Способ определения импульса неоднородного потока газа и устройство для его осуществления им. л.п.алексеева

 

Использование: газовая динамика, авиадвигателестроение, турбостроение. Сущность изобретения: силу с вращающегося ротора с крыльчаткой воспринимают за счет перепада давления воздуха, который подают в кольцевые торцовые камеры вокруг торцов кольцевого ротора и поддерживают автоматически перепад давления в этих камерах пропорциональным измеряемой осевой силе. Перепад давления регистрируют дифманометром, установленным вне исследуемого потока. Устройство содержит корпус, установленный на стойке по оси исследуемого потока. В корпусе на воздушно-радиальных подшипниках размещен ротор с кральчаткой, устройство, воспринимающее осевое усилие ротора, устройство измерения осевого усилия ротора и вторичный регистрирующий прибор. 2 с. и. 1 з. п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к измерительной технике, в частности к аэродинамическому эксперименту по определению тяги авиационных двигателей, установленных на самолетах гражданской авиации.

Известны способы измерения тяги авиадвигателей, состоящие в том, что двигатели снимают с самолета и устанавливают на динамоплатформы стационарных стендов для определения их характеристик и уровня тяги, по которым судят о возможности дальнейшей эксплуатации двигателя, что является очень дорогим и трудоемким мероприятием [1] Недостатком такого способа является сложность и дороговизна испытания, необходимость снятия двигателей с самолета, невозможность оперативного контроля тяги и работоспособности двигателей в эксплуатации.

Известен также способ измерения импульса неоднородного потока преимущественно выхлопных газов реактивного двигателя в составе самолета, состоящий в том, что в исследуемый поток помещают ротор с крыльчаткой из тонкостенных профилей, установленный в корпусе на подшипниках с возможностью вращения от закрутки исследуемого потока, а воздействующую на ротор осевую силу, пропорциональную импульсу потока, воспринимают силоизмерительным устройством, эту силу преобразуют в аналоговый сигнал, который выводят из пределов измеряемого потока и регистрируют вторичным прибором [2] Недостаток известного способа обусловлен тем, что усилие с ротора крыльчатки воспринимается рычагом, работающим на изгиб, деформация которого под действием силы вызывает деформацию тензодатчиков, электрический сигнал от которых аналог измеряемому импульсу выхлопного потока или внутренней тяге двигателя выводят на вторичный электрический регистрирующий прибор.

Такой способ измерения импульса (тяги) двигателя и устройство для его осуществления обладают низкой точностью измерения из-за влияния высоких (700-800^оС) температур на электрические датчики, на упругий элемент рычага, из-за трения хвостовика ротора крыльчатки при вращении о рычаг, из-за давления воздуха, питающего подшипники с воздушной смазкой, действующего на торец ротора. При таком уровне температур погрешности измерения импульса достигают значительных величин (до 60^о) от величины измеряемой силы, что сводит эти измерения к неприемлемому результату.

Целью изобретения является увеличение точности измерения путем исключения температурных погрешностей.

Для достижения цели в способе определения импульса неоднородного потока газа, заключающемся в том, что исследуемый поток газа направляют через корпус с установленным в нем с возможностью вращения от закрутки под действием потока газа ротором с крыльчаткой, измеряют воздействующую на ротор силу, пропорциональную импульсу потока газа, преобразуют ее в аналоговый сигнал, который регистрируют за пределами исследуемого потока в торцовые кольцевые камеры, образованные между ротором и корпусом и между ротором и дополнительно установленным в корпусе обтекателем, подают сжатый воздух и поддерживают в них перепад давления, пропорциональный измеряемой осевой силе, который регистрируют дифференциальным манометром.

Для достижения цели в устройство для определения импульса неоднородного потока газа, содержащее установленный на стойке по оси исследуемого потока корпус, в котором на подшипниках размещен ротор с крыльчаткой, а также регистратор, введена размещенная в корпусе направляющая с закрепленным на ней обтекателем, ротор выполнен в виде кольца, а подшипники воздушно-радиальными, между ротором и корпусом и между ротором и обтекателем образованы две торцовые кольцевые камеры, соединенные через выполненные в направляющей гидравлические сопротивления с источником сжатого воздуха, а в стойке и направляющей выполнены каналы, соединяющие указанные камеры с регистратором, который выполнен в виде дифференциального манометра, а в корпусе и обтекателе выполнены отверстия, соединенные с атмосферой.

На фиг.1 изображена блок-схема устройства, осевой разрез; на фиг.2 изображен один из вариантов конструкции средней части устройства на фиг.1; на фиг.3 вид А на фиг.1; на фиг.4 вид В на фиг.1; на фиг.5 разрез Б-Б на фиг.2; на фиг.6 фрагмент вида А на втулку вертушки.

На фиг. 1 изображена блок-схема устройства для измерения интегрального импульса тяги авиадвигателя. По оси сопла 1 авиадвигателя на стойке 2 установлен корпус 3, в котором жестко закреплен вал направляющая 4, на которой на воздушных радиальных подшипниках 5 установлен ротор, состоящий из втулки 6 с втулкой 7. На направляющей 4 закреплен обтекатель 8. Между корпусом 3 и роторной втулкой 6 образована воздушная торцовая камера 9, между обтекателем 8 и втулкой 6 образована вторая воздушная торцовая камера 10. Камеры 9 и 10 питаются сжатым воздухом через жиклеры 11 из магистрали 12 питания, в которую от аэродромного источника, например баллона со сжатым воздухом, подается воздух под давлением Р_н, питающий одновременно и радиальные подшипники 5 втулки 6.

На фиг. 2 изображен один из возможных вариантов выполнения устройства. Камеры 9 и 10 сообщены магистралями 13 и 12, размещенными в стойке 2, с вторичным прибором 15, например с дифференциальным манометром, измеряющим перепад давления Р₂-Р₁ в камерах 9 и 10. Зазоры 16 и 17 согласованы с жиклерами 11 таким образом, что при отсутствии нагрузки при неработающем двигателе давление Р₁ Р₂ Р_н/2.

На фиг.3 изображен вид на вертушку 7, которая состоит из нескольких пар радиальных стоек 18 с приваренными к стойкам пластинами 19 круглой в плане формы. На фиг.4 изображен вид, на котором видно распределение пластин 19 по радиусу вертушки.

Расстояние aⁱ_k между соседними пластинами 19 обратно пропорционально радиусу rⁱ_k, на который удалена шайба-пластина 19 от оси вертушки.

На фиг. 5 изображен разрез, на котором ротор 6 изображен незаштрихованным. Внутри ротора 6 закреплена обойма 20 из графита, которая установлена на направляющей 4 с радиальным зазором δ_п- зазор в радиальном подшипнике. Между обтекателем 8 и ротором 6 установлен радиальный зазор δ_т, причем δ_т > δ_п. Такой же зазор установлен между корпусом 3 и ротором 6. Стравливание воздуха из торцовых камер 9 и 10 осуществляется через зазоры δ_т и отверстия 21 и 22, выполненные в корпусе 3 и обтекателе 8, расстояние α_о между краями отверстий 21 и 22 выполняют равным длине α_о ротора 6 путем подбора регулировочной прокладки 23 необходимой толщины (см. фиг.2 и 6). Воздух из радиальных подшипников 5 стравливается по каналам 24 и 25.

Работает устройство следующим образом.

Перед запуском двигателя включают питание сжатым воздухом устройства под давлением Р_н. Воздух поступает по магистрали 12 и радиальным подшипникам 5 и через жиклеры 11 в камеры 9 и 10, из которых через щели 16 и 17 и отверстия 21 и 22 вытекает в окружающее пространство. Из радиальных подшипников воздух по каналам 24 и 25 также вытекает в окружающее пространство. При этом втулка 6 на графитовой обойме 20 всплывает на воздушной подушке относительно направляющей 4, одновременно обойма 6 устанавливается нейтрально относительно отверстий 21 и 22, а давление в камерах 9 и 10 устанавливается одинаковым, так как осевая "загрузка отсутствует, и перепад давления Р₁ Р₂ 0. После этого включают авиадвигатель, из сопла 1 которого выходят выхлопные газы, которые обтекают лопасти 18 и кружки 19, воздействуя на них некоторой силой, пропорциональной импульсу выхлопных газов авиадвигателя.

Так как выхлопные газы имеют некоторую закрутку-окружное вращение, то вертушка 7, установленная относительно корпуса 3 и вала 4 на воздушной подушке, т. е. практически без трения, начнет вращаться в окружном направлении. Так как выхлопной газовый поток сопла 1 имеет поля температурной и скоростной неравномерности, то окружное движение вертушки приведет к осреднению этих полей, в результате чего осевое усилие будет соответствовать усредненному интегральному значению импульса тяги двигателя.

Действующая на вертушку 7 сила приведет к смещению втулки 6 относительно отверстий 21 и 22. Отверстия 22 при этом откроются, и через них увеличится стравливание воздуха из камеры 10 и давление Р₁ в ней упадет, в то время отверстия 21 больше перекроются ротором 6 и стравливание из камеры 9 уменьшится, в результате давление Р₂ в камере начнет увеличиваться. Разность давлений Р₂ Р₁, умноженная на торцовую площадь F ротора 6, равна силе R, действующей на вертушку 7.

Поскольку площадь втулки 6 известна, то для определения силы R, действующей на вертушку 6, пропорциональной силе тяги двигателя, достаточно определить перепад ΔР давлений Р₂ Р₁. Для этого производят замер перепада давлений Р₁ и Р₂ в камерах 9 и 10 по магистралям 13 и 14, сообщенным с вторичным прибором 15 дифманометром.

Такое выполнение устройства позволяет повысить точность измерения импульса неравномерного потока сопла, определяющего силу тяги, что позволит проводить достоверный оперативный контроль за состоянием двигателя в процессе его эксплуатации без дорогого и трудоемкого снятия двигателя с самолета и доставки его в ремонт.

Формула изобретения

1. Способ определения импульса неоднородного потока газа, заключающийся в том, что исследуемый поток газа направляют через корпус с установленным в нем с возможностью вращения от закрутки под действием потока газа ротором с крыльчаткой, измеряют воздействующую на ротор осевую силу, пропорциональную импульсу потока газа, преобразуют ее в аналоговый сигнал, который регистрируют за пределами исследуемого потока, отличающийся тем, что в торцевые кольцевые камеры, образованные между ротором и корпусом и между ротором и дополнительно установленным в корпусе обтекателем, подают сжатый воздух и поддерживают в них перепад давления, пропорциональный измеряемой осевой силе, который регистрируют дифференциальным манометром.

2. Устройство для определения импульса неоднородного потока газа, содержащее установленный на стойке по оси исследуемого потока корпус, в котором на подшипниках размещен ротор с крыльчаткой, а также регистратор, отличающееся тем, что в него введена размещенная в корпусе направляющая с закрепленными на ней обтекателем, ротор выполнен в форме кольца, а подшипники воздушно-радиальными, между ротором и корпусом и между ротором и обтекателем образованы две торцевые кольцевые камеры, соединенные через выполненные в направляющей гидравлические сопротивления с источником сжатого воздуха, а в стойке и направляющей выполнены каналы, соединяющие указанные камеры с регистратором, который выполнен в виде дифференциального манометра, а в корпусе и обтекателе выполнены отверстия, соединенные с атмосферой.

3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что крыльчатка ротора выполнена в виде расположенных на тонкостенных стойках симметрично относительно оси устройства тонкостенных круглых пластин.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6