения испытаний экспериментальных входных устройств и сопел авиационных двигателей без создания дорогостоящих специализированных стендов в условиях, максимально приближенных к условиям реальной эксплуатации летательных аппаратов.

Для получения указанного технического результата в предлагаемом способе подготовки и проведения испытаний на работоспособность входных и выходных устройств авиационного двигателя в аэродромных условиях, включающем гонку двигателя, регистрацию параметров работы двигателя на различных режимах, дополнительно производят операции подготовки к испытаниям и установки входных и выходных устройств вместо демонтированных штатных входного и выходного устройств авиационного двигателя силовой установки. Для этого размещают экспериментальное входное устройство (ЭВУ) на передней платформе и закрепляют его при нижнем положении рамы платформы в трех точках путем соединения болтами установочных кронштейнов в нижней части ЭВУ и проушин опор на раме платформы, затем платформу с ЭВУ перемещают к переднему фланцу двигателя, с помощью двух штабелеров поднимают раму передней платформы с ЭВУ, фиксируют на стойках платформы, для точного позиционирования и совпадения отверстий на фланцах ЭВУ с передним фланцем двигателя на летательном аппарате, обеспечивая соосность фланца ЭВУ с передним фланцем двигателя. Для этого выполняют с помощью регулировочных механизмов винтовых опор на раме передней платформы тонкую регулировку по высоте, крену и углу тангажа положения ЭВУ относительно двигателя, обеспечивая совпадение отверстий на фланцах, зафиксировав положение ЭВУ на двигателе установкой болтов, соединяющих фланцы ЭВУ и двигателя. После подъема фиксируют раму передней платформы мехупорами, вилы штабелеров опускают.

Затем для компенсации нагрузки от экспериментального входного устройства вводят переднюю следящую опору (ПСО) в вырез рамы передней платформы и устанавливают ее вертикально пневмоцилиндром вперед, соединив болтом с гайкой вилку регулировочного устройства, выполненного в виде стакана с регулируемой опорой ПСО, с центральным установочным кронштейном на нижней поверхности ЭВУ, установив мехупор ПСО для фиксации подвижной части стойки относительно неподвижной, разгружают с помощью регулируемой опоры ПСО вес экспериментального входного устройства. После обеспечения разгрузки веса ЭВУ устанавливают подкосы ПСО, далее устанавливают колодки под колеса каретки ПСО, и отсоединив болты крепления ЭВУ к регулировочным механизмам на раме передней платформы, откатывают переднюю платформу вперед; раму передней платформы переводят с помощью штабелеров в нижнее положение.

В операции подготовки и установки экспериментального сопла (ЭС) вместо демонтированного штатного сопла авиационного двигателя устанавливают экспериментальное сопло (ЭС), для этого выполняют операции по закреплению ЭС на раме задней стойки. Экспериментальное сопло перемещают на задней платформе; поднимают при помощи двух штабелеров раму задней платформы на высоту, соответствующую совпадению по высоте осей ЭС и двигателя, для точного позиционирования и подсоединения к заднему фланцу двигателя, обеспечивая их соосность с помощью регулировочных механизмов опор на раме задней платформы, выполняют тонкую регулировку по высоте, крену и углу тангажа положения ЭС относительно двигателя с целью совпадения отверстий на фланцах ЭС и двигателя, установив болты, соединяющие фланцы ЭС и двигателя. Затем вводят заднюю следящую опору в вырез рамы задней платформы и устанавливают ее вертикально пневмоцилиндром назад, соединяют болтом с гайкой вилку регулируемой опоры задней следящей опоры (ЗСО) с центральным кронштейном на нижней поверхности ЭС, устанавливают мехупор задней следящей опоры (ЗСО), разгружая с помощью регулируемой опоры вес ЭС, устанавливают подкосы ЗСО. Отсоединяют болты крепления ЭС к регулировочным механизмам на раме задней платформы; раму задней платформы откатывают назад, переводя с помощью штабелеров в нижнее положение.

Установку и подсоединение ЭС к заднему фланцу двигателя осуществляют как в горизонтальном положении, так и с поворотом на 90°, подсоединяя ЭС к заднему фланцу двигателя, при этом поворот ЭС осуществляют с помощью гидропривода.

В процессе гонки двигателя передняя и задняя следящие опоры осуществляют компенсацию вертикальных нагрузок на передний и задний фланцы двигателя как в статическом положении, так и при перемещениях двигателя в процессе гонки.

Стенд для подготовки и проведения испытаний на работоспособность входных и выходных устройств авиационного двигателя в аэродромных условиях, содержащий самолет с силовыми установками, расположенными на крыльях, на одном из авиационных двигателей силовой установки, предназначенном для отработки ЭВУ и ЭС, демонтированы штатные входное устройство и сопло, а для подготовки испытаний дополнительно стенд оснащен передней платформой для установки ЭВУ, передней следящей опорой, задней платформой для установки ЭС с механизмом поворота, основной или укороченной задней следящей опорой, двумя штабелерами. При этом передняя платформа состоит из рамы с регулируемыми винтовыми опорами и четырех регулируемых по высоте стоек с подкатными каретками, ЭВУ и ЭС дополнительно оснащены установочными кронштейнами, а регулировочные механизмы передней и задней платформ оснащены проушинами для соединения с установочными кронштейнами, каждая из следящих опор передняя и задняя основная и укороченная следящие опоры пневмогидравлического типа выполнены из стакана с регулируемой винтовой опорой для подсоединения к центральному установочному кронштейну на нижней поверхности ЭВУ и ЭС и подвижной стойки с подкатной кареткой с двумя колесами на пневмошинах, подвижная стойка соединена со стаканом пневмоцилиндром; ПСО и ЗСО устанавливаются соответственно вперед и назад пневмоцилиндрами, выполненными с возможностью создавать с помощью сжатого газа, компенсирующее усилие от веса ЭВУ и ЭС.

Передняя платформа содержит раму с продольным пазом для прохода передней следящей опоры при выкатке передней платформы после установки ЭВУ и четыре стойки, регулируемые по высоте, с подкатными каретками.

Задняя платформа состоит из рамы с продольным пазом для прохода задней следящей опоры при выкатке задней платформы после установки ЭС, четырех стоек и механизма поворота ЭС на 90° с гидроприводом в соответствии с условиями проведения эксперимента.

Кроме того, укороченная задняя следящая опора включает укороченную подвижную стойку, которая используется при установке ЭС с поворотом на 90°, при этом подсоединение укороченной задней следящей опоры осуществляется к установочному кронштейну на боковой поверхности ЭС.

Для гашения возникающих автоколебаний между подвижной стойкой и верхним стаканом установлен гидравлический амортизатор.

Предлагаемый способ поясняется чертежами, представленными на фиг. 1-6:

- на фиг. 1 показан общий вид стенда, вид спереди;

- на фиг. 2 показан общий вид стенда с вспомогательными устройствами -для подготовки стенда к испытаниям, вид сбоку;

- на фиг. 3 показана передняя платформа;

- на фиг. 4 показана задняя платформа;

- на фиг. 5 представлена схема взаимосвязи узлов управления работой следящей опоры;

- на фиг. 6 представлена пневмосхема работы передней и задней следящих опор.

Предлагаемый стенд (фиг. 1, 2, 3, 4) для подготовки и проведения испытаний на работоспособность входных и выходных устройств авиационного

двигателя в аэродромных условиях содержит самолет 1 с крылом 2, штатным двигателем 3. Авиационный двигатель 3 установлен без штатных входного и выходного устройств, вместо которых устанавливаются экспериментальное входное устройство (воздухозаборник) (ЭВУ) 5 и экспериментальное сопло 6 (ЭС). Для установки на двигатель ЭВУ 5 и ЭС 6 перемещают на платформах. Передняя платформа 7 состоит из рамы с регулируемыми винтовыми опорами 8 для размещения ЭВУ 5 и четырех стоек 9 с подкатными каретками 10. Закрепление ЭВУ осуществляется при нижнем положении рамы платформы 7 в трех точках на раме платформы 7 путем соединения болтами установочных кронштейнов в нижней части ЭВУ 5 и проушин с шаровыми шарнирами винтовых опор на раме платформы 7. ЭВУ перемещают на передней платформе с помощью двух штабелеров 13, осуществляя подъем и опускание для точного позиционирования с целью совмещения отверстий на фланцах ЭВУ с передним фланцем двигателя.

Конструктивно рама передней платформы 7 может представлять собой сварную конструкцию, например, из сплава АМг-6. Рама передней платформы 7 содержит продольный паз для прохода передней следящей опоры 11 (ПСО) при выкатке передней платформы 7 после установки ЭВУ 5. Стойки 9 передней платформы 7 могут быть выполнены в виде квадратных труб из алюминиевого сплава, в нижней части стоек установлены подкатные каретки 10, например, изготовленные из углеродистой стали с двумя нетормозными колесами.

Задняя платформа 12 состоит из рамы с установленными в передней части регулируемыми роликовыми опорами 34 и регулируемой задней опоры 35 с гидравлическим поворотным механизмом 36. Ролики 37 передней опоры 34 и поворотный механизм задней опоры 36 предназначены для поворота ЭС 6 на 90°. В соответствии с условиями проведения эксперимента ЭС 6 на раме задней платформы 12 устанавливается цилиндрической дорожкой на ролики 37 передней опоры 34. На задней опоре 35 ЭС 6 закрепляется через технологическую раму 33 с помощью скоб с винтовыми зажимами, рама задней платформы 14.2 опирается на четыре стойки 9 с подкатными каретками 10, аналогичные стойкам передней платформы. Закрепление ЭС 6 на раме платформы 12 осуществляется при нижнем положении рамы 14.2. Перемещение платформы 12 с установленным ЭС 6 к двигателю 3 осуществляется перекатыванием вручную, подъем и опускание платформы с установленным ЭС осуществляется с помощью двух штабелеров 13. При достижении заданной высоты подъема стойки фиксируются морскими болтами, устанавливаемыми в отверстия стоек, сочетание регулируемых по высоте роликовых передних опор и шарового шарнира в регулируемой по высоте задней опоры обеспечивает точное позиционирование фланца ЭС 6 относительно заднего фланца двигателя, позволяющее совместить отверстия на фланцах ЭС 6 и двигателя 3 и последующую установку соединительных болтов.

Передняя следящая опора 11 пневмогидравлического типа (фиг. 3) состоит из стакана 17 с регулируемой опорой 18 для подсоединения к установочному центральному кронштейну ЭВУ, подвижной стойки 20 с подкатной кареткой 10 с двумя нетормозными колесами. Подвижная стойка 20 соединена с стаканом 17 пневмоцилиндром 21, давление сжатого газа в котором компенсирует нагрузку на фланец двигателя от веса ЭВУ.

Для гашения возникающих автоколебаний между подвижной стойкой 20 и стаканом 17 установлен гидравлический амортизатор 22. Конструктивно стакан и подвижная стойка 20 передней следящей опоры 11 могут быть выполнены из катаных профилей из сплава АМг-6. Стакан 17 может выполняться сварным из швеллера, а подвижная стойка 20 в виде трубы квадратного сечения с приварными фланцами. Регулируемая опора 18 винтового типа на стакане 17 может быть выполнена из углеродистой стали.

По конструкции задняя следящая опора аналогична передней (фиг. 5), но в комплект включена дополнительная укороченная подвижная стойка 20.1, которая используется вместо основной (длинной) при установке ЭС с поворотом на 90° в положении ЭС «на ребро», при этом подсоединение укороченной задней следящей опоры осуществляется к проушине на боковой поверхности ЭС.

Конструктивно рама задней платформы 12 может представлять собой сварную конструкцию из швеллера АМг-6. Рама содержит продольный паз для прохода задней следящей опоры (ЗСО) 16 (фиг. 2) при выкатке задней платформы после установки ЭС. Стойки задней платформы могут быть выполнены в виде квадратных труб из сплава АМг-6. В нижней части стойки аналогично стойке передней рамы установлена подкатная каретка, изготовленная, например, из углеродистой стали с двумя нетормозными колесами.

Работа стенда осуществляется следующим образом.

В исходном состоянии самолет 1, например, ИЛ-76, с крыльями 2 и штатными двигателями 3 установлен на бетонированной площадке в месте проведения эксперимента и надежно закреплен от перемещений при гонке авиационного двигателя силовой установки.

В силовой установке с двигателя демонтированы штатные входное устройство и сопло с реверсом. На площадке в 5 метрах от фланцев по оси двигателя соответственно установлены передняя платформа 7 в положении выреза в раме назад и задняя платформа 12 в положении выреза вперед. Рамы 14.1 и 14.2 обеих платформ находятся в нижнем положении. На площадке находятся также транспортные средства с доставленными ЭВУ 5, ЭС 6, автокран, грузоподъемностью не менее 3-х тонн со строповыми устройствами, передняя 11 и задняя 16 следящие опоры, компоненты пневмосистемы, два штабелера 13 грузоподъемностью не менее 2-х тонн и высотой подъема не менее 2,5 м.

В процессе подготовки к установке ЭВУ 5 перегружают с помощью крана и стропового устройства с транспортного средства на переднюю платформу 7. Крюки стропового устройства заводятся в отверстия такелажных проушин, имеющихся на верхней поверхности ЭВУ. Крепление ЭВУ на передней платформе 7 выполняется в трех точках на регулируемых опорах 8 передней платформы с помощью болтов. Вручную платформа перемещается с установленным ЭВУ к переднему фланцу авиационного двигателя. Штабелеры 13 размещаются по левую и правую сторону передней платформы 7 вилами штабелеров 13 навстречу друг другу с расчетом, чтобы центр тяжести рамы передней платформы 7 с установленным ЭВУ оказался внутри размаха вил штабелеров 13. Вилы штабелеров заводятся под раму передней платформы 7.

Для установки и подсоединения ЭВУ 5 к переднему фланцу авиационного двигателя 3 рама 14.1 передней платформы 7 с ЭВУ 5 поднимается с помощью вил двух штабелеров 13 на высоту, грубо соответствующую совпадению по высоте осей ЭВУ и авиационного двигателя. После подъема рама передней платформы 7 фиксируется мехупорами (например, морскими болтами). После фиксации рамы вилы штабелеров опускаются, штабелеры откатываются в зону задней платформы. Вручную подкатывается передняя платформа до контакта фланца ЭВУ с передним фланцем авиационного двигателя, обеспечив их соосность. С помощью регулировочных механизмов опор 8 на раме 14.1 передней платформы 7 выполняется тонкая регулировка по высоте, крену и углу тангажа положения ЭВУ относительно авиационного двигателя, обеспечивая совпадение отверстий на фланцах путем установки болтов, соединяющих фланцы ЭВУ и авиационного двигателя.

Для установки передней следящей опоры 11 (ПСО) передняя следящая опора 11 заводится в вырез рамы 14.1 передней платформы 7 и устанавливается вертикально пневмоцилиндром 21 вперед. Болтом с гайкой соединяется вилка регулируемой опоры 18 ПСО 11 с центральным установочным кронштейном на нижней поверхности ЭВУ 5. Устанавливается мехупор ПСО, и вес ЭВУ разгружается с помощью регулируемой опоры 18 ПСО 11. Контроль разгрузки осуществляется путем достижения свободного выхода (при снятой гайке) болта крепления ЭВУ на передней регулируемой опоре на раме 14.1 передней платформы 7. В процессе обеспечения разгрузки веса ЭВУ устанавливается подкос 26 ПСО, после чего устанавливаются колодки под колеса каретки ПСО. Далее болты крепления ЭВУ к регулировочным механизмам на раме передней платформы 7 отсоединяются. Передняя платформа откатывается вперед за пределы экспериментальной площадки. Рама 14.1 передней платформы 7 переводится с помощью штабелеров 13 в нижнее положение, и устанавливается подкос 27 ПСО.

Подготовку к установке ЭС 6 в горизонтальном положении осуществляют путем установки на заднем фланце авиационного двигателя взамен демонтированного штатного сопла с реверсом ЭС 6. ЭС перегружают с помощью крана и стропового устройства с транспортного средства на заднюю платформу 12. Крюки стропового устройства заводят в отверстия такелажных проушин, имеющихся на верхней поверхности ЭС. Крепление ЭС на задней платформе 12 выполняется в трех точках на регулируемых опорах задней платформы с помощью болтов. Платформу перемещают вручную с установленным ЭС к заднему фланцу авиационного двигателя. Штабелеры 13 размещают по левую и правую сторону задней платформы вилами навстречу друг другу с расчетом, чтобы центр тяжести рамы задней платформы с установленным ЭС оказался внутри размаха вил штабелеров 13. Вилы штабелеров заводят под раму задней платформы 12.

В процессе установки и подсоединения ЭС в горизонтальном положении к заднему фланцу авиационного двигателя с помощью двух штабелеров 13 раму задней платформы 12 поднимают с ЭС на высоту, примерно соответствующую совпадению по высоте осей ЭС и авиационного двигателя. После подъема рама задней платформы фиксируется мехупорами (например, морскими болтами). После фиксации рамы вилы штабелеров опускаются, штабелеры 13 откатываются за пределы экспериментальной площадки. Задняя платформа 12 подкатывается вручную до контакта фланца ЭС с задним фланцем авиационного двигателя, обеспечивая их соосность. С помощью регулировочных механизмов опор на раме задней платформы 12 выполняется тонкая регулировка по высоте, крену и углу тангажа положения ЭС относительно авиационного двигателя, обеспечивая совпадение отверстий на фланцах ЭС и авиационного двигателя. Устанавливаются болты, соединяющие фланцы ЭС и авиационного двигателя.

Затем устанавливают ЗСО 16 посредством ввода в вырез рамы задней платформы 12 вертикально пневмоцилиндром 21 назад. Соединяют болтом с гайкой вилку регулируемой опоры 18 ЗСО 16 с центральным установочным кронштейном на нижней поверхности ЭС. Устанавливают мехупор ЗСО. Разгружают с помощью регулируемой опоры 18 ЗСО 16 вес ЭС 6. Контроль разгрузки осуществляют путем достижения свободного выхода (при снятой гайке) болта крепления ЭС на задней регулируемой опоре 8 на раме 14.2 задней платформы 12. При обеспечении разгрузки веса ЭС устанавливают подкос 26 ЗСО. Устанавливают колодки под колеса каретки 10 ЗСО 16. Отсоединяют скобы крепления ЭС 6 к технологической раме 33 задней платформы 12. Затем откатывают заднюю платформу назад за пределы экспериментальной площадки, а раму задней платформы переводят с помощью штабелеров 13 в нижнее положение и устанавливают подкос 27 ЗСО.

Для установки ЭС 6 с поворотом на 90° и подсоединения ЭС к заднему фланцу авиационного двигателя выворачивают болты крепления ЭС 6 к заднему фланцу авиационного двигателя. Отодвигают заднюю платформу с ЭС назад до образования зазора 3-5 мм между фланцами авиационного двигателя и ЭС. С помощью ручного гидропривода поворачивают ЭС на 90° против часовой стрелки (по полету), совмещая отверстия во фланцах ЭС и авиационного двигателя. Устанавливают болты, соединяющие фланцы ЭС и авиационного двигателя.

При проведении эксперимента работа стенда осуществляется следующим образом. Передняя 7 и задняя 12 платформы отсутствуют. ЭВУ 5 и ЭС 6 опираются соответственно на ПСО 11 и ЗСО 16, которые зафиксированы мехупорами. Пневмоцилиндры 21 ПСО и ЗСО подключены к пневмосистеме, смонтированной по схеме (фиг. 6). Сжатый газ в пнемоцилиндры 21 не подан. Перед началом эксперимента, по команде руководителя работ пневмосистема активируется, для чего из баллона 23 высокого давления (150 кгс/см2)через понижающий редуктор 24 подается газообразный азот заданного давления в полости пневмоцилиндров 21. Усилие от действия сжатого газа на поршень через шток передается на ЭВУ или ЭС, компенсируя их вес. При достижении заданного давления в пневмоцилиндрах 21 происходит компенсация веса. После чего мехупоры должны быть сняты и ПСО и ЗСО готовы к работе.

Для поддержания постоянного давления газа в цилиндрах ПСО и ЗСО в пневмосхему введены предохранительные клапаны 25, обеспечивающие постоянство давления в пневмоцилиндрах при превышении давления относительно заданного в процессе перемещения поршня в сторону уменьшения газовой полости.

В процессе гонки система опор 11 и 16 пневмогидравлического типа компенсирует повышенные нагрузки на двигатель в условиях угловых перемещений двигателя относительно осей XYZ на самолете 1, обеспечивая постоянные усилия для компенсации вертикальных перемещений (при клевке ЛА) в центре масс ЭВУ на всех режимах работы двигателя, возникающих в результате действия момента от силы тяги двигателя, вектор которого не совпадает с положением центра масс самолета. При этом возникает разворачивающий момент относительно оси Z, и система следящих опор 11 и 16 предупреждает наклон вниз передней части самолета (клевок), осуществляя компенсацию вертикальных нагрузок на двигатель как в статическом положении, так и при произвольных перемещениях двигателя, имеющих место во время гонок.

После окончания эксперимента мехупоры снова устанавливаются на ПСО и ЗСО.

1. Способ подготовки и проведения испытаний на работоспособность входных и выходных устройств авиационного двигателя в аэродромных условиях, включающий гонку двигателя, регистрацию параметров работы двигателя на различных режимах, отличающийся тем, что дополнительно производят операции подготовки к испытаниям и установки входных и выходных устройств вместо демонтированных штатных входного и выходного устройств авиационного двигателя силовой установки, для этого размещают экспериментальное входное устройство (ЭВУ) на передней платформе и закрепляют его при нижнем положении рамы платформы в трех точках путем соединения болтами установочных кронштейнов в нижней части ЭВУ и проушин опор на раме платформы, затем платформу с ЭВУ перемещают к переднему фланцу двигателя, с помощью двух штабелеров поднимают раму передней платформы с ЭВУ, фиксируют на стойках платформы для точного позиционирования и совпадения отверстий на фланцах ЭВУ с передним фланцем двигателя на летательном аппарате, обеспечивая соосность фланца ЭВУ с передним фланцем двигателя, для этого выполняют с помощью регулировочных механизмов винтовых опор на раме передней платформы тонкую регулировку по высоте, крену и углу тангажа положения ЭВУ относительно двигателя, обеспечивая совпадение отверстий на фланцах, зафиксировав положение ЭВУ на двигателе установкой болтов, соединяющих фланцы ЭВУ и двигателя, после подъема фиксируют раму передней платформы мехупорами, вилы штабелеров опускают;

затем для компенсации нагрузки от экспериментального входного устройства вводят переднюю следящую опору (ПСО) в вырез рамы передней платформы и устанавливают ее вертикально пневмоцилиндром вперед, соединив болтом с гайкой вилку регулировочного устройства, выполненного в виде стакана с регулируемой опорой ПСО, с центральным установочным кронштейном на нижней поверхности ЭВУ, установив мехупор ПСО для фиксации подвижной части стойки относительно неподвижной, разгружают с помощью регулируемой опоры ПСО вес экспериментального входного устройства, после обеспечения разгрузки веса ЭВУ устанавливают подкосы ПСО, далее устанавливают колодки под колеса каретки ПСО и, отсоединив болты крепления ЭВУ к регулировочным механизмам на раме передней платформы, откатывают переднюю платформу вперед; раму передней платформы переводят с помощью штабелеров в нижнее положение,

в операции подготовки и установки экспериментального сопла (ЭС) вместо демонтированного штатного сопла авиационного двигателя устанавливают экспериментальное сопло (ЭС), для этого выполняют операции по закреплению ЭС на раме задней стойки, экспериментальное сопло перемещают на задней платформе; поднимают при помощи двух штабелеров раму задней платформы на высоту, соответствующую совпадению по высоте осей ЭС и двигателя, для точного позиционирования и подсоединения к заднему фланцу двигателя, обеспечивая их соосность с помощью регулировочных механизмов опор на раме задней платформы, выполняют тонкую регулировку по высоте, крену и углу тангажа положения ЭС относительно двигателя с целью совпадения отверстий на фланцах ЭС и двигателя, установив болты, соединяющие фланцы ЭС и двигателя, затем вводят заднюю следящую опору в вырез рамы задней платформы и устанавливают ее вертикально пневмоцилиндром назад, соединяют болтом с гайкой вилку регулируемой опоры задней следящей опоры (ЗСО) с центральным кронштейном на нижней поверхности ЭС, устанавливают мехупор задней следящей опоры (ЗСО), разгружая с помощью регулируемой опоры вес ЭС, устанавливают подкосы ЗСО;

отсоединяют болты крепления ЭС к регулировочным механизмам на раме задней платформы; раму задней платформы откатывают назад, переводя с помощью штабелеров в нижнее положение,

установку и подсоединение ЭС к заднему фланцу двигателя осуществляют как в горизонтальном положении, так и с поворотом на 90°, подсоединяя ЭС к заднему фланцу двигателя, при этом поворот ЭС осуществляют с помощью гидропривода;

в процессе гонки двигателя передняя и задняя следящие опоры осуществляют компенсацию вертикальных нагрузок на передний и задний фланцы двигателя как в статическом положении, так и при перемещениях двигателя в процессе гонки.

2. Стенд для подготовки и проведения испытаний на работоспособность входных и выходных устройств авиационного двигателя в аэродромных условиях, содержащий самолет с силовыми установками, расположенными на крыльях, отличающийся тем, что на авиационном двигателе силовой установки, предназначенном для отработки ЭВУ и ЭС, демонтированы штатные входное устройство и сопло, а для подготовки испытаний дополнительно стенд оснащен передней платформой для установки ЭВУ, передней следящей опорой, задней платформой для установки ЭС с механизмом поворота, основной или укороченной задней следящей опорой, двумя штабелерами; при этом передняя платформа состоит из рамы с регулируемыми винтовыми опорами и четырех регулируемых по высоте стоек с подкатными каретками, ЭВУ и ЭС дополнительно оснащены установочными кронштейнами, а регулировочные механизмы передней и задней платформ оснащены проушинами для соединения с установочными кронштейнами, каждая из следящих опор, передняя и задняя основная и укороченная следящие опоры пневмогидравлического типа выполнены из стакана с регулируемой винтовой опорой для подсоединения к центральному установочному кронштейну на нижней поверхности ЭВУ и ЭС и подвижной стойки с подкатной кареткой с двумя колесами на пневмошинах, подвижная стойка соединена со стаканом пневмоцилиндром; ПСО и ЗСО устанавливаются соответственно вперед и назад пневмоцилиндрами, выполненными с возможностью создавать с помощью сжатого газа компенсирующее усилие от веса ЭВУ и ЭС;

передняя платформа содержит раму с продольным пазом для прохода передней следящей опоры при выкатке передней платформы после установки ЭВУ и четыре стойки, регулируемые по высоте, с подкатными каретками;

задняя платформа состоит из рамы с продольным пазом для прохода задней следящей опоры при выкатке задней платформы после установки ЭС, четырех стоек и механизма поворота ЭС на 90° с гидроприводом в соответствии с условиями проведения эксперимента.

3. Стенд по п. 2, отличающийся тем, что укороченная задняя следящая опора включает укороченную подвижную стойку, которая используется при установке ЭС с поворотом на 90°, при этом подсоединение укороченной задней следящей опоры осуществляется к установочному кронштейну на боковой поверхности ЭС.

4. Стенд по п. 2, отличающийся тем, что для гашения возникающих автоколебаний между подвижной стойкой и верхним стаканом установлен гидравлический амортизатор.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способу и системе для управления двигателем на основе влажности окружающего воздуха на основе выходных сигналов от датчиков содержания кислорода во всасываемом воздухе или в отработавших газах.

Изобретение относится к способу прогнозирования остаточного ресурса фильтра транспортного средства. Способ прогнозирования остаточного ресурса фильтра транспортного средства, в котором принимают в контроллере транспортного средства сигнал от одного датчика, присутствующего в транспортном средстве и с помощью указанного контроллера формируют указание о наличии состояния ухудшения характеристик фильтра всасываемого воздуха двигателя транспортного средства на основании того, что разброс показаний потока воздуха относительно указанного сигнала меньше ожидаемого, когда угол открытия дросселя транспортного средства больше верхнего порогового значения.

Изобретение относится к датчику отработавших газов, связанному с выпускной системой двигателя внутреннего сгорания. Предложены способы и система для определения содержания спирта в топливе, впрыскиваемом в двигатель, по выходным сигналам датчика отработавших газов.

Группа изобретений относится к регулированию двигателя внутреннего сгорания. Предложены способы и система эксплуатации датчика отработавших газов с переменным напряжением в двигателе внутреннего сгорания.

Изобретение относится к устройствам контроля. Телеметрическая система контроля технического состояния транспортного средства содержит синтезатор питания, модуль навигации, модуль связи и центральный микропроцессорный модуль.

Изобретение может быть использовано в двигателях внутреннего сгорания. Способ для двигателя заключается в том, что генерируют вибрацию с помощью исполнительного механизма в отсутствие сгорания в двигателе.

Способ локализации негерметичных клапанов газораспределительного механизма 4-тактного автомобильного ДВС основан на визуальном наблюдении за выходом дыма из свечных отверстий двух контрольных цилиндров при нагнетании дыма в камеру сгорания диагностируемого цилиндра.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к стендам для испытания компрессоров. Испытательный стенд характеризуется тем, что теплообменник (6), содержащийся в замкнутой пневматической магистрали (14), является криогенным теплообменником (6), один вход которого соединен с выходом турбины (2), являющейся технологической турбиной (2), а один выход - с компрессором (4), который является испытуемым компрессором (4).

Изобретение относится к техническому обслуживанию автотранспортных машин. Фиксацию материала, используемого при выполнении смазочно-заправочной операции с помощью предназначенного для этого прибора, осуществляют на экран, ветошь, перчатки и верхнюю одежду оператора, которые взвешивают до и после применения названного прибора.

Изобретение относится к технической диагностике и может быть использовано для определения технического состояния деталей цилиндропоршневой группы и газораспределительного механизма двигателя без его пуска.

Изобретение относится к области измерительной техники для определения расхода топлива в двигателе внутреннего сгорания. Устройство для испытаний двигателей внутреннего сгорания содержит средство 2 сбора и обработки данных, подключенное к датчикам 3 режима работы испытуемого двигателя, командный блок 4, подключенный к органам 5 управления работой двигателя, и систему 6 измерения расхода топлива в испытуемом двигателе 1, имеющую расходный топливный бак 7, подключенный к нему циркуляционный насос 8, регулятор давления топлива 9, деаэратор с сепарирующим элементом 11 и трубопроводы подключения системы измерения к напорному 12 и сливному 14 топливопроводам испытуемого двигателя. В напорной магистрали 10 циркуляционного насоса 8 последовательно установлены топливный фильтр 16, измеритель расхода топлива 17, подключенный к средству 2 сбора и обработки данных, и компенсационная емкость 18 с датчиком уровня 19, сообщенная с трубопроводами 13 и 15 испытуемого двигателя через управляемые клапаны 20, 21. Устройство дополнительно снабжено демпфирующей емкостью 22, выполненной в виде герметичного бака с каналами подвода 24 и отвода топлива 25 и воздушной полостью, расположенной в его верхней части и подключенной к расходному топливному баку 7 через регулятор давления 9. Сепарирующий элемент 11 деаэратора выполнен в виде проницаемой перегородки, расположенной в нижней части герметичного бака между каналами подвода и отвода топлива. Компенсационная емкость 18 выполнена в виде цилиндрического бака с конической верхней крышкой и воздушным колпаком, сообщенным со сливным трубопроводом 31 расходного топливного бака через управляемый клапан 32, подключенный к командному блоку 4, причем датчик уровня 19 размещен в воздушном колпаке и подключен к средству 2 сбора и обработки данных. Технический результат - повышение точности и достоверности результатов измерения расхода топлива при расширении функциональных возможностей устройства. 4 ил.

Изобретения относятся к области испытаний авиационной техники, в частности к наземным установкам для испытаний авиационных двигателей. Предлагаемые изобретения позволяют проводить испытаний экспериментальных входных устройств и сопел авиационных двигателей без создания дорогостоящих специализированных стендов в условиях, максимально приближенных к условиям реальной эксплуатации летательных аппаратов. Способ подготовки и проведения испытаний в аэродромных условиях включает операции подготовки к испытаниям и установки входных и выходных устройств вместо демонтированных штатных входного и выходного устройств авиационного двигателя силовой установки. Для этого размещают экспериментальное входное устройство на передней платформе и закрепляют его при нижнем положении рамы платформы, затем платформу с ЭВУ перемещают к переднему фланцу двигателя, с помощью двух штабелеров поднимают раму передней платформы с ЭВУ, фиксируют на стойках платформы. Выполняют с помощью регулировочных механизмов винтовых опор на раме передней платформы тонкую регулировку по высоте, крену и углу тангажа положения ЭВУ относительно двигателя, фиксируют положение ЭВУ на двигателе установкой болтов, соединяющих фланцы ЭВУ и двигателя. После подъема фиксируют раму передней платформы мехупорами, вилы штабелеров опускают. Затем для компенсации нагрузки от экспериментального входного устройства вводят переднюю следящую опору в вырез рамы передней платформы и устанавливают ее вертикально и разгружают с помощью регулируемой опоры ПСО вес экспериментального входного устройства. После обеспечения разгрузки веса ЭВУ устанавливают подкосы ПСО, далее устанавливают колодки под колеса каретки ПСО и, отсоединив болты крепления ЭВУ к регулировочным механизмам на раме передней платформы, откатывают переднюю платформу. Раму передней платформы переводят с помощью штабелеров в нижнее положение. В операции подготовки и установки экспериментального сопла вместо демонтированного штатного сопла авиационного двигателя устанавливают экспериментальное сопло, для этого выполняют операции по закреплению ЭС на раме задней стойки, аналогичные операциям по креплению ЭВУ на раме передней платформы. Установку и подсоединение ЭС к заднему фланцу двигателя осуществляют как в горизонтальном положении, так и с поворотом на 90°, подсоединяя ЭС к заднему фланцу двигателя, при этом поворот ЭС осуществляют с помощью гидропривода. Также группа изобретений содержит стенд для осуществления указанного выше способа подготовки и проведения испытаний на работоспособность входных и выходных устройств авиационного двигателя в аэродромных условиях. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Наверх