Газотурбинный двигатель


 


Владельцы патента RU 2544638:

Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ОАО "УМПО") (RU)

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 испытан 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, превышающим 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 и расширении репрезентативности оценки ресурса и надежности работы газотурбинного двигателя в широком диапазоне региональных и сезонных условий последующей летной эксплуатации двигателей. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям.

Известен двухконтурный, двухвальный газотурбинный двигатель (ГТД), включающий турбокомпрессорные комплексы, один из которых содержит установленные на одном валу компрессор и турбину низкого давления, а другой содержит аналогично объединенные на другом валу, соосном с первым, компрессор и турбину высокого давления, промежуточный разделительный корпус между упомянутыми компрессорами, наружный и внутренние контуры, основную и форсажную камеры сгорания, камеру смешения газовоздушных потоков рабочего тела и регулируемое сопло (Н.Н. Сиротин и др. Основы конструирования производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей и энергетических установок в системе CALS технологий. Книга 1. М.: «Наука», 2011, стр.19-46, рис.1.24).

Известен газотурбинный двигатель, который выполнен двухконтурным, содержит корпус, опертые на него компрессоры и турбины, охлаждаемую камеру сгорания, топливно-насосную группу, реактивные сопла, а также систему управления с командными и исполнительными органами (Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. Под редакцией Д.В. Хронина. М.: Машиностроение, 1989, с.12-88).

Известен способ испытания газотурбинного двигателя по определению ресурса и надежности работы, заключающийся в чередовании режимов при выполнении этапов длительностью, превышающей время полета. Двигатель испытывают поэтапно. Длительность безостановочной работы на стенде и чередование режимов устанавливают в зависимости от назначения двигателя (Л.С. Скубачевский. Испытание воздушно-реактивных двигателей. М.: Машиностроение, 1972, с.13-15).

Известен способ испытаний авиационных двигателей типа газотурбинных, включающий отработку заданных режимов, контроль параметров и оценку по ним ресурса и надежности работы двигателя. С целью сокращения времени испытаний при доводке двигателей 10-20% испытания проводят с температурой газа перед турбиной, превышающей максимальную рабочую температуру на 45-65°C (SU 1151075 A1, опубл. 10.08.2004).

Общими недостатками указанных известных технических решений являются повышенная трудо- и энергоемкость испытаний и недостаточно высокая оценка ресурса и надежности работы двигателя в широком диапазоне полетных режимов и условий эксплуатации вследствие неотработанности программы приведения конкретных результатов испытаний к результатам, отнесенным к стандартным условиям эксплуатации двигателя известными способами, которые не учитывают с достаточной корректностью изменение параметров и режимов работы двигателя. Это осложняет возможность приведения экспериментальных параметров испытаний к параметрам, максимально приближенным к реальной структуре и удельному соотношению режимов работы двигателя в процессе эксплуатации.

Задача изобретения состоит в разработке авиационного газотурбинного двигателя с улучшенными эксплуатационными характеристиками и повышенной достоверностью экспериментально проверенного ресурса и надежности двигателя в условиях, максимально приближенных к реальной структуре и удельному соотношению режимов работы двигателя в процессе эксплуатации.

Поставленная задача решается тем, что газотурбинный двигатель, согласно изобретению, выполнен двухконтурным, двухвальным и содержит не менее восьми модулей, смонтированных, предпочтительно, по модульно-узловой системе, включая компрессор низкого давления (КНД) со статором, имеющим входной направляющий аппарат (ВНА), не более трех промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты, а также с ротором, имеющим вал и систему наделенных лопатками, предпочтительно, четырех рабочих колес; промежуточный корпус; газогенератор, включающий сборочные единицы - компрессор высокого давления (КВД), имеющий статор, а также ротор с валом и системой оснащенных лопатками рабочих колес, число которых не менее чем в два раза превышает число упомянутых рабочих колес КНД; основную камеру сгорания и турбину высокого давления (ТВД); за газогенератором последовательно соосно установлены турбина низкого давления (ТНД), смеситель, фронтовое устройство, форсажная камера сгорания и соединенное с последней всережимное реактивное сопло; причем вокруг корпуса основной камеры сгорания во внешнем контуре установлен воздухо-воздушный теплообменник, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей; кроме того, двигатель содержит коробку приводов двигательных агрегатов; при этом статоры КНД и КВД выполнены каждый в виде продольно-сегментных блоков в количестве не менее двух, объединенных, преимущественно, на разъемных соединениях с возможностью разборки для ремонта или замены деталей соответствующего модуля или сборочной единицы, кроме того, в виде аналогичных продольно-сегментных блоков выполнены и объединены на разъемных соединениях сопловые аппараты турбин ТНД и ТВД; причем двигатель испытан по многоцикловой программе, включающей чередование режимов при выполнении этапов испытания длительностью работы газотурбинного двигателя, превышающей программное время полета, по программе до испытаний сформированы типовые полетные циклы и определена повреждаемость наиболее нагруженных деталей, исходя из этого определено необходимое количество циклов нагружения при испытании, а затем сформирован и произведен полный объем испытаний, включающий выполнение последовательности испытательных циклов - быстрый выход на максимальный или полный форсированный режим, быстрый сброс на режим «малого газа», останов и цикл длительной работы с многократным чередованием режимов во всем рабочем спектре с различным размахом диапазона изменения режимов работы газотурбинного двигателя, в совокупности превышающим время полета в 5-6 раз, при этом различный размах диапазона изменения режимов работы двигателя реализован изменением уровня перепада газа в конкретных режимах испытания от начального до наибольшего - максимального или полного форсированного режима работы двигателя путем переноса начальной точки отсчета при выполнении соответствующего режима, принимая последнюю в одном из режимов в положении, соответствующем уровню «малый газ», а в других режимах - в промежуточных или конечном положениях, соответствующих различным процентным долям или полному значению уровня газа максимального или полного форсированного режима, причем быстрый выход на максимальный или форсированный режимы на части испытательного цикла осуществлен в темпе приемистости с последующим сбросом.

При этом газотурбинный двигатель может содержать электрическую, пневматическую, гидравлическую - топливную и масляную системы, а также датчики, командные блоки, исполнительные механизмы и кабели систем диагностики и автоматического управления двигателем, объединяющие указанные сборочные единицы и модули.

Каждый модуль ГТД выполнен технологически автономным с элементами разъемного фланцевого соединения со смежными модулями, сборочными единицами и элементами конструктивного крепления внутримодульных деталей, обеспечивающими возможность геометрической и функциональной монтажной и/или ремонтной взаимозаменяемости модулей и, по меньшей мере, частично ремонтной заменяемости внутримодульных узлов и деталей;

Статор компрессора высокого давления содержит входной направляющий аппарат, не более восьми промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты.

Входной направляющий аппарат компрессора низкого давления может быть снабжен состоящими из неподвижного и управляемого подвижного элементов радиальными стойками, равномерно разнесенными в плоскости входного сечения с угловой частотой в диапазоне (3,0÷4,0) ед/рад.

Часть испытательных циклов может быть выполнена без прогрева на режиме «малый газ» после запуска.

Испытательный цикл может быть сформирован на основе полетных циклов для боевого и учебного применения газотурбинного двигателя.

Технический результат, обеспечиваемый приведенной совокупностью признаков, состоит в разработке авиационного газотурбинного двигателя с улучшенными эксплуатационными характеристиками и повышенной достоверностью экспериментально проверенного ресурса и надежности двигателя в условиях, максимально приближенных к реальной структуре и удельному соотношению режимов работы двигателя в процессе эксплуатации. Повышение достоверности результатов испытаний достигается за счет разработанного в изобретении чередования режимов при выполнении этапов испытания газотурбинного двигателя, которые по длительности превышают программное время полета. При этом предварительно формируют типовые полетные циклы, на основании которых по программе определяют повреждаемость наиболее загруженных деталей и 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 формируют репрезентативный цикл длительной работы с многократным чередованием режимов во всем рабочем спектре с различным размахом диапазона изменения режимов. Это позволяет повысить корректность и расширить репрезентативность оценки ресурса и надежности работы двигателя на всех этапах создания, доводки, серийного промышленного производства и летной эксплуатации ГТД и обеспечивает повышенный ресурс двигателя в условиях, характерных для последующей реальной многорежимной работы ГТД в полетных условиях на высокоманевренных самолетах.

Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором изображен газотурбинный двигатель, продольный разрез.

Газотурбинный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным. Газотурбинный двигатель содержит не менее восьми модулей, смонтированных, предпочтительно, по модульно-узловой системе, включая компрессор 1 низкого давления, промежуточный корпус 2 и газогенератор.

КНД 1 выполнен со статором, имеющим входной направляющий аппарат 3, не более трех промежуточных направляющих аппаратов 4 и выходной спрямляющий аппарат 5, а также с ротором, имеющим вал 6 и систему, предпочтительно, четырех рабочих колес 7, наделенных лопатками 8.

Газогенератор включает сборочные единицы - компрессор 9 высокого давления со статором, основную камеру 10 сгорания и турбину 11 высокого давления.

КВД 9 включает статор, а также ротор с валом 12 и системой оснащенных лопатками 13 рабочих колес 14. При этом число рабочих колес 14 КВД 9 не менее чем в два раза превышает число рабочих колес 7 КНД 1.

За газогенератором последовательно соосно установлены турбина 15 низкого давления, смеситель 16, фронтовое устройство 17, форсажная камера 18 сгорания и соединенное с форсажной камерой 18 сгорания всережимное реактивное сопло 19.

Вокруг корпуса основной камеры 10 сгорания во внешнем контуре 20 установлен воздухо-воздушный теплообменник 21, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей.

Кроме того, двигатель содержит коробку приводов двигательных агрегатов (на чертежах не показано).

Статоры КНД 1 и КВД 9 выполнены каждый в виде продольно-сегментных блоков в количестве не менее двух, объединенных, преимущественно, на разъемных соединениях с возможностью разборки для ремонта или замены деталей соответствующего модуля или сборочной единицы. В виде аналогичных продольно-сегментных блоков выполнены и объединены на разъемных соединениях сопловые аппараты 22 турбин 11 и 15 соответственно высокого и низкого давления.

Газотурбинный двигатель испытан по многоцикловой программе. Программа включает чередование режимов при выполнении этапов испытания длительностью работы двигателя, превышающей программное время полета. По программе до испытаний сформированы типовые полетные циклы и определена повреждаемость наиболее нагруженных деталей. Исходя из этого определено необходимое количество циклов нагружения двигателя при испытании. Затем сформирован и произведен полный объем испытаний, включающий выполнение последовательности испытательных циклов - быстрый выход на максимальный или полный форсированный режим, быстрый сброс на режим «малого газа», останов и цикл длительной работы с многократным чередованием режимов во всем рабочем спектре с различным размахом диапазона изменения режимов работы газотурбинного двигателя, в совокупности превышающим время полета в 5-6 раз. Различный размах диапазона изменения режимов работы двигателя реализован изменением уровня перепада газа в конкретных режимах испытания от начального до наибольшего - максимального или полного форсированного режима работы двигателя путем переноса начальной точки отсчета при выполнении соответствующего режима, принимая последнюю в одном из режимов в положении, соответствующем уровню «малый газ». В других режимах - в промежуточных или конечном положениях, соответствующих различным процентным долям или полному значению уровня газа максимального или полного форсированного режима. Быстрый выход на максимальный или форсированный режимы на части испытательного цикла осуществлен в темпе приемистости с последующим сбросом.

Газотурбинный двигатель содержит электрическую, пневматическую, гидравлическую - топливную и масляную системы, а также датчики, командные блоки, исполнительные механизмы и кабели систем диагностики и автоматического управления двигателем, объединяющие указанные сборочные единицы и модули (на чертежах не показано).

Каждый модуль ГТД выполнен технологически автономным с элементами разъемного фланцевого соединения со смежными модулями, сборочными единицами и элементами конструктивного крепления внутримодульных деталей, обеспечивающими возможность геометрической и функциональной монтажной и/или ремонтной взаимозаменяемости модулей и, по меньшей мере, частично ремонтной заменяемости внутримодульных узлов и деталей.

Статор КВД 9 содержит входной направляющий аппарат 23, не более восьми промежуточных направляющих аппаратов 24 и выходной спрямляющий аппарат 25.

Входной направляющий аппарат 3 КНД 1 снабжен состоящими из неподвижного и управляемого подвижного элементов радиальными стойками (на чертеже не показано), равномерно разнесенными в плоскости входного сечения с угловой частотой в диапазоне (3,0÷4,0) ед/рад.

Часть испытательных циклов выполнена без прогрева на режиме «малый газ» после запуска.

Испытательный цикл сформирован на основе полетных циклов для боевого и учебного применения газотурбинного двигателя.

Пример реализации испытания газотурбинного двигателя.

Испытанию подвергают ГТД с проектным ресурсом 500 ч общей наработки до первого капитального ремонта. В указанном ресурсе задана наработка 20 ч на максимальном режиме, из них 5 ч на полном форсированном режиме. Формируют типовые полетные циклы (ТПЦ) и устанавливают заданное время работы двигателя 1 ч, эквивалентное полетному времени летательного аппарата (ЛА) по принятому ТПЦ. На основании ТГЩ расчетным путем определяют повреждаемость наиболее нагруженных деталей. Исходя из этого определяют необходимое эквивалентное по повреждаемости количество циклов при испытаниях. В данном варианте принимают следующий состав нагрузочных испытательных циклов - выполнение 700 (400+300) запусков с выходом соответственно на максимальный и форсированные режимы, а также 400 приемистостей от режима «малый газ» (МГ) до максимального (Макс) и 300 с режима 0,8 Макс до форсированного (Фор) режима.

Устанавливают коэффициент запаса на требуемое количество испытательных нагрузочных циклов и времени наработки K=1,2.

Формируют полный объем ресурсных испытаний и разрабатывают программу проведения испытаний:

1. Общую наработку при проведении ресурсных испытаний принимают 500*1,2=600 ч, из них наработку на максимальном режиме принимают (20-5)*1,2=18 ч, а на форсированном режиме 5*1,2=6 ч.

2. Принимают продолжительность этапа испытаний 5 ч и определяют количество пятичасовых этапов 600:5=120.

3. Устанавливают количество запусков с учетом коэффициента запаса 700*1,2=840, а также от МГ до Макс 400*1,2=480 и от 0,8 Макс до Фор 300*1,2=360.

4. Каждый пятичасовой этап включает 840:120=7, приемистостей от режима МГ до Макс 480:120=4 и приемистостей с режима 0,8 Макс до Фор 360:120=3, а также наработку на максимальном и форсированном режимах 18*60:120=9 мин, 360:120=3 мин.

5. Устанавливают последовательность испытательных циклов - быстрый выход на максимальный или полный форсированный режим, быстрый сброс на режим МГ и останов. Затем предусматривают цикл длительной работы с многократным чередованием нагрузочных циклов с размахом диапазонов изменения режимов от МГ до Макс и 0,8 Макс до Фор в пределах установленного выше объема испытательных этапов.

Выполняют испытания ГТД по указанной программе. Затем проводят дефектацию двигателя и анализ результатов испытаний, по которым принимают решение о признании двигателя выдержавшим испытания.

Изложенную выше последовательность испытания ГТД применяют на всех этапах от разработки и доводки до промышленного производства, эксплуатации и капитального ремонта авиационных двигателей.

1. Газотурбинный двигатель, характеризующийся тем, что выполнен двухконтурным, двухвальным и содержит не менее восьми модулей, смонтированных по модульно-узловой системе, включая компрессор низкого давления (КНД) со статором, имеющим входной направляющий аппарат (ВНА), не более трех промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты, а также с ротором, имеющим вал и систему наделенных лопатками четырех рабочих колес; промежуточный корпус; газогенератор, включающий сборочные единицы - компрессор высокого давления (КВД), имеющий статор, а также ротор с валом и системой оснащенных лопатками рабочих колес, число которых не менее чем в два раза превышает число упомянутых рабочих колес КНД; основную камеру сгорания и турбину высокого давления (ТВД); за газогенератором последовательно соосно установлены турбина низкого давления (ТНД), смеситель, фронтовое устройство, форсажная камера сгорания и соединенное с последней всережимное реактивное сопло; причем вокруг корпуса основной камеры сгорания во внешнем контуре установлен воздухо-воздушный теплообменник, собранный не менее чем из шестидесяти трубчатых блок-модулей; кроме того, двигатель содержит коробку приводов двигательных агрегатов; при этом статоры КНД и КВД выполнены каждый в виде продольно-сегментных блоков в количестве не менее двух, объединенных на разъемных соединениях с возможностью разборки для ремонта или замены деталей соответствующего модуля или сборочной единицы, кроме того, в виде аналогичных продольно-сегментных блоков выполнены и объединены на разъемных соединениях сопловые аппараты турбин ТНД и ТВД; причем двигатель испытан по многоцикловой программе, включающей чередование режимов при выполнении этапов испытания длительностью работы газотурбинного двигателя, превышающей программное время полета, по программе до испытаний сформированы типовые полетные циклы и определена повреждаемость наиболее нагруженных деталей, исходя из этого определено необходимое количество циклов нагружения при испытании, а затем сформирован и произведен полный объем испытаний, включающий выполнение последовательности испытательных циклов - быстрый выход на максимальный или полный форсированный режим, быстрый сброс на режим «малого газа», останов и цикл длительной работы с многократным чередованием режимов во всем рабочем спектре с различным размахом диапазона изменения режимов работы газотурбинного двигателя, в совокупности превышающим время полета в 5-6 раз, при этом различный размах диапазона изменения режимов работы двигателя реализован изменением уровня перепада газа в конкретных режимах испытания от начального до наибольшего - максимального или полного форсированного режима работы двигателя путем переноса начальной точки отсчета при выполнении соответствующего режима, принимая последнюю в одном из режимов в положении, соответствующем уровню «малый газ», а в других режимах - в промежуточных или конечном положениях, соответствующих различным процентным долям или полному значению уровня газа максимального или полного форсированного режима, причем быстрый выход на максимальный или форсированный режимы на части испытательного цикла осуществлен в темпе приемистости с последующим сбросом.

2. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что содержит электрическую, пневматическую, гидравлическую - топливную и масляную системы, а также датчики, командные блоки, исполнительные механизмы и кабели систем диагностики и автоматического управления двигателем, объединяющие указанные сборочные единицы и модули.

3. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что каждый модуль ГТД выполнен технологически автономным с элементами разъемного фланцевого соединения со смежными модулями, сборочными единицами и элементами конструктивного крепления внутримодульных деталей, обеспечивающими возможность геометрической и функциональной монтажной и/или ремонтной взаимозаменяемости модулей и, по меньшей мере, частично ремонтной заменяемости внутримодульных узлов и деталей.

4. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что статор компрессора высокого давления содержит входной направляющий аппарат, не более восьми промежуточных направляющих и выходной спрямляющий аппараты.

5. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что входной направляющий аппарат компрессора низкого давления снабжен состоящими из неподвижного и управляемого подвижного элементов радиальными стойками, равномерно разнесенными в плоскости входного сечения с угловой частотой в диапазоне (3,0÷4,0) ед/рад.

6. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что часть испытательных циклов выполнена без прогрева на режиме «малый газ» после запуска.

7. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что испытательный цикл сформирован на основе полетных циклов для боевого и учебного применения газотурбинного двигателя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. В способе серийного производства газотурбинного двигателя изготавливают детали и комплектуют сборочные единицы, элементы и узлы модулей и систем двигателя.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Доводке подвергают опытный ГТД, выполненный двухконтурным, двухвальным.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. В способе эксплуатации турбореактивного двигателя (ТРД) типа АЛ-31Ф 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.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Доводке подвергают опытный ГТД, выполненный двухконтурным, двухвальным.

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.

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.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Газотурбинный двигатель выполнен двухконтурным, двухвальным.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным турбореактивным двигателям. Доводке подвергают опытный ТРД, выполненный двухконтурным, двухвальным.

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.

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.

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 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, превышающим 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 11 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение может быть использовано для усовершенствованной диагностики двигателя внутреннего сгорания (ДВС). При реализации способа получают сигналы от датчика угла поворота коленчатого вала (ДУПКВ) ДВС, датчика логической метки (ДЛМ) и датчика вибрации (ДВ). При каждом сигнале ДЛМ разделяют сигнал ДВ на множество циклов, причем каждый цикл соответствует углу 720° поворота коленчатого вала (КВ). Проверяют, что из указанного множества циклов исключены циклы с переменными параметрами. Определяют фактическое положение КВ с использованием стохастической фильтрации и квазинепрерывного представления сигнала ДУПКВ. Определяют фактическое положение КВ с использованием адаптивного фильтра Калмана или нелинейного стохастического фильтра. Определяют порождающую функцию базиса Рисса на основании характеристик ДУПКВ и аппроксимации импульсной характеристики ДВ. Обеспечивают вторичную дискретизацию сигналов с заменой аргумента; дискретизацию обратной функции; получение дискретного вейвлет-преобразования (ВП); получение непрерывного ВП; получение дискретного ВП обратной функции и вычисление выходных данных. Двумерные массивы разделяют по предварительно определенным индексам в дискретных преобразованиях и вычисляют эмпирическую функцию распределения вероятностей. Технический результат - повышение точности диагностирования. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение может быть использовано в диагностике эффективности охладителя рециркуляции выхлопного газа (EGR) в дизельном двигателе. Способ диагностики эффективности охладителя системы (EGR) в дизельном двигателе заключается в том, что определяют значение температуры газа и давления в выпускном и впускном трубопроводах, осуществляют построение посредством управляющего блока двигателя модели для определения снижения температуры y=ΔТ в охладителе EGR, причем модель имеет параметр вектора θ и входной вектор x. Выполняют посредством управляющего блока двигателя фазу калибровки модели для оценки смещения h0 системы и расчет посредством управляющего блока двигателя группы первичных невязок ε (θ0, x, ΔТ), начиная от формулы модели и с использованием результатов фазы калибровки. Расчет группы улучшенных невязок εN (θ0) осуществляют по математическому выражению в зависимости от количества образцов, на которых выполняются диагностические испытания. Осуществляют расчет посредством управляющего блока двигателя диагностического показателя S по математическому выражению, использующему корреляционную матрицу R0, рассчитанную по исправной системе. Диагностический показатель S используют для диагноза эффективности охладителя EGR. Технический результат заключается в отказе от использования датчиков температуры в охладителе EGR. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.,1 табл.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. Доводке подвергают опытный ГТД, выполненный двухконтурным, двухвальным. Доводку ГТД производят поэтапно. На каждом этапе подвергают испытаниям на соответствие заданным параметрам от одного до пяти ГТД. Обследуют и при необходимости заменяют доработанными любой из поврежденных в испытаниях или не соответствующих требуемым параметрам модуль - от компрессора низкого давления до всережимного поворотного реактивного сопла, включающего регулируемое реактивное сопло и разъемно прикрепленное к форсажной камере сгорания поворотное устройство, ось вращения которого выполнена повернутой относительно горизонтальной оси на угол не менее 30°. 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 ГТД в полетных условиях. Технический результат состоит в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания ГТД на стадии доводки ГТД 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 коробку приводов двигательных агрегатов. Двигатель проверен 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 ГТД в полетных условиях. Технический результат состоит в повышении основных эксплуатационных характеристик двигателя, объемности и надежности обеспечения газодинамической устойчивости работы ГТД, основанной на высокой статической достоверности данных о допустимых границах частотных режимов вращения роторов компрессора, с одновременным упрощением технологии и сокращением трудо- и энергоемкости процесса испытания двигателя. 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к авиационным газотурбинным двигателям. В способе серийного производства ГТД 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 газодинамическую устойчивость работы компрессора. Конкретные 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 ГТД в полетных условиях. Технический результат состоит в упрощении технологии и сокращении трудозатрат и энергоемкости процесса испытания ГТД 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 может быть использовано для диагностики топливной аппаратуры высокого давления дизельных автотракторных двигателей в условиях эксплуатации. Способ определения технического состояния топливной аппаратуры дизельного двигателя, заключается в том, что на работающем двигателе получают зависимости изменения давления топлива в топливопроводе высокого давления и сравнивают эти зависимости с эталонными. Для получения зависимости изменения давления на работающем при минимально устойчивой частоте вращения двигателе резко увеличивают до максимума подачу топлива и в процессе свободного разгона получают искомые зависимости. Технический результат заключается в повышении точности технического состояния топливной аппаратуры.

Изобретение может быть использовано для диагностики двигателей внутреннего сгорания (ДВС). Способ заключается в записи шумов в цилиндре ДВС. Запись осуществляется при прокручивании вала ДВС в течение 1-2 секунд от постороннего источника с выключенной топливоподачей. Датчик рабочих шумов (микрофон) размещается в цилиндре ДВС и измеряет девять известных составляющих. Способ основан на сравнении формы импульса спектра рабочих шумов диагностируемого ДВС и формы эталона импульса спектра рабочих шумов. Приведена последовательность операций диагностирования для двухтактного и четырехтактного ДВС. Технический результат заключается в повышении достоверности диагностических данных. 2 н.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к техническому обслуживанию автотранспортных машин, в частности к способам определения экологической безопасности технического обслуживания автомобилей, тракторов, комбайнов и других самоходных машин. Способ определения экологической безопасности технического обслуживания машин включает фиксацию используемого материала на экран и его оценку. Фиксацию материала, попадающего при выполнении смазочно-заправочных операций, осуществляют на экран, размещенный под обслуживаемой машиной, при проведении каждой смазочно-заправочной операции. Экран взвешивают до и после проведения каждой операции, после чего производят оценку наличия материала на экране. Способ позволяет определить по массе материала на экране экологическую безопасность выполнения каждой смазочно-заправочной операции при техническом обслуживании машины. 1 ил.

Изобретение может быть использовано в топливных системах двигателей внутреннего сгорания транспортных средств. Транспортное средство содержит топливную систему (31), имеющую топливный бак (32) и бачок (30), диагностический модуль, имеющий контрольное отверстие (56), датчик (54) давления, клапан-распределитель (58), насос (52) и контроллер. Диагностический модуль связывает топливную систему с атмосферой для обеспечения первой конфигурации, в которой клапан-распределитель (58) находится в первом положении, соединяющем по текучей среде бачок (30) и атмосферу с незадействованными насосом (52) и отверстием (56). Диагностический модуль связывает топливную систему с атмосферой для обеспечения второй конфигурации, в которой клапан-распределитель (58) находится в первом положении, а отверстие (56) соединяет по текучей среде бачок (30) и атмосферу с задействованным насосом (52). Диагностический модуль связывает топливную систему с атмосферой для обеспечения третьей конфигурации, в которой клапан-распределитель (58) находится во втором положении, а отверстие (56) соединяет по текучей среде бачок (30) и атмосферу с задействованным насосом (52), при этом отверстие (56) обеспечивает независимый проток из бачка (30) в атмосферу по сравнению с клапаном-распределителем, когда модуль находится во втором и третьем положениях. Контроллер выполнен с возможностью измерения контрольного давления на отверстии (56) для выдачи динамически установившегося порогового значения, изолирования топливной системы в состояние низкого давления, измерения нескольких давлений в системе и выдачи кода в ответ на сравнение указанных нескольких давлений с динамически установившемся пороговым значением. Раскрыты варианты выполнения транспортных средств. Технический результат заключается в улучшении точности диагностирования. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 8 ил.
Наверх