Способ контроля расхода воздуха судовой дизельной установки при эксплуатации судна

Изобретение может быть использовано при диагностике технического состояния дизеля в условиях эксплуатации судна. В предлагаемом способе определяют скорости воздушного потока в сечениях патрубка путем пошагового введения комбинированного зонда (КЗ) и измерения разности полного и статического давлений воздушного потока (ВП). КЗ вводят перпендикулярно направлению ВП с шагом 5-15 мм. Пошагово измеряют разность полного и статического давлений воздушного потока в точках, соответствующих положениям отверстий в КЗ. Вычисляют скорость ВП в конкретных точках поперечного сечения патрубка, затем их усредняют и математически обрабатывают для определения расхода воздуха. КЗ ориентируют так, что ось одного отверстия располагается вдоль воздушного потока, а расстояние между точками по оси патрубка соответствует расстоянию между отверстиями КЗ и составляет 3-5 мм. Технический результат заключается в упрощении контроля расхода воздуха. 2 з.п. ф-лы. 2 ил.

 

Изобретение относится к системе судового энергетического оборудования и может быть использовано при ее комплектовании основными и вспомогательными блоками для обеспечения оптимальных эксплуатационных технико-экономических и экологических показателей.

Величины расхода воздуха судовой дизельной установки учитываются

- для того чтобы лучше согласовать характеристики агрегата наддува (турбокомпрессора) дизеля для повышения технико-экономических параметров дизеля;

- при выборе систем по снижению выбросов вредных веществ в отработавших газах дизеля.

Условия определения расхода воздуха работающего дизеля на стенде при заводских испытаниях и при эксплуатации судна существенно отличаются, поэтому параметры по расходу воздуха, приведенные в паспорте дизеля, существенно отличаются от реальных величин. Исходя из того, что расход воздуха на дизель является одним из основных параметров, влияющих на эффективность работы судовой дизельной установки, максимально точное определение расхода воздуха на дизель приобретает особое значение.

Известно изобретение по патенту РФ №2380553, опубл. 27.01.2010 г., относящееся к диагностике судовых дизелей, включающей, в том числе, параметры по расходу воздуха: "Устройство для определения запаса по помпажу судового четырехтактного дизеля с турбонаддувом при измерениях на борту судна". Данное устройство позволяет определить расход воздуха на дизель, но только при условии предварительной тарировки на стенде.

Известен способ измерения расхода воздуха судового дизеля с помощью специального расходомера, подключенного к работающему дизелю. См. Осташенков В.Ф. "Теплотехнические испытания судовых энергетических установок" М. - Транспорт, 1975 г. Стр. 62, рис. 46. Расходомер содержит трубку, по типу трубки Вентури, с прямолинейными участками и участком сужения, и диафрагму. Этот способ основан на измерении давления потока газа перед сужением воздушной трубы и после него. Этот способ сложный, требует особых условий для организации подвода воздушного потока, практически неосуществимых в реальных судовых условиях. Способ требует разборки воздухопровода и подготовки места для монтажа диафрагмы и устройства установки дополнительных прямых участков трубы длиной 10d до сужения и 5d после сужения, где d - диаметр трубы. Если диаметр составляет 1,5 м, то длина прямых участков составляет соответственно 15 и 7,5 метров. Установка диафрагмы дает дополнительное сопротивление на входе в компрессор, что усложняет режим работы турбокомпрессора (уменьшает запас по помпажу).

За прототип принят способ определения расхода воздуха, описанный как и предыдущий в книге: Осташенков В.Ф. "Теплотехнические испытания судовых энергетических установок" М. - Транспорт, 1975 г. Стр. 61, рис. 45. Расход воздуха измеряют через трубку или отверстие заданного размера путем определения скорости потока по разности полного и статического давлений потока. Измерение скорости сводится к измерению динамического давления, которое равно разности полного и статического давлений потока газа в рассматриваемом сечении. Полное давление измеряется открытой трубкой, установленной против потока, а статическое - через отверстие в стенке трубки. Трубка присоединена к дифференциальному манометру, по которому определяют разность давлений. При этом способе измерения допускаются серьезные погрешности, так как невозможно точно измерить полное и статическое давления. Практически невозможно совместить в одной точке приемные отверстия трубок, что и является причиной неточности измерений. Этот способ практически неосуществим в реальных условиях эксплуатации судна.

Целью предлагаемого изобретения является определение расхода воздуха дизельной установки в условиях эксплуатации судна для обеспечения улучшения технико-экономических и экологических показателей.

Для достижения указанной цели в способе контроля расхода воздуха судовой дизельной установки при эксплуатации судна, заключающимся в определении скорости воздушного потока, регистрацией и математической обработкой данных, согласно изобретению в отверстие в корпусе входного патрубка вводят перпендикулярно направлению воздушного потока соединенный с приборами для измерения давления комбинированный зонд с отверстиями, перемещают зонд вдоль диаметра патрубка до противоположной стенки с определенным шагом, при этом пошагово измеряют разность полного и статического давлений воздушного потока в точках, соответствующих положению отверстий в комбинированном зонде, вычисляют скорость воздушного потока в конкретных точках поперечного сечения патрубка, затем усредняют полученные таким образом скорости, математически обрабатывают данные и определяют расход воздуха. При этом комбинированный зонд вводят с шагом 5-15 мм, комбинированный зонд ориентируют так, что ось одного отверстия располагается вдоль воздушного потока, а расстояние между парными точками по оси патрубка соответствует расстоянию между отверстиями комбинированного зонда и составляет 3-5 мм.

Технический результат заключается в том, что предлагаемый способ контроля расхода воздуха учитывает неравномерность воздушного потока, устраняет погрешности измерения скорости воздушного потока, обусловленные неравномерностью потока, за счет точечного измерения, поэтому достигается возможность относительно просто и точно контролировать расход воздуха в эксплуатации судна.

Сущность изобретения заключается в том, что приемные отверстия комбинированного зонда находятся во взаимосвязи, технологически максимально приближающей точки, в которых измеряется разность полного и статического давлений, что обеспечивает достаточную точность измерений.

Заявляемое изобретение отличается от прототипа простотой решения, допускающего его применение в условиях эксплуатации судна.

Введение комбинированного зонда перпендикулярно направлению воздушного потока обеспечивает расположение одного из отверстий для приема прямо набегающего потока; перемещение комбинированного зонда вдоль наиболее длинной линии сечения патрубка - вдоль диаметра - обеспечивает получение наиболее полных результатов измерений; пошаговое введение комбинированного зонда дает возможность варьировать количеством замеров; величина шага 5-15 мм, расстояние между отверстиями зонда 3-5 мм также технологически обеспечивает целесообразность количества замеров и точность.

Сущность изобретения поясняется графическими материалами, где показаны:

на фиг. 1 - продольное сечение патрубка с комбинированным зондом,

на фиг. 2 - поперечное сечение.

На чертежах представлены корпус патрубка 2, зонд 1, направление потока, точки замера.

Определение расхода воздуха или отработавших газов осуществляется путем введения комбинированного зонда 1 через штатное отверстие (нормально закрытое пробкой), расположенное в патрубке 2 круглого сечения вблизи выходного фланца улитки компрессора и перемещением зонда 1 вдоль диаметра патрубка 2 до противоположной стенки. Комбинированный зонд 1 ориентируют так, что ось приемного отверстия зонда 1 для регистрации полного давления располагается вдоль воздушного потока. Другое отверстие зонда 1 совмещено с отверстием в патрубке 2. Измерения производятся в зависимости от диаметра патрубка 2 в 14-30 точках с интервалом 5-15 мм. Перепад полного и статического давлений в точках регистрируется манометром, затем сигнал подается в расчетный блок, в котором производится расчет скорости потока. Так как распределение скорости по сечению патрубка всегда неравномерно, то производят осреднение параметров, а затем окончательный расчет искомой величины расхода воздуха.

Расход воздуха определяется по формуле:

где G - расход воздуха в кг/с;

ρср - средняя плотность воздуха, кг/м3;

Сср. - средняя скорость воздуха по площади, м/с.

Достоверность предлагаемого способа подтверждается следующими данными. Эксперимент при эксплуатации судна проводился на двигателе 6S60MC фирмы "MAN D&T". Для сравнения были взяты данные по расходу воздуха двигателя 6S60MC, приведенные фирмой, и данные замеров по предлагаемому способу, полученные при эксплуатации.

Как видно из таблицы, данные по расходу воздуха практически совпадают.

Положительный эффект предлагаемого изобретения заключается в том, что оно, в отличие от других известных аналогичных решений, может быть использовано при эксплуатации судна. Использование предлагаемого изобретения повышает технико-экономические и экологические показатели судовой дизельной установки.

1. Способ контроля расхода воздуха судовой дизельной установки при эксплуатации судна, заключающийся в определении скорости воздушного потока, регистрацией и математической обработкой данных, отличающийся тем, что в отверстие в корпусе входного патрубка вводят перпендикулярно направлению воздушного потока соединенный с приборами для измерения давления комбинированный зонд с отверстиями, перемещают зонд вдоль диаметра патрубка до противоположной стенки с определенным шагом, при этом пошагово измеряют разность полного и статического давлений воздушного потока в точках, соответствующих положениям отверстий в комбинированном зонде, вычисляют скорость воздушного потока в конкретных точках поперечного сечения патрубка, затем усредняют полученные таким образом скорости, математически обрабатывают данные и определяют расход воздуха.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что комбинированный зонд вводят с шагом 5-15 мм.

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, комбинированный зонд ориентируют так, что ось одного отверстия располагается вдоль воздушного потока, а расстояние между точками по оси патрубка соответствует расстоянию между отверстиями комбинированного зонда и составляет 3-5 мм.



 

Похожие патенты:
Изобретение может быть использовано для оценки моющей способности бензина и дизельного топлива и влияния их моющей способности на технико-экономические и экологические (ТЭ) характеристики двигателя (Д).

Изобретение относится к прибору контроля усилия сжатия уплотнительных колец. Прибор содержит базовую плиту, механизм фиксации кольца на плите и элемент задания усилия сжатия кольца.

Изобретение относится к области ракетной и измерительной техники, а именно к способу диагностики предаварийных режимов работы РДТТ при огневых стендовых испытаниях, и может быть использовано для аварийного гашения ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) при отработке и наземных испытаниях.

Изобретение может быть использовано при диагностировании технического состояния (ДТС) двигателей внутреннего сгорания (ДВС). ДТС осуществляется путем измерения с привязкой по углу поворота коленчатого вала (КВ), в том числе на рабочем такте каждого цилиндра (Ц), углового ускорения КВ и ротора турбокомпрессора (ТКР), давления наддува в стационарном режиме, в разгоне и выбеге, а также гармоник ускорения.

Изобретение относится к газотурбостроению и предназначено для определения рациональных параметров режимов влажной очистки проточного тракта газотурбинных двигателей (ГТД) на малоразмерной стендовой установке в заводских (цеховых) условиях.

Изобретение относится к области испытания авиационных двигателей по схеме «с присоединенным трубопроводом». 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 ПТ.

Изобретение относится к области диагностики повреждения деталей машин в процессе их непрерывной эксплуатации и может быть использовано для определения технического состояния машинных агрегатов и обеспечения их безопасной, ресурсосберегающей эксплуатации.

Способ наземного контроля нормальной работы установленного на самолете авиационного газотурбинного двигателя. Для этого производят испытание, которое содержит осуществление - на работающем газотурбинном двигателе и начиная от определенного режима - быстрого уменьшения расхода топлива по запрограммированному понижению с целью оценки стойкости к самогашению камеры сгорания упомянутого газотурбинного двигателя во время быстрого сброса его оборотов в полете.

Изобретение может быть использовано для диагностирования двигателей внутреннего сгорания (ДВС). Способ осуществляется путем контроля частоты вращения коленчатого вала двигателя при отключении части цилиндров и одновременном воздействии на топливоподачу.
Изобретение относится к способу комплексной диагностики технического состояния межроторных подшипников двухвальных авиационных и наземных газотурбинных двигателей методами вибродиагностики и может быть использовано в авиадвигателестроении.

Изобретение может быть использовано для определения угла опережения впрыска топлива (УОВТ) двигателей внутреннего сгорания (ДВС) в эксплуатационных условиях. Способ основан на измерении частоты вращения Д при появлении максимума производных по частоте вращения (ЧВ) автокорреляционной функции (АКФ) или энергетического спектра средних за цикл ускорений (Уск) разгона (Р), смещения по времени максимума взаимокорреляционной функции (ВКФ) этих Уск Р и выбега (В) относительно максимума АКФ выбега, наклона фазочастотной характеристики (ФЧХ) взаимного энергетического спектра этих Уск. При определении УОВТ по отдельным цилиндрам способ основан на измерении ЧВ при появлении максимумов производных по ЧВ средних за рабочие такты Уск Р, смещения по времени максимумов АКФ Уск Р или полной нагрузки на рабочем такте каждого цилиндра относительно верхней мертвой точки (ВМТ), максимумов ВКФ Уск Р и В на рабочем такте относительно максимумов АКФ В, наклона ФЧХ взаимных энергетических спектров Уск Р и В, а также прокрутки и полной нагрузки. Для ДВС с неуравновешенной гармоникой используют аналогично смещение относительно неуравновешенной гармоники Уск. Устройство содержит датчики ЧВ и ВМТ первого цилиндра, дифференциаторы, блоки регистров сигналов и максимумов, блок синхронизации начала отсчета угловых меток (УМ), задатчики частоты измерения, УМ цикла и их номеров, усреднители ЧВ и Уск, селектор уровня, коррелометр, измеритель энергетического спектра, два измерителя максимумов, два определителя УОВТ, измеритель ФЧХ. Техническим результатом является упрощение, снижение трудоемкости и повышение точности определения УОВТ. 2 н. и 7 з. п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. В способе серийного производства турбореактивного двигателя изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не менее восьми - от компрессора низкого давления до всережимного регулируемого реактивного сопла. Помодульно собирают двигатель, который выполняют двухконтурным, двухвальным. После сборки производят испытания двигателя на газодинамическую устойчивость работы компрессора. Конкретный или идентичные для статистической репрезентативности результатов три-пять экземпляров из партии серийно произведенных двигателей испытаны на стенде. Стенд снабжен входным аэродинамическим устройством с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором. Интерцептор включает отградуированную шкалу положений интерцептора, имеющую фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж. При необходимости осуществляют повтор испытаний на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам реальной работы ТРД в полетных условиях. Технический результат состоит в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания ТРД на этапе серийного промышленного производства при повышении достоверности определения границ допустимого диапазона варьирования тяги. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. В способе серийного производства турбореактивного двигателя изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не менее восьми - от компрессора низкого давления до всережимного регулируемого реактивного сопла. Помодульно собирают двигатель, который выполняют двухконтурным, двухвальным. После сборки производят испытания двигателя на влияние климатических условий на основные характеристики работы компрессора. Испытания проведены 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. Технический результат состоит в повышении эксплуатационных характеристик ТРД, а именно тяги, экспериментально проверенным ресурсом и надежности двигателя в процессе эксплуатации в полном диапазоне полетных циклов в различных климатических условиях, а также в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания ТРД на этапе серийного промышленного производства 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 2 ил., 4 табл.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. В способе серийного производства турбореактивного двигателя изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не менее восьми - от компрессора низкого давления до всережимного регулируемого реактивного сопла. Помодульно собирают двигатель, который выполняют двухконтурным, двухвальным. После сборки производят испытания двигателя по многоцикловой программе. При выполнении этапов испытания проводят чередование режимов, которые по длительности превышают программное время полета. 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 повышении достоверности результатов испытаний на этапе серийного производства и расширении репрезентативности оценки ресурса и надежности работы турбореактивного двигателя в широком диапазоне региональных и сезонных условий последующей летной эксплуатации двигателей. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. В способе серийного производства ТРД изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не менее восьми - от компрессора низкого давления до всережимного поворотного реактивного сопла. Помодульно собирают двигатель, который выполняют двухконтурным, двухвальным. Устанавливают на технологическом стапеле промежуточный корпус, газогенератор, включая компрессор высокого давления, основную камеру сгорания и турбину высокого давления. Перед промежуточным корпусом устанавливают компрессор низкого давления, а за газогенератором последовательно соосно устанавливают турбину низкого давления, смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и поворотное реактивное сопло. Поворотное реактивное сопло включает поворотное устройство и регулируемое реактивное сопло. При этом поворотное устройство разъемно прикрепляют неподвижным элементом к форсажной камере сгорания, а регулируемое реактивное сопло аналогично прикрепляют к подвижному элементу поворотного устройства с возможностью выполнения поворотов для изменения направления вектора тяги. В процессе изготовления КПД входной направляющий аппарат оснащают аэродинамически прозрачной силовой решеткой из радиальных стоек. Стойки устанавливают равномерно распределение по кругу входного сечения ВНА и с аэродинамическим затенением, создаваемым упомянутой решеткой совместно с фронтальным коком ВНА, составляющим менее 30% от полной площади входного круга ВНА. После сборки производят испытания двигателя на газодинамическую устойчивость работы компрессора. Конкретный или идентичные для статистической репрезентативности результатов три-пять экземпляров из партии серийно произведенных двигателей испытаны на стенде. Стенд снабжен входным аэродинамическим устройством с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно, дистанционно управляемым выдвижным интерцептором. Интерцептор включает отградуированную шкалу положений интерцептора, имеющую фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж. При необходимости осуществляют повтор испытаний на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам реальной работы ТРД в полетных условиях. Технический результат состоит в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания ТРД на этапе серийного промышленного производства при повышении достоверности определения границ допустимого диапазона варьирования тяги. 2 н.и 10 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. В способе серийного производства ТРД изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя. Собирают модули в количестве не менее восьми - от компрессора низкого давления до всережимного поворотного реактивного сопла. Помодульно собирают двигатель, который выполняют двухконтурным, двухвальным. После сборки производят испытания двигателя на влияние климатических условий на основные характеристики работы компрессора. Испытания проведены 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. Технический результат состоит в повышении эксплуатационных характеристик ТРД, а именно тяги, экспериментально проверенным ресурсом, и надежности двигателя в процессе эксплуатации в полном диапазоне полетных циклов в различных климатических условиях, а также в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания ТРД на этапе серийного промышленного производства 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил., 4 табл.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ТРД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного до пяти ТРД. Проводят обследование. Для анализа и оценки состояния при необходимости производят разборку с последующей возможной доработкой и/или заменой деталей любого из модулей и/или узлов опытного ТРД. Обследуют и при необходимости заменяют доработанными любой из поврежденных в испытаниях или несоответствующих требуемым параметрам модуль - от компрессора низкого давления до всережимного регулируемого реактивного сопла. В программу доводочных испытаний с последующей доводочной доработкой включают испытания двигателя на газодинамическую устойчивость работы компрессора. Опытный двигатель испытан на стенде. Стенд снабжен входным аэродинамическим устройством с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно дистанционно управляемым выдвижным интерцептором. Интерцептор включает отградуированную шкалу положений интерцептора, имеющую фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж. При необходимости осуществляют повтор испытаний на определенном по регламенту наборе режимов, соответствующих режимам реальной работы ТРД в полетных условиях. Технический результат состоит в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания ТРД на стадии доводки ТРД при повышении достоверности определения границ допустимого диапазона варьирования тяги. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Газотурбинный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным. Двигатель содержит не менее восьми модулей, смонтированных, предпочтительно, по модульно-узловой системе, включая компрессор высокого и низкого давления, разделенные промежуточным корпусом, основную камеру сгорания, воздухо-воздушный теплообменник, турбины высокого и низкого давления, смеситель, фронтовое устройство, форсажную камеру сгорания и всережимное реактивное сопло. Двигатель содержит коробку приводов двигательных агрегатов. Смонтированный двигатель испытан на влияние климатических условий на основные характеристики работы компрессора. Испытания проведены 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. Технический результат состоит в повышении качества эксплуатационных характеристик и надежности ГТД за счет применения в двигателе совокупности основных модулей и сборочных единиц с разработанными в изобретении техническими решениями, параметрами и за счет менее энерго- и трудоемкого получения и более корректного приведения экспериментально полученных параметров двигателя к параметрам, соответствующим стандартным атмосферным условиям, а также в повышении репрезентативности результатов испытаний для полного диапазона полетных циклов в различных климатических условиях. 6 з.п. ф-лы, 2 ил., 4 табл.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. В способе эксплуатации турбореактивного двигателя (ТРД) перед каждым запуском двигателя, выполненного двухконтурным, двухвальным, осуществляют проверку готовности двигателя к работе, производят запуск, прогрев и вывод двигателя на рабочие режимы, предусмотренные регламентом, останов двигателя, периодически производят профилактические осмотры и обслуживание модулей, узлов и коммуникационных систем, на завершающей стадии капитального ремонта после сборки двигатель подвергают испытаниям на стенде, снабженном входным аэродинамическим устройством с регулируемо пересекающим воздушный поток, преимущественно дистанционно управляемым выдвижным интерцептором, включающим отградуированную шкалу положений интерцептора, имеющую фиксированную критическую точку, отделяющую двигатель на 2-5% от перехода в помпаж, и определяют запасы газодинамической устойчивости компрессора двигателя. Технический результат состоит в упрощении технологии эксплуатации, включая сокращение трудозатрат и энергоемкости процесса испытания ТРД на этапе эксплуатации при повышении достоверности определения границ допустимого диапазона варьирования тяги. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. В способе капитального ремонта турбореактивного двигателя (ТРД), вариантно осуществляемого способами, изложенными в группе изобретений, связанных единым творческим замыслом, последовательно выполняют операции, в совокупности вариантно позволяющие уменьшить трудозатраты, энергоемкость и длительность капитального ремонта, а также повысить эксплуатационные качества и надежность определения влияния климатических условий, оказываемого на изменение эксплуатационных характеристик ТРД. Это достигается за счет создания ротационно обновляемого запаса восстановленных деталей - модулей, узлов, сборочных единиц, оставшихся после замены от предыдущих ранее отремонтированных двигателей и использование их в порядке замены на очередном ремонтируемом двигателе. При этом капитально отремонтированный двигатель испытывают на влияние климатических условий на основные характеристики работы компрессора. 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. 6 н.п. и 14 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение может быть использовано при диагностике технического состояния дизеля в условиях эксплуатации судна. В предлагаемом способе определяют скорости воздушного потока в сечениях патрубка путем пошагового введения комбинированного зонда и измерения разности полного и статического давлений воздушного потока. КЗ вводят перпендикулярно направлению ВП с шагом 5-15 мм. Пошагово измеряют разность полного и статического давлений воздушного потока в точках, соответствующих положениям отверстий в КЗ. Вычисляют скорость ВП в конкретных точках поперечного сечения патрубка, затем их усредняют и математически обрабатывают для определения расхода воздуха. КЗ ориентируют так, что ось одного отверстия располагается вдоль воздушного потока, а расстояние между точками по оси патрубка соответствует расстоянию между отверстиями КЗ и составляет 3-5 мм. Технический результат заключается в упрощении контроля расхода воздуха. 2 з.п. ф-лы. 2 ил.

Наверх