Патенты автора Перепелица Сергей Андреевич (RU)

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. Согласно изобретению проводят испытания двигателя на выбранном режиме работы двигателя при одинаковых барометрических давлениях и одинаковой влажности воздуха с различной температурой воздуха на входе в двигатель, измеряют параметры на ряде температур воздуха на входе в двигатель, включая температуру t=+15°С, приводят их к стандартным атмосферным условиям известным способом, вычисляют поправочные коэффициенты, учитывающие изменения характеристик конкретного типа двигателя при изменении температуры окружающего воздуха, где At=+15 - значение параметра, измеренное при температуре воздуха на входе в двигатель t=+15°С, At≠+15 - значение параметра, измеренное при температуре воздуха на входе, отличающейся от t=+15°С, и приведенное к стандартным атмосферным условиям, формируют зависимости поправочных коэффициентов на измеряемые параметры от температуры воздуха на входе в двигатель Ki=f(tвх), а при приведении параметров на других двигателях дополнительно умножают приведенные значения параметров на коэффициенты Ki. Технический результат - обеспечение возможности более корректного приведения результатов испытаний к стандартным условиям атмосферы и повышение репрезентативности результатов испытаний. 2 ил., 2 табл.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей (ТРД). В способе предварительно на нескольких экземплярах двигателей во всей эксплуатационной области определяют диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и/или с высоким уровнем вибраций корпусов, затем для этих диапазонов формируют сигнал для исключения работы двигателя в них, и по этому сигналу увеличивают величину перепада давления на турбинах и одновременно уменьшают величину угла установки входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления до достижения частот вращения, превышающих диапазоны частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в рабочих лопатках. Для работы двигателя в диапазонах частот вращения ниже диапазона частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в рабочих лопатках уменьшают величину перепада давления на турбинах и одновременно увеличивают величину угла установки входного и направляющего аппаратов первой ступени компрессора низкого давления до достижения частот вращения ниже диапазона частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в рабочих лопатках. При этом сигнал изменения величины перепада давления на турбинах и одновременного изменения величины угла установки входного и направляющего аппаратов формируют в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель. Способ позволяет исключить диапазон частот вращения ротора низкого давления с высоким уровнем напряжений в деталях двигателя и/или с высоким уровнем вибраций корпусов из зоны эксплуатации двигателя, что приведет к повышению надежности работы двигателя, снижению уровня вибраций и повышению безопасности полетов. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

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. Согласно изобретению для двигателя, содержащего систему наддува опор, предварительно создают математическую модель, корректируют ее по результатам испытаний репрезентативного количества от трех до пяти двигателей, по математической модели определяют перепад давления на масляных уплотнениях в опорах двигателя при заданных условиях полета, а при испытаниях с подогревом и наддувом воздуха на входе в двигатель обеспечивают дополнительную подачу или эвакуацию воздуха из предмасляных полостей опор двигателя для обеспечения перепада давлений на масляных уплотнениях в опорах двигателя, соответствующих имитируемым полетным условиям. Предложенный способ позволяет обеспечить штатную работу системы наддува опор, предотвратить выброс масла в проточную часть изделия и обеспечить расход масла, соответствующий имитируемым полетным условиям. 2 табл.

Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя (ТРД) с изменяемой геометрией выходного устройства относится к способам регулирования, оптимизирующим работу ТРД в зависимости от условий полета. При осуществлении способа создают на входе в двигатель и на выходе из него условия, соответствующие различным условиям полета по высоте и скорости, измеряют значения тяги и расхода топлива и строят зависимости расхода топлива от тяги. Согласно изобретению предварительно проводят испытания с различным диаметром критического сечения реактивного сопла, при каждом диаметре создают на входе в двигатель и на выходе из двигателя давление и температуру воздуха, соответствующие условиям крейсерских полетов и условиям режима максимальной дальности, определяют диаметр критического сечения реактивного сопла, соответствующий минимальному удельному расходу топлива на выбранном режиме полета, затем по сигналу с борта самолета при крейсерских полетах и полетах на максимальную дальность изменяют диаметр критического сечения реактивного сопла на диаметр, обеспечивающий минимальный удельный расход топлива. Осуществление изобретения позволяет повысить экономичность двигателя на крейсерских режимах полета самолета при поддержании заданного диаметра критического сечения реактивного сопла. 1 ил., 1 табл.

Способ эксплуатации турбореактивного двигателя относится к области авиадвигателестроения, а именно к методам обеспечения газодинамической устойчивости турбореактивных двигателей в экстремальных условиях эксплуатации. Предварительно для данного типа двигателя проводят испытания на максимальном и форсажном режимах работы двигателя, измеряют на них тягу Rиcx, давление за компрессором низкого давления РКНДисх, суммарный расход воздуха через двигатель GB∑исх, давление за компрессором высокого давления РКисх, давление за турбиной Р4исх, давление на входе в двигатель Рвх, вычисляют отношения , , , затем последовательно изменяют величину степени расширения на турбинах πT∑ в сторону увеличения, по крайней мере дискретно не менее чем при трех значениях πT∑ измеряют текущие значения вышеуказанных параметров и вычисляют вышеуказанные отношения, вычисляют величины отклонений текущих от исходных , , , строят по ним зависимости и затем по предварительно заданной величине кратковременного повышения запасов газодинамической устойчивости и/или величине кратковременного снижения тяги при увеличении неравномерности воздушного потока на входе в двигатель определяют величину изменения δπТ∑ и вводят ее дополнительно в электронный регулятор двигателя как программу поддержания степени расширения на турбинах при увеличении неравномерности воздушного потока на входе в двигатель, а на форсажных режимах работы двигателя обеспечивают дополнительную подачу топлива в топливные коллекторы форсажной камеры для частичного восстановления тяги двигателя. Способ позволяет обеспечить газодинамическую устойчивость двигателя при увеличении неравномерности воздушного потока на входе в двигатель без применения дополнительных жидкостей и без потери тяги на форсажном режиме работы двигателя. 1 з.п. ф-лы, 4 ил., 4 табл.

Способ определения температуры газа перед турбиной на форсажном режиме турбореактивного двигателя (ТРД) относится к авиадвигателестроению. Предварительно расчетно-экспериментальным методом определяют коэффициент К, учитывающий изменение температуры газа перед турбиной при изменении частоты вращения ротора высокого давления на 1%, и коэффициент С, учитывающий увеличение температуры газа перед турбиной при включении форсажного насоса на полном форсированном режиме, а при испытаниях двигателей измеряют на максимальном режиме работы двигателя частоту вращения ротора высокого давления n2М, затем выводят двигатель на форсажный режим работы, измеряют частоту ротора высокого давления n2ф, суммарный расход воздуха через двигатель GВΣ, суммарный расход топлива Gт. Далее приводится формула для определения температуры газа перед турбиной на форсажном режиме работы ТГФ. Способ позволяет определять температуру газа на форсажном режиме как при одинаковых частотах вращения роторов двигателя на максимальном и форсажном режимах, так и на форсажном режиме, отличающемся по частоте вращения роторов двигателя от максимального режима работы двигателя, и таким образом повысить надежность работы двигателя.

Изобретение относится к области двигателестроения, а именно к способам испытания авиационных газотурбинных двигателей (ГТД). Предварительно для данного типа двигателей проводят испытания с измерением остаточного объема масла в опорах двигателя после останова при нескольких значениях времени выбега роторов за счет различного отбора мощности от роторов двигателя, строят зависимости остаточного объема масла в опорах от времени выбега Q=f(τ) и величины отбора мощности от времени выбега N=f(τ), определяют время выбега и потребную величину отбора мощности от роторов двигателя при допустимом значении остаточного объема масла в опорах двигателя, а при проведении испытаний и в ходе эксплуатации двигателя осуществляют выбранный отбор мощности от роторов двигателя. Способ позволяет обеспечить допустимое значение остаточного объема масла в опорах двигателя, предотвратить выброс масла в проточную часть двигателя и таким образом обеспечить минимальный расход масла при испытаниях и эксплуатации двигателя. 1 табл., 2 ил.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к способам испытаний газотурбинных двигателей. Способ испытаний газотурбинного двигателя включает испытания при отказе системы управления при превышении максимально допустимой температуры газа перед турбиной. При осуществлении способа предварительно проводят анализ репрезентативных испытаний других типов газотурбинных двигателей с превышением максимально допустимой температуры газа перед турбиной, формируют зависимость длительности испытаний от величины превышения температуры газа ΔTГ=f(t), определяют потребную продолжительность испытаний при заданной величине превышения температуры газов, а испытания с заданным превышением максимально допустимой температуры газов проводят с полученной продолжительностью испытаний. Способ позволяет обеспечить оптимальную продолжительность испытаний, предотвратить разрушения и прогары проточной части и повысить репрезентативность результатов испытаний. 1 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний авиационных газотурбинных двигателей (ГТД). В способе испытаний ГТД предварительно проводят испытания репрезентативного количества двигателей от трех до пяти на выбранном режиме работы двигателя, измеряют температуру газа перед турбиной и за турбиной при различном положении угла установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления, определяют величину изменения температуры газа перед турбиной и за турбиной при изменении положения угла установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления, затем при приемо-сдаточных испытаниях двигателя на выбранном режиме работы измеряют температуру газа перед и за турбиной, и при несоответствии измеренных температур заданным значениям изменяют угол установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления до достижения заданных значений температуры газа перед турбиной и за турбиной. Способ позволяет обеспечить одинаковый режим работы газогенератора на всех изготовленных образцах двигателя, что позволит получить одинаковый ресурс на всех изготовленных образцах двигателя и предотвратить преждевременные поломки, неисправности и ремонты в процессе эксплуатации. 1 табл.

Способ эксплуатации газотурбинного двигателя (ГТД) относится к области двигателестроения, а именно к испытаниям ГТД во время их длительной эксплуатации. Измеряют статическое давление на входе в двигатель на контролируемом режиме при приемо-сдаточных испытаниях и в процессе эксплуатации двигателя приводят его к стандартным атмосферным условиям, сравнивают приведенные значения при приемо-сдаточных испытаниях и в процессе эксплуатации, а промывку проточной части двигателя проводят при увеличении приведенного статического давления на входе в двигатель на выбранном режиме не менее чем на 1% относительно значения, полученного при приемо-сдаточных испытаниях. Способ позволяет сохранить оптимальные параметры двигателя и его устойчивую работу в процессе эксплуатации, что позволит повысить надежность работы двигателя, снизить расход топлива и эксплуатационные расходы.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний авиационных газотурбинных двигателей (ГТД). Для типа двигателей, включающих противообледенительную систему, предварительно проводят испытания на выбранном режиме работы, измеряют параметры при выключенной и при включенной системе противообледенения в рабочем диапазоне частот вращения роторов, вычисляют поправочные коэффициенты к измеренным параметрам путем отношения значений параметров, измеренных с включенной противообледенительной системой, к значениям параметров, измеренных с выключенной противообледенительной системой, формируют зависимости поправочных коэффициентов на измеряемые параметры от частоты вращения роторов Ki=f(n), а при проведении испытаний других двигателей в условиях обледенения с включенной противообледенительной системой умножают измеренные значения параметров на полученные коэффициенты. Cпособ позволяет получить достоверные результаты при испытаниях ГТД в условиях обледенения с включенной противообледенительной системой. 2 ил., 2 табл.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний турбореактивных двигателей (ТРД). Способ испытания ТРД включает подогрев и наддув воздуха на входе в двигатель. Для двигателя, содержащего топливно-масляный теплообменник, предварительно создают математическую модель двигателя, корректируют ее по результатам испытаний репрезентативного количества от трех до пяти двигателей, по математической модели определяют расход топлива, подаваемого в теплообменник на заданном режиме при заданных условиях полета, а при испытании двигателя с наддувом и подогревом воздуха на входе в двигатель обеспечивают дополнительную подачу топлива в топливно-масляный теплообменник с расходом, соответствующим имитируемым полетным условиям. Технический результат – обеспечение оптимальных значений температуры и расхода масла при проведении испытаний и повышение достоверности их результатов. 1ил.

Изобретение относится к системам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя (ТРД) в зависимости от целей полета самолета. При осуществлении способа предварительно для данного типа двигателей со штатной программой регулирования проводят его испытания на максимальном и полном форсированном режиме с замером тяги, затем для каждого из режимов перенастраивают регулятор на понижение частот вращения роторов и температуры газа за турбиной до достижения заданного снижения тяги и фиксируют значения регулятора, затем по текущим значениям формируют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной и вносят ее в регулятор двигателя, а при эксплуатации самолета в учебных целях по сигналу с борта самолета в соответствии с выбранным режимом задействуют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной. Технический результат - сохранение ресурсных показателей двигателя при эксплуатации самолета в учебных целях. 1 табл.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам регулирования турбореактивных двигателей (ТРД) с изменяемой геометрией сопла. Предварительно при приемо-сдаточных испытаниях двигателя на стенде выводят двигатель на максимальный режим при постоянном значении диаметра критического сечения сопла, затем изменяют площадь критического сечения сопла до диаметра, превышающего минимальный диаметр на 0,1…0,2%, измеряют степень расширения на турбинах и вводят ее в регулятор двигателя в качестве программы поддержания заданной степени расширения на турбине на форсажных режимах работы двигателя. Технический результат изобретения – повышение устойчивости работы двигателя и получение оптимальных тягово-экономических характеристик во всем диапазоне высот и скоростей полета.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета, в частности кратковременного обеспечения максимальной скорости полета самолета. Ожидаемый технический результат - возможность увеличения тяги сверх штатных режимов в ходе эксплуатации двигателя. Ожидаемый технический результат достигается тем, что в известном способе регулирования авиационного турбореактивного двигателя, включающем поддержание заданных частот вращения роторов и температуры газа за турбиной с помощью регулятора в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, согласно настоящему изобретению предварительно для данного типа двигателей со штатной программой регулирования проводят его испытания на полном форсажном режиме (режиме работы двигателя с максимальным расходом топлива через форсажные коллекторы) с замером тяги, затем перенастраивают регулятор на повышение частот вращения роторов и температуры газа за турбиной, не превышая максимально допустимых значений для данного типа двигателей, до достижения заданного прироста тяги и фиксируют значения регулятора, а при не достижении заданного прироста тяги значения регулятора также фиксируют для максимально полученного прироста тяги, затем на основе полученных данных формируют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной и вносят ее в регулятор двигателя, далее в ходе эксплуатации двигателя при необходимости увеличения тяги сверх штатных режимов задействуют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной. 2 табл., 2 пр.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования турбореактивного двигателя, оптимизирующим его работу в зависимости от условий полета, в частности обеспечение оптимальных тягово-экономических характеристик во всей области эксплуатации самолета. В способе регулирования авиационного турбореактивного двигателя с форсажной камерой сгорания предварительно проводят испытания двигателя на форсированном режиме при заданных значениях высоты и числа Маха, при которых n-е количество раз изменяют расход топлива, поступающего через топливные коллекторы форсажной камеры, и формируют n-е количество программ поддержания расхода топлива через топливные коллекторы форсажной камеры. Затем по каждой программе изменяют степень расширения на турбине до достижения значения тяги, соответствующего заданным значениям высоты и числа Маха, и измеряют суммарный расход топлива. Далее сравнивают полученные результаты, выделяют наименьший суммарный расход топлива, затем программу с наименьшим суммарным расходом топлива применяют при полете самолета на форсированном режиме при заданных значениях высоты и числа Маха. Изобретение позволяет снизить расход топлива на форсированном режиме работы двигателя. 2 табл.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя в зависимости от целей полета самолета, в частности обеспечения максимальной продолжительности и дальности полета. Способ регулирования авиационного турбореактивного двигателя, в котором предварительно для данного типа двигателя в рабочем диапазоне углов установки направляющих аппаратов компрессора дополнительно формируют две и более программы регулирования углов установки направляющих аппаратов компрессора в зависимости от его приведенной частоты вращения. При полете самолета, при переходе на крейсерский режим работы двигателя, по сигналу выключения охлаждения турбины производят переключение программы управления направляющими аппаратами компрессора в зависимости от приведенных оборотов на программу, обеспечивающую минимальный расход топлива в заданном диапазоне тяги. Изобретение позволяет повысить надежность переключения регулятором двигателя на программу управления направляющими аппаратами компрессора, обеспечивающую минимальный расход топлива в заданном диапазоне тяги, при переходе на крейсерский режим работы двигателя, и, как следствие, также позволяет снизить расход топлива на указанном режиме. 2 ил., 1 табл.
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно, к способам испытаний газотурбинных двигателей. Способ испытания авиационного газотурбинного двигателя, включающий приработку деталей и узлов на стационарных и переходных режимах в процессе предъявительских испытаний двигателя. Для приработки двигателя при отрицательных температурах атмосферного воздуха уменьшают диаметр критического сечения реактивного сопла и угол установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления до достижения заданных значений частоты вращения ротора высокого давления и температуры газа перед турбиной и открывают отборы воздуха на системы самолета. Изобретение позволяет проводить предъявительские испытания при любой температуре воздуха на входе в двигатель с возможностью приработки газотурбинного двигателя на стационарных и переходных режимах в зимнее время года при отрицательных температурах воздуха на входе в двигатель.

Изобретение относится к способам испытаний турбореактивных двигателей (ТРД) и может быть использовано при испытаниях стационарных газотурбинных двигателей. В способе приведение параметров к стандартным атмосферным условиям производят с учетом влажности атмосферного воздуха, при этом предварительно проводят испытания двигателя при различной влажности атмосферного воздуха, измеряют параметры двигателя при различной влажности атмосферного воздуха, вычисляют поправочные коэффициенты к измеренным параметрам в зависимости от влажности атмосферного воздуха, а при приведении параметров к стандартным атмосферным условиям умножают приведенные значения параметров на коэффициенты, учитывающие отклонение влажности атмосферного воздуха от стандартного. Полученные коэффициенты используют для вычисления параметров двигателя при различных климатических условиях конкретных районов эксплуатации двигателя. Технический результат изобретения - повышение репрезентативности результатов испытаний. 2 табл.

Способ относится к регулированию авиационного турбореактивного двигателя (ТРД). Предварительно для данного типа двигателя формируют две и более программы регулирования степени расширения на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель, при каждой программе измеряют значения тяги и удельного расхода при различном давлении окружающей среды, определяют программу регулирования степени расширения на турбине, обеспечивающую минимальный удельный расход топлива и максимальную тягу при заданном давлении окружающей среды, и вводят ее дополнительно в регулятор двигателя, а при полете самолета определяют текущее давление окружающей среды и при достижении заданного значения давления производят переключение программы регулирования степени расширения на турбине на программу, обеспечивающую минимальный удельный расход топлива и максимальную тягу при заданном давлении окружающей среды. Технический результат изобретения – оптимизация тягово-экономических характеристик двигателя во всем диапазоне высот полета самолета и таким образом увеличение продолжительности и дальности полета. 2 ил.

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к способам оценки стабильности серийного производства газотурбинных двигателей.Технический результат изобретения - возможность оценки стабильности серийного производства газотурбинных двигателей на этапе приемосдаточных испытаний. Указанный технический результат достигается тем, что для оценки стабильности серийного производства газотурбинных двигателей выбирают один физико-механический параметр на одном режиме для каждого из двигателей, далее определяют среднее арифметическое значение выбранного параметра на выбранном режиме Pcpj, далее вычисляют несмещенную дисперсию выбранного параметра на выбранном режиме Sj2, затем проверяют соответствие эмпирического распределения параметра нормальному закону распределения, для чего вычисляют выборочный коэффициент ассиметрии А и выборочный коэффициент эксцесса Е, а также величины dA, dE, характеризующие соответствие эмпирического распределения параметра двигателя нормальному закону распределения, затем проверяют соблюдение неравенств dA>0, dE>0 и Pcpj-2,5·Sj<Pij<Pcpj+2,5·Sj, при этом в случае соблюдения вышеприведенных неравенств эмпирическое распределение значений выбранного параметра Ρ на выбранном режиме j считают нормальным, а производство стабильным. В случае несоблюдения вышеприведенных неравенств проверяют технологию производства, сборки и испытаний двигателя на наличие отклонений, выявляют и устраняют причину несоответствия и повторно производят оценку стабильности производства настоящим способом.

 


© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности
Наверх