Испытание машин и двигателей: .испытание газотурбинных или реактивных установок – G01M 15/14

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании деталей из углерод-углеродного композиционного материала (УУКМ), работающих в условиях воздействия высокотемпературной окислительной среды на поверхности деталей ракетной техники. Установка для определения окислительной стойкости углерод-углеродного композиционного материала, в том числе с защитным покрытием, включающая камеру из огнеупорного материала для размещения образца испытуемого материала и сопло для подачи газового потока в камеру, выполненное в передней стенке установки, снабжена набором съемных передних стенок различной толщины, в которых сопло расположено под разными углами к продольной оси камеры установки, при этом камера установки размещена в металлическом корпусе с теплозащитным кожухом, причем, теплозащитный кожух и камера выполнены разъемными. Изобретение обеспечивает имитацию воздействия высокотемпературного газового потока на детали ракетной техники в условиях, приближенных к реальным, и определение окислительной стойкости УУКМ при воздействии высокотемпературного газового потока под разными углами и на различном расстоянии. 6 ил.

Изобретение относится к энергомашиностроению и представляет собой способ диагностики флаттера лопаток рабочего колеса в составе осевой турбомашины на заданном рабочем режиме. Изобретение основано на том, что увеличение длины лопатки при флаттере вследствие высоких амплитуд колебаний приводит не только к уменьшению радиального зазора, но и к касанию лопаток о внутреннюю поверхность корпуса турбомашины. Нанесение истираемого покрытия на внутренний корпус турбомашины и контроль характерных особенностей его износа позволит диагностировать наличие или отсутствие флаттера лопаток на данном режиме, а также определить диаметральную форму колебаний, по которой реализовался флаттер. Технический результат заключается в повышении надежности и снижении трудоемкости процесса диагностики флаттера рабочих лопаток турбомашин.1з.п.ф-лы, 2ил.

Изобретение относится к авиации, в частности к способу определения настроечного значения температуры газа для выключения охлаждения турбины при испытаниях и эксплуатации газотурбинного двигателя. При реализации заявленного способа испытаний газотурбинного двигателя повышается точность подсчета температуры газа выключения охлаждения турбины за счет учета поправки на угол установки направляющего аппарата компрессора высокого давления, что обеспечит синхронное выключение охлаждения.

Изобретение относится к испытательной технике и, в частности, к испытаниям камер сгорания и газогенераторов жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с целью оценки высокочастотной устойчивости процесса горения. Генератор содержит корпус с подсоединительным патрубком и форкамерой, в котором размещена втулка из диэлектрика, в которой размещены электроды. При этом один из электродов установлен по оси форкамеры и является общим, а остальные электроды расположены по окружности с одинаковым зазором между собой. Причем осевой электрод соединен с остальными электродами, размещенными по окружности, металлическими проволочками диаметром 0,02 0,5 мм. Другие концы электродов предназначены для подключения к источнику высокого напряжения, а концы электродов, размещенных внутри форкамеры, выполнены с утолщением, причем к форкамере подсоединен штуцер для подачи азота продувки. При размещении по окружности четного числа электродов на конце осевого электрода в радиальном направлении к электродам, расположенным по окружности, могут быть выполнены сквозные радиальные пересекающиеся каналы, в которых размещены металлические проволочки. При этом концы каждой из них соединены с соответствующей парой противолежащих электродов, расположенных по окружности, причем в торце осевого электрода выполнено глухое отверстие с резьбой, пересекающее сквозные радиальные каналы, в котором установлен винт, прижимающий металлические проволочки к внутренним кромкам сквозных каналов осевого электрода. Изобретение обеспечивает создание нескольких импульсов во время одного испытания камер сгорания и газогенераторов ЖРД на устойчивость при высокой стабильности величины импульса. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к контролю технического состояния сложных энергетических объектов, например авиационных газотурбинных двигателей (ГТД), и может быть использовано для диагностики ГТД в процессе их эксплуатации в реальном времени, при техническом обслуживании и/или после ремонта. Способ определения технического состояния энергетического объекта включает контроль на заданных режимах работы энергетического объекта значений выбранных параметров работы объекта, сравнение их с эталонными и по их расхождению определение технического состояния объекта, причем по контролируемым параметрам работы определяют показатель нормированного размаха (показатель Хёрста), значение которого и сравнивают с эталонным значением, а показатель Хёрста определяют по значениям виброхарактеристики по значениям проточной части объекта энергетического объекта на заданных режимах работы объекта. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам диагностики технического состояния летательных аппаратов. Система сбора данных, контроля и диагностики технического состояния агрегатов привода винтов вертолета включает пьезоэлектрические датчики вибрации, которые установлены на корпусе, по меньшей мере, одного из агрегатов привода винтов вертолета и расположены так, что получают данные с полнотой, достаточной для диагностики технического состояния деталей, узлов, по меньшей мере, одного агрегата привода винтов работающего вертолета, и бортовой электронный блок. Электронный блок связан с выходами датчиков вибраций и выполнен с возможностью цифровой обработки вибросигналов, управления и осуществления сбора, первичной обработки и оценки параметров сигналов отдельных датчиков и/или их комбинаций, накопления данных датчиков и сохранения их на внешних и/или съемных носителях, пригодных для считывания компьютером, и вторичной обработки в наземных условиях. Повышается эффективность сбора данных, информативность контроля и диагностики технического состояния агрегатов привода винтов работающего вертолета. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 7 ил.

Способ предназначен для испытания, доводки, диагностики и эксплуатации турбореактивных реактивных двигателей, а конкретно для диагностики технического состояния ГТД по акустическим и газодинамическим параметрам потока. Сравнивают поля акустических и газодинамических параметров потока скорости и тяги испытуемого двигателя с акустическими и газодинамическими параметрами потока скоростью и тягой эталонного двигателя и с акустическими и газодинамическими параметрами потока скоростью и тягой двигателя с характерными дефектами проточной части. Такой способ позволяет повысить точность и достоверность диагностики технического состояния элементов проточной части ТРДД, определения конкретного дефекта и его местонахождения и размер как при испытаниях на стенде, так и в аэродромных условиях для определения дефектов двигателей, находящихся в эксплуатации. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Способ определения эрозии крыльчатки центробежного турбокомпрессора ступени сжатия турбомашины. Крыльчатка (10) центробежного турбокомпрессора содержит ступицу (12), полотно (14), продолжающееся радиально от ступицы, и множество лопаток (16), установленных на крыльчатке. Полотно содержит индикатор (18) эрозии. Индикатор (18) эрозии содержит по меньшей мере одно ребро (20), выступающее радиально от периферийного края (22) полотна в положении задней кромки (16b) одной из лопаток (16). Причем ребро (20) имеет осевую толщину, которая меньше осевой толщины полотна (14) для образования уступа между плоской поверхностью ребра и поверхностью полотна, от которой продолжается лопатка. Для проверки вводят эндоскоп (40) в ступень (13) сжатия для проверки износа индикатора (18) эрозии крыльчатки. Исключена необходимость в демонтаже крыльчатки турбокомпрессора для проверки его эрозии, поскольку механик может проверить износ крыльчатки, направив камеру на индикатор износа. Затем, поворачивая крыльчатку турбокомпрессора, механик может легко проверить эрозию, создаваемую бороздами у хвостовиков каждой лопатки крыльчатки. Таким образом, степень эрозии можно определить при регламентном обслуживании, а не только при капитальном ремонте турбомашины. 4 н. и 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к контролю технического состояния авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и может быть использовано для диагностики ГТД в процессе их эксплуатации в реальном времени. Способ вибродиагностики двухвального газотурбинного двигателя включает измерение частоты вращения каждого ротора и выделение значений вибрации каждого ротора в зависимости от частоты его вращения, причем дополнительно по значениям частот вращения каждого ротора определяют расчетное значение частоты вращения и снимают значение вибрации на данной частоте, которое сравнивают с выделенными значениями вибрации каждого ротора, а также с заданным допустимым значением уровня вибрации двигателя на данной частоте и по результатам каждого сравнения определяют состояние газотурбинного двигателя. Технический результат изобретения - точность и надежность диагностики ГТД за счет определения неисправности трансмиссии каждого ротора отдельно, а также состояния межвального подшипника двигателя в широком диапазоне режимов работы двигателя независимо от конструкции межвального подшипника. 1 ил.

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей и может быть использовано для диагностики положения направляющих аппаратов осевого компрессора ротора газотурбинной установки, например, авиационного газотурбинного двигателя (ГТД). Дополнительно задают допустимые значения отклонений от программного положения направляющих аппаратов на приемистости и торможении ротора компрессора, причем в качестве значений допустимых отклонений на приемистости и торможении используют значения заданного допустимого уровня отклонения положения направляющих аппаратов и заданной величины скорости изменения частоты вращения ротора компрессора, причем на режимах приемистости или торможения допустимое заданное значение отклонения положения направляющих аппаратов сравнивают с значением отклонения текущего положения направляющих аппаратов от программного, а допустимое значение величины скорости изменения частоты вращения ротора компрессора - с текущим ее значением и по результатам сравнения диагностируют положение направляющих аппаратов ротора компрессора на приемистости или торможении. Технический результат изобретения - повышение надежности диагностирования во всем диапазоне режимов его работы. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей с имитацией высотных условий. Стенд для высотных испытаний ракетных двигателей с тонкостенными соплами содержит барокамеру, выхлопной диффузор, кольцевой эжектор и соединенный с ним источник эжектирующего рабочего тела. Источник эжектирующего рабочего тела выполнен в виде парогенератора, образованного охватывающим диффузор кожухом, полость которого на входе сообщена с подводом охлаждающей жидкости, а на выходе с кольцевым эжектором. Стенд снабжен форсунками, размещенными в кольцевом эжекторе и имеющими программно разрушающиеся корпусы. Изобретение позволяет имитировать высотные условия при испытании ракетного двигателя с тонкостенным соплом на различных режимах его работы, включая период выключения, а также обеспечить сохранность элементов конструкции двигателя. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области испытаний и эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности двухконтурных, а именно к контролю технического состояния во время их испытаний и эксплуатации для принятия решения по их обслуживанию и дальнейшей эксплуатации. В качестве дополнительного параметра для оценки изменений технического состояния двигателя выбирают полную температуру газа за турбиной низкого давления , измеренную не менее чем в 8 точках, равномерно распределенных по окружности в характерном сечении, определяют среднюю температуру и предварительно устанавливают предельно допустимое отклонение средней температуры от ее исходного значения в процессе эксплуатации, определяют термопары с максимальным и минимальным значением температуры по измеренным текущим температурам двигателя в процессе эксплуатации, проводят оценку изменения технического состояния по предельно допустимым отклонениям от средней температуры, по предельно допустимым отклонениям разницы между максимальным и минимальным значением температуры, а по месту расположения термопар с максимальной и минимальной температурой определяется место расположения неисправного узла и причина неисправности. Оценку технического состояния производят при значениях разности температур в точках с максимальной и минимальной температурой не более 110°C, и отклонениях температуры по всем точкам от среднего значения не более 10°. Технический результат изобретения - повышение точности определения мест засорения, износа, повреждения проточной части газовоздушного тракта, надежности поддержания требуемого режимного состояния и эксплуатационных характеристик, эксплуатационной экономичности газотурбинного двигателя. 1 з.п. ф-лы, 1 ил., 3 табл.

Изобретения относятся к измерительной технике, в частности к области контроля состояния газотурбинных двигателей, и могут быть использованы для контроля вибрационных явлений, появляющихся в газотурбинном двигателе летательного аппарата во время работы. Способ состоит в том, что устанавливают спектр частот вибрационного сигнала, характерного для состояния работы двигателя и его компонентов, используют множество вибрационных сигнатур, каждая из которых соответствует вибрационному явлению, которое появляется во время работы авиационных двигателей того же типа, что и контролируемый, и причиной которого является дефект или ненормальная работа компонента двигателей. При этом в спектре идентифицируют точки кривых, которые отвечают математическим функциям, каждая из которых определяет вибрационную сигнатуру, для каждой идентифицированной кривой, соответствующей дефекту компонентов двигателя, анализируют амплитуду, связанную с точками кривой, по отношению к предопределенным значениям амплитуды, соответствующим степени серьезности дефекта, и при превышении значения амплитуды или при обнаружении ненормальной работы передают сообщение, связанное с вибрационной сигнатурой. Система содержит средства получения вибрационного сигнала, средства установления спектра частот вибрационного сигнала, базу данных, содержащую множество вибрационных сигнатур, средства идентификации в спектре частот вибрационной сигнатуры, средства анализа амплитуды и средства передачи сообщения, связанного с вибрационной сигнатурой. Технический результат заключается в улучшении качества контроля за состоянием газотурбинного двигателя. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к авиации и предназначено для определения температуры газа при испытаниях и эксплуатации газотурбинных двигателей на форсажных режимах. Техническим результатом, объективно достигаемым при использовании заявленного способа, является повышение точности определения температуры газа перед турбиной на форсажном режиме за счет уменьшения расчетных величин и использования метода косвенного измерения. Указанный технический результат достигается тем, что в способе определения температуры газа перед турбиной на форсажном режиме турбореактивного двигателя измеряют на максимальном и форсажном режимах температуру газа за турбиной Т_4М и Т_4Ф, также измеряют на максимальном и форсажном режимах давление за компрессором Р_КМ и Р_КФ и за турбиной Р_ТМ и Р_ТФ, далее определяют температуру газа перед турбиной на максимальном режиме перед включением форсажа Т_ГМ. Затем приводится формула для определения температуры газа перед турбиной на форсажном режиме Т_ГФ.

Изобретение относится к авиадвигателестроению и энергомашиностроению и может найти применение при доводке газотурбинных двигателей (ГТД), а также для создания систем диагностики колебаний. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности и надежности диагностики колебаний рабочего колеса турбомашины в режиме реального времени. Технический результат достигается тем, что в способе диагностики колебаний рабочего колеса турбомашины сигналы измеряют одновременно, по меньшей мере, с двух датчиков, вторым из которых является вибропреобразователь, установленный на статорных деталях турбомашины вблизи рабочего колеса, в качестве безразмерного параметра, характеризующего потерю устойчивости, используют коэффициент эксцесса, предварительно задают пороговые уровни для сигналов с датчика пульсаций давления потока и вибропреобразователя и определяют соответствующие им пороговые значения коэффициентов эксцесса, измерение сигналов производят в узкой полосе частот, для каждого из сигналов определяют значения коэффициентов эксцесса и моменты времени, в которые они достигают своих пороговых значений, при этом, если коэффициент эксцесса для сигнала с датчика пульсаций давления потока достигает своего порогового значения раньше, чем коэффициент эксцесса для сигнала с вибропреобразователя, то это свидетельствует о наличии срывных колебаний в рабочем колесе, если коэффициенты эксцесса для сигналов с датчика пульсаций давления потока и вибропреобразователя одновременно достигают своих пороговых значений, то это свидетельствует о наличии автоколебаний в рабочем колесе. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к способам технической диагностики дефектов элементов газотурбинного двигателя при его испытаниях и может найти применение при его доводке, а также для создания систем диагностики двигателя. Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение, является повышение эффективности и надежности диагностики технического состояния элементов двигателя за счет выявления на ранней стадии появления дефекта - ослабления затяжки крепления рабочего колеса с валом - в процессе испытаний без переборки двигателя. Технический результат достигается тем, что предварительно определяют первую критическую частоту вращения ротора и при условии, что удвоенное значение первой критической частоты вращения ротора входит в рабочий диапазон частот вращения ротора, в качестве диагностической частоты принимают частоту, равную удвоенной первой критической частоте, следят за составляющей на диагностической частоте, по росту амплитуды которой делают вывод об ослаблении затяжки крепления рабочего колеса с валом. Подтверждением появления дефекта является появление в спектре вибрации составляющей на первой критической частоте вращения ротора. При выявлении дефекта на первых запусках двигателя делают вывод об ослаблении затяжки крепления рабочего колеса с валом при сборке ротора. При выявлении дефекта в процессе наработки при испытании двигателя делают вывод об ослаблении затяжки крепления рабочего колеса с валом в рабочих условиях. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к стендам для испытаний газотурбинных установок (ГТУ) газоперекачивающих агрегатов магистральных газопроводов. Стенд включает в себя испытательный станок с установленной на нем платформой с ГТУ, выхлопное устройство, выполненное в виде выпускного вертикально расположенного газохода, в состав которого входит пристыкованный к выходу испытуемой ГТУ выпускной коллектор, расположенный выше него и присоединенный к нему термокомпенсирующий и виброгасящий блок, пристыкованный к термокомпенсирующему и виброгасящему блоку переходный канал, присоединенную к переходному каналу выхлопную трубу, верхний срез которой расположен выше входной шахты. Выхлопная труба выполнена из двух секций (нижней и верхней), нижняя из которых расположена внутри каркасной конструкции и опирается на ее нижнюю часть, а сама каркасная конструкция подвешена к крыше стенда, при этом верхняя часть нижней секции выхлопной трубы проходит через крышу стенда и свободно размещена в нижней части верхней секции, которая установлена на крыше стенда. Технический результат заключается в устранении возникновения знакопеременных нагрузок в нижерасположенных конструкциях стенда от воздействия выхлопной трубы. 1 ил.

Изобретение относится к авиации и может быть применено для определения запаса устойчивости входного устройства газотурбинных двигателей. При постоянной частоте вращения ротора двигателя при перемещении органа механизации воздухозаборника определяют программное и фактическое положения органа механизации, измеряют пульсации давления с помощью датчиков, установленных за входным устройством на входе в двигатель, по результатам измерений вычисляют вейвлет-коэффициенты различного уровня и среднеквадратичные отклонения (СКО) вейвлет-коэффициентов, сравнивая значения СКО с полученными во время предварительных испытаний их критическими значениями, при достижении СКО критических значений определяют критическое положение органа механизации и вычисляют запас устойчивости как разницу между программным и критическим положениями органа механизации. Изобретение позволяет определять запасы устойчивости входного устройства без нарушения его устойчивой работы и возможных разрушений, сокращает время проведения летных испытаний. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относятся к диагностике турбомашин и может быть использовано для диагностирования состояния трансмиссии двухвальных авиационных газотурбинных двигателей (ГТД). Способ диагностики трансмиссии двухвального газотурбинного двигателя включает приведение валов во вращение, измерение значения заданного параметра, сравнение его с заданным значением и определение по результатам сравнения состояния трансмиссии, при этом диагностирование осуществляют на выбеге валов, причем для проведения диагностики задают большую и меньшую частоты вращения каждого вала, а в качестве заданного параметра используют время, в течение которого значение частоты вращения каждого вала уменьшается от большего заданного значения до меньшего, полученные значения времени сравнивают с заданным для данного интервала частот вращения валов бездефектной трансмиссии каждого вала и по результатам сравнения судят о состоянии трансмиссии газотурбинного двигателя. Технический результат изобретения - повышение надежности и достоверности диагностики трансмиссии ГТД. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Нагрузочное устройство для исследования торцевого демпфирования колебаний лопаток вентиляторов газотурбинного двигателя на вибростенде содержит узел фиксации, предназначенный для удержания и фиксации демпфирующего устройства, узел ориентации, размещенный на станине вибростенда, выполненный с возможностью закрепления в нем узла фиксации и регулирования перемещения в трех взаимно ортогональных направлениях пространства, и узел нагружения прижатием демпфирующего устройства к торцевой поверхности непрофильной части лопатки для создания нагрузки, выполненный с возможностью регулирования силы прижатия с обеспечением силы трения достаточной для рассеивания энергии колебаний лопатки. Узел фиксации выполнен в виде пластин, которые прижимают размещенное между ними демпфирующее устройство. Узел ориентации содержит плиту, установленную на ней стойку. Плита и стойка содержат проточки фрезой под крепежные болты, обеспечивающие ход в радиальном направлении и поворот относительно вибростенда. Узел нагружения прижатием содержит винт, вставленный в отверстие стойки, с диаметром и шагом резьбы, создающими прижимное усилие, обеспечивающее достаточную силу трения для рассеивания энергии колебаний в стойке. Технический результат - повышение точности имитирования действия демпфирующего устройства на вибростенде. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к авиации и может быть применено для диагностики входных устройств силовых установок с использованием вейвлет-анализа. Способ заключается в регистрации физических параметров с помощью датчиков, преобразовании данных в вейвлет-коэффициенты и последующем анализе. Пульсации давления измеряют с помощью датчиков, установленных за входным устройством на входе в двигатель, по результатам измерений вычисляют вейвлет-коэффициенты различного уровня и среднеквадратичные отклонения (СКО) вейвлет-коэффициентов, сравнивают получаемые значения СКО с полученными во время предварительных летных испытаний их максимальными значениями, при достижении СКО максимальных значений делают вывод о приближающемся помиаже. Изобретение позволяет повысить надежность диагностики входных устройств как на дозвуковых так и на сверхзвуковых режимах полета при стационарном и нестационарном сигнале, выявлять локальные особенности сигналов. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

При высотных испытаниях ракетного двигателя создают разрежение за счет предварительного вакуумирования пространства вокруг двигателя, эжектирующих свойств струи продуктов сгорания в диффузоре и инжекции дополнительного газа в выхлопную магистраль. Запуск диффузора обеспечивают до момента достижения его отраженной волной сжатия продуктов сгорания. При спаде давления в ракетном двигателе инжектируют дополнительный газ в выхлопную магистраль, непосредственно за диффузором, обеспечивая изменение его расхода обратно пропорционально изменению расхода продуктов сгорания. Затем плавно уменьшают расход инжектируемого газа до нуля. В качестве газа для инжекции используют сжатый воздух высокого давления. Установка для высотных испытаний содержит барокамеру для размещения в ней ракетного двигателя с датчиком давления в камере сгорания, систему предварительной откачки воздуха, выхлопную магистраль с диффузором, систему инжекции газа с источником газа и магистралями для его подвода к инжектирующему средству и откидную заглушку. В выхлопной магистрали на выходе из диффузора установлен коллектор большего диаметра и длиной 125-150 м. Зона контакта диффузора и коллектора снабжена камерой, отделяющей ее от внешней среды. Инжектирующее средство размещено между диффузором и коллектором и выполнено в виде сопел, или в виде кольцевого инжектора, функцию которого выполняет сквозной зазор между диффузором и коллектором, или в виде перфорации перекрытого зазора между диффузором и коллектором. Источник инжектируемого газа представляет собой баллоны со сжатым воздухом, а на магистралях подвода сжатого воздуха к инжектирующему средству смонтированы регуляторы расхода. Приводы регуляторов расхода соединены электрическими цепями последовательно с задатчиком расхода сжатого воздуха, сигнализатором давления, реле задержки сигнала и датчиком давления в камере сгорания ракетного двигателя. Группа изобретений позволяет обеспечить надежное сохранение целостности тонкостенных сопел в течение всего времени работы ракетного двигателя, при упрощении испытательной установки. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД. Сущность изобретения заключается в том, что дополнительно в процессе сдаточных испытаний двигателя на стенде, подают в ЭР внешний управляющий сигнал «Настройка», по этому сигналу, изменяя с помощью ЭР расход топлива в КС двигателя, выводят двигатель на первую наперед заданную частоту вращения турбокомпрессора, подают синусоидальное возмущающее воздействие на расход топлива с наперед заданными амплитудой и периодом в течение наперед заданного времени, достаточного для формирования базы данных о параметрах двигателя наперед заданного объема, измеряют в течение этого времени частоту вращения роторов двигателя, температуру газов за турбиной двигателя, давление воздуха за компрессором двигателя, причем замеры производят с наперед заданной частотой, определяемой для каждого типа двигателя расчетно-экспериментальным путем, каждый замер передают из ЭР в ИСС, где и формируют базу данных, по истечении наперед заданного времени прекращают подавать синусоидальное возмущающее воздействие на расход топлива и, изменяя с помощью ЭР расход топлива в КС двигателя, выводят двигатель на вторую наперед заданную частоту вращения турбокомпрессора и повторяют операцию по формированию базы данных, после прохождения всех заранее намеченных режимов по частоте вращения обрабатывают полученные базы данных, изменяют настройки ЭР и проводят повторные испытания двигателя для проверки качества управления двигателем с уточненными коэффициентами регулятора. Технический результат изобретения - повышение качества работы САУ за счет ее настройки в процессе сдаточных испытаний на характеристики конкретного двигателя, и, как следствие, повышение надежности работы двигателя и безопасности самолета. 1 ил.

Изобретение относится к испытательным стендам для определения характеристик и границы устойчивой работы компрессора в составе двигателя. Способ для определения характеристик и границы устойчивой работы компрессора в составе газотурбинного двигателя, по которому для смещения точки совместной работы компрессора и турбины по характеристике компрессора к границе устойчивой работы вводят рабочее тело в камеру сгорания исследуемого двигателя. Рабочее тело подают на вход камеры сгорания. Устройство для определения характеристик и границы устойчивой работы компрессора в составе газотурбинного двигателя содержит источник рабочего тела. Источник рабочего тела соединен с входным сечением камеры сгорания газотурбинного двигателя трубопроводом, в котором расположена дроссельная заслонка. Достигается повышение эффективности определения характеристик и границы устойчивой работы компрессора в системе газотурбинного двигателя при минимальных материальных затратах и без негативных воздействий на элементы исследуемого двигателя. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным двигателям типа турбореактивных, способам их опытного производства, испытания и доводки, а также промышленного производства и эксплуатации. В группе изобретений изложены способы испытания ТРД на газодинамическую устойчивость посредством разработанного входного аэродинамического устройства, наделенного выдвижным интерцептором и отградуированной шкалой с фиксацией граничных и промежуточных положений в воздушном потоке. Разработанные варианты экспериментальной оценки газодинамической устойчивости применимы при опытном, опытно-промышленном, серийном производстве и на стадии эксплуатации авиационных двигателей и повышают надежность оценки газодинамической устойчивости, определения границ перехода двигателя в помпаж и устанавливают запас безопасности в 2-5% от критического значения. Применение группы изобретений позволит упростить технологию и сократить трудозатраты и энергоемкости процесса испытания авиационных двигателей при повышении надежности определения статистических данных о допустимых границах частотных режимов вращения. 8 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений, связанных единым творческим замыслом, относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным двигателям типа турбореактивных, способам их испытания, опытного и промышленного производства и эксплуатации. В группе изобретений изложены способы испытаний ТРД. Испытания проводят с измерением параметров работы двигателя на различных режимах в пределах запрограммированного диапазона полетных режимов для конкретной серии двигателей и осуществляют приведение полученных параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части двигателя при изменении атмосферных условий. Для чего предварительно создают и корректируют по результатам испытаний достаточного количества двигателей математическую модель двигателя, по которой определяют параметры двигателя при стандартных атмосферных условиях и различных температурах в объеме принятой программы. Фактические значения параметров относят к стандартным, вычисляют поправочные коэффициенты к измеренным параметрам. Приведение последних осуществляют умножением измеренных значений на отклонение факта от нормы с учетом поправочных коэффициентов. Разработанные варианты испытаний применимы при доводке, опытном и промышленном, серийном производстве и на стадии эксплуатации авиационных двигателей, в том числе после капитального ремонта, и обеспечивают более корректное приведения экспериментально полученных параметров двигателя с учетом принятых программ управления двигателем к параметрам, соответствующим стандартным атмосферным условиям, и повышение репрезентативности результатов испытаний для полного диапазона полетных циклов эксплуатации двигателя. При этом достигается повышение надежности результатов определения важнейших параметров работы двигателя в широком диапазоне температурных климатических условий при снижении трудоемкости и энергозатрат и сбережение ресурса двигателей при испытаниях. 6 н. и 3 з.п. ф-лы, 4 табл.

Изобретение относится к испытаниям двигателей. При вибрационной диагностике и прогнозировании внезапного отказа вследствие разрушения межроторного подшипника турбореактивного двигателя, содержащего два ротора и один межроторный подшипник (МРП), вибросигналы датчиков виброскорости и/или виброускорения, установленных в точках корпуса двигателя, информативных относительно состояния МРП, преобразуют в информационные вибросигналы. Вычисляют значения, показывающие корреляцию информационных вибросигналов и пороговых значений на диагностических частотах. При вычислении осуществляют преобразование вибросигналов в спектр преобразованием Фурье, спектральным анализом выделяют в нем максимальные значения на диагностических частотах в виде комбинационных частот вращения роторов и/или кратных частотам вращения роторов, каждое из которых соответствует одному из множества по отношению к пороговым значениям. Изобретение также относится к носителю для осуществления способа по п.1. Техническим результатом является снижение риска внезапного отказа двигателя вследствие спрогнозированного выхода из строя МРП. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений, связанных единым творческим замыслом, относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным двигателям типа газотурбинных, способам их испытания, опытного и промышленного производства и эксплуатации. В группе изобретений изложены способы испытаний ГТД. При выполнении этапов испытания проводят чередование режимов, которые по длительности превышают программное время полета, при этом предварительно формируют типовые полетные циклы, на основании которых по программе определяют повреждаемость наиболее загруженных деталей. Исходя из этого определяют необходимое количество циклов нагружения при испытании. Формируют полный объем испытаний, включая быструю смену циклов в полном регистре от быстрого выхода на максимальный либо полный форсированный режим до полного останова двигателя и затем репрезентативный цикл длительной работы с многократным чередованием режимов во всем рабочем спектре с различным размахом диапазона изменения режимов, превышающем время полета не менее чем в 5 раз. Быстрый выход на максимальный или форсированный режим на части испытательного цикла осуществляют в темпе приемистости и сброса. Технический результат состоит в разработке авиационных газотурбинных двигателей, способов их испытаний, доводки, опытного и промышленного производства и эксплуатации с повышенной достоверностью результатов испытаний на любом из этапов от опытно-промышленного образца до промышленного производства. 5 н. и 3 з.п. ф-лы.

Группа изобретений, связанных единым творческим замыслом, относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным двигателям типа газотурбинных, способам их испытания, опытного и промышленного производства и эксплуатации. В группе изобретений изложены способы испытаний ГТД. Испытания проводят с измерением параметров работы двигателя на различных режимах в пределах запрограммированного диапазона полетных режимов для конкретной серии двигателей и осуществляют приведение полученных параметров к стандартным атмосферным условиям с учетом изменения свойств рабочего тела и геометрических характеристик проточной части двигателя при изменении атмосферных условий. Для чего предварительно создают и корректируют по результатам испытаний достаточного количества двигателей математическую модель двигателя, по которой определяют параметры двигателя при стандартных атмосферных условиях и различных температурах в объеме принятой программы. Фактические значения параметров относят к стандартным, вычисляют поправочные коэффициенты к измеренным параметрам. Приведение последних осуществляют умножением измеренных значений на отклонение факта от нормы с учетом поправочных коэффициентов. Разработанные варианты испытаний применимы при доводке, опытном и промышленном, серийном производстве и на стадии эксплуатации авиационных двигателей, в том числе после капитального ремонта, и обеспечивают более корректное приведение экспериментально полученных параметров двигателя с учетом принятых программ управления двигателем к параметрам, соответствующим стандартным атмосферным условиям, и повышение репрезентативности результатов испытаний для полного диапазона полетных циклов эксплуатации двигателя. При этом достигается повышение надежности результатов определения важнейших параметров работы двигателя в широком диапазоне температурных климатических условий при снижении трудоемкости и энергозатрат и сбережение ресурса двигателей при испытаниях. 6 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 табл.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным двигателям типа газотурбинных, к способам их опытного производства, испытания и доводки, а также промышленного производства и эксплуатации. В группе изобретений изложены способы испытания ГТД на газодинамическую устойчивость посредством разработанного входного аэродинамического устройства, наделенного выдвижным интерцептором и отградуированной шкалой с фиксацией граничных и промежуточных положений в воздушном потоке с различной степенью аэродинамического затенения и возмущения потока в полном диапазоне от 0 до 100%. Разработанные варианты экспериментальной оценки газодинамической устойчивости применимы при опытном, опытно-промышленном, серийном производстве и на стадии эксплуатации авиационных двигателей и повышают надежность оценки газодинамической устойчивости, определения границ перехода двигателя в помпаж и устанавливают запас безопасности в 2-5% от критического значения. Применение группы изобретений открывает новые возможности проведения испытаний на газодинамическую устойчивость как на стадии производства и доводки опытного образца двигателя, так и на стадии выполнения контрольных испытаний непосредственно при промышленном производстве и эксплуатации двигателей, в том числе после капитального ремонта с результативностью испытаний, обеспечивающей лучшее качество двигателя на всех стадиях. 9 н. и 6 з.п. ф-лы, 2 ил.