Способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области диагностирования технического состояния систем управления авиационными газотурбинными двигателями. Способ безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя включает сравнение фактического значения параметра технического состояния элементов конструкции двигателя во время эксплуатации с его предельно допустимым значением и последующее определение остаточного ресурса элементов конструкции двигателя по результатам этого сравнения. В качестве параметра выбирают уровень работоспособности элементов конструкции двигателя с учетом внешних воздействующих факторов, а о времени до наступления отказа судят по скорости изменения уровня работоспособности. Технический результат - своевременное определение предотказного состояния газотурбинного двигателя для его технического обслуживания. 3 з. п. ф-лы, 4ил.

 

Изобретение относится к области диагностирования технического состояния систем управления авиационными газотурбинными двигателями (ГТД) и может быть использовано для обеспечения безопасной эксплуатации двигателей и их систем управления при максимальном использовании их индивидуальных потенциальных возможностей по ресурсу в гражданской и военной авиации.

Известны способы эксплуатации двигателя по его техническому состоянию, заключающиеся в сравнении фактической наработки двигателя с его системой управления и параметрами технического состояния элементов с их предельно допустимыми значениями и определении остаточного ресурса двигателя и системы управления по результатам этого сравнения /см. RU 2162213 C1, G01M 15/00, 20.01.2001 /1/; Сиротин Н.Н. Конструкция и эксплуатация, повреждаемость и работоспособность газотурбинных двигателей (основы конструирования). - М.: РИА «ИМИНФОРМ», 2002 г., стр. 349, раздел «Второй подход» /2/; RU 2236671 C1, G01M 15/00, 20.09.2004 /3//.

Недостатком этих способов является преждевременная замена основных деталей двигателя и системы управления до полной выработки ими потенциальных возможностей по ресурсу в связи с отсутствием учета фактического технического состояния деталей конкретного двигателя и его системы управления. Предполагается, что техническое состояние конкретных деталей после изготовления остается неизменным в процессе эксплуатации и, следовательно, отсутствует возможность прогнозирования отказа.

Ближайшим к изобретению по технической сущности и достигаемому результату является способ безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по его техническому состоянию, включающий сравнение фактического значения параметра технического состояния элементов конструкции двигателя во время эксплуатации с его предельно допустимым значением и последующее определение остаточного ресурса элементов конструкции двигателя по результатам этого сравнения. В качестве параметра выбирают поверхность эксплуатационного состояния, определяемую в трехмерной системе координат: амплитуда переменных напряжений многоцикловой усталости, амплитуда переменных деформаций малоцикловой усталости, постоянное напряжение, а остаток ресурса определяют по изменению расстояния между этой поверхностью и поверхностью предельного состояния, определяемой на наземных стендах при назначенных режимах работы двигателя /RU 2374614 C2, G01M 15/00, 11.04.2007/ /4/ - прототип.

Недостатком этого способа является ограниченность выбора координат трехмерной поверхности эксплуатационного состояния. Выбираются только основные детали конкретного двигателя и оцениваются их три механические характеристики. Отсутствует учет параметров системы управления двигателем. Указанные причины приводят к уменьшению достоверности определения технического состояния.

Другим недостатком является низкая точность определения параметра технического состояния, которое определяется без учета воздействия внешних факторов, таких как атмосферное давление, температура окружающей среды.

Задачей заявляемого изобретения является повышение безопасности эксплуатации газотурбинных двигателей с электронными системами управления (ЭСУ) за счет увеличения достоверности и точности определения текущего технического состояния элементов конструкции двигателя и осуществления прогноза их технического состояния.

Технический результат - своевременное определение предотказного состояния ГТД для его технического обслуживания.

Ожидаемый технический результат достигается тем, что в способе эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя, включающем сравнение фактического значения параметра технического состояния элементов конструкции двигателя во время эксплуатации с его предельно допустимым значением и последующее определение остаточного ресурса элементов конструкции двигателя по результатам этого сравнения, согласно предложению в качестве параметра, выбирают уровень работоспособности элементов конструкции двигателя с учетом внешних воздействующих факторов, а о времени до наступления отказа судят по скорости изменения уровня работоспособности. В качестве элемента конструкции двигателя, по которому судят о времени до наступления отказа двигателя выбирают электронную систему регулирования. В качестве внешних воздействующих факторов (ВВФ) рассматривают температуру электронной системы регулирования, давление окружающей среды, относительную влажность, спектр вибрации электронной системы регулирования. О времени до наступления отказа двигателя во время эксплуатации судят по времени до наступления отказа его элемента с наименьшим временем до отказа.

Анализ уровня безотказности показал, что отказы ЭСУ двигателей типа АЛ-31Ф и РД-33 составляют около 37% всех отказов систем силовой установки, из этих отказов 42% привели к невыполнению полетного или боевого задания. Это связано с тем, что применяемые средства и методы контроля ЭСУ не позволяют определить предотказное состояния ЭСУ, а также не учитывают закономерности изменения технического состояния в процессе эксплуатации под влиянием внешних воздействующих факторов.

Новым в изобретении является то, что предлагается учитывать не только некоторые параметры элементов газотурбинного двигателя, но и параметры элементов системы управления, влияющих на безопасную эксплуатацию всей системы ГТД-ЭСУ. Параметры ЭСУ в значительной степени подвержены влиянию ВВФ.

Внешние факторы, воздействующие на систему ГТД-ЭСУ, определяются режимом и условиями эксплуатации газотурбинного двигателя и воздушного судна в целом.

Из всех факторов наиболее значимыми факторами, вызывающими изменение технического состояния, уровня работоспособности системы ГТД-ЭСУ и влияющими на безопасность полетов, являются:

- факторы метеосферы (климатические) - температура, давление, влажность;

- механические факторы - вибрация, линейные и ударные нагрузки, акустические шумы.

Внешние факторы оказывают на электронную часть ЭСУ дестабилизирующее воздействие, сопровождающееся изменением параметров электрорадиоэлементов, нарушениями целостности электрической цепи, возникновением пьезо- и тензоэффекта. Безопасная эксплуатация системы ГТД-ЭСУ возможна при учете влияния внешних факторов и компенсации дестабилизирующих воздействий.

Экспериментально установлено, что наибольшее влияние на уровень работоспособности системы ГТД-ЭСУ оказывает температура электронной системы управления /см. Н.Н. Сиротин, К.Н. Антонец. Влияние внешних воздействующих факторов на выходные параметры электронной системы управления силовой установкой типа АЛ-31Ф. Всероссийская научно-практическая конференция «АКТ-2013». Сборник трудов. Воронеж, 2013, 450 с/ /5/

Изобретение проиллюстрировано фиг. 1-4.

Фиг. 1 - график определения уровня работоспособности;

Фиг. 2,а.б - модели изменения уровня работоспособности;

Фиг. 3 - график влияния температуры на выходной сигнал системы ЭСУ-ГТД;

Фиг. 4 - график определения текущего уровня работоспособности.

Основой данного метода является уровень (запас) работоспособности R, который характеризует качество функционирования системы ГТД-ЭСУ и определяется как расстояние на n-мерном пространстве параметров, характеризующих техническое состояние (фиг. 1), от номинального значения R0, при котором обеспечивается функционирование ГТД-ЭСУ с наилучшим качеством до текущего значения R. При достижении уровня работоспособности критического значения Rкр происходит отказ ГТД-ЭСУ. При соответствии параметров номинальным значениям, установленным в технической документации, ГТД-ЭСУ имеет максимальную работоспособность и, следовательно, функционирует с максимальным качеством.

Работоспособность системы ГТД-ЭСУ характеризуется набором выходных параметров y1(t), y2(t), …, yn(t). Эти параметры представляют собой случайные функции времени yi(t), которые образуют конечные множества и определяют n-мерное евклидово пространство Rn.

Точки y1(t), y2(t), …, yn(t) n-мерного пространства определяют область D, где ГТД-ЭСУ работоспособна. Нижняя граница области работоспособности ГТД-ЭСУ Go определяется начальными значениями параметров в момент t=0, т.е. в момент поступления ГТД-ЭСУ в эксплуатацию y1(0), y2(0), …, yn(0). Верхняя граница области D определяется предельно-допустимыми значениями параметров (y1доп, y2доп, …, ynдоп) в соответствии с требованиями нормативно-технической и конструкторской документации. Если текущая точка n-мерного пространства с координатами y1(t), y2(t), …, yn(t) принадлежит области допустимых значений параметров, то система ГТД-ЭСУ работоспособна. В противном случае - неработоспособна.

Уровень работоспособности по i-му параметру Ri определяется по отклонению текущего значения i-го параметра yi от его номинального значения y i н о м .

Введем коэффициент ki, характеризующий размах области работоспособности по i-му параметру. Для симметрично двухсторонней границы области работоспособности:

Тогда текущий уровень (запас) работоспособности Ri вычисляется по формуле

Ri=1-ki·Δyi, где

С учетом этого условие работоспособности ГТД-ЭСУ можно записать в следующем виде: Ri>0 или ΔR<ΔRкр.

Движение точки R в пространстве (т.е. изменение технического состояния ГТД-ЭСУ ΔS и соответственно уровня работоспособности ΔR) рассматривается как следствие необратимого процесса деградации элементов, входящих в ГТД-ЭСУ ΔSД (ΔRД), и частично обратимого воздействия внешних факторов, вызывающих отклонения характеристик и повреждения элементов конструкции ГТД-ЭСУ ΔSВФ (ΔR), т.е. имеет две составляющие: ΔR=ΔRД+ΔRВФ.

В условиях эксплуатации при оценке технического состояния получают величину ΔRД, а вторую составляющую ΔR получают по результатам моделирования влияния внешних факторов на работоспособность ГТД-ЭСУ. Модель может быть представлена в виде функциональной зависимости между параметрами, характеризующими техническое состояние (уровень работоспособности), и ВВФ вида:

yi=fz(zj), i=1…n; j=1…m,

где, zj - j-й фактор, воздействующий на i-й параметр; n - число параметров, характеризующих техническое состояние ГТД-ЭСУ; m - число ВВФ, вызывающих изменение технического состояния ГТД-ЭСУ.

Экспериментально установлено, что воздействие внешних факторов (температуры), вызывающих обратимые воздействия на ГТД-ЭСУ, можно аппроксимировать полиномом третьей степени вида:

где aij - коэффициенты полинома, характеризующего воздействие j-го внешнего фактора на i-й параметр (см. /5/).

Тогда, с учетом определенного R реальное техническое состояние (уровень работоспособности) ГТД-ЭСУ, вызванное ухудшением характеристик элементов, определяется как разность между измеренным техническим состоянием (уровнем работоспособности), полученным при контроле ГТД-ЭСУ в эксплуатации, и изменением уровня работоспособности, вызванным, в свою очередь, воздействием ВВФ и вычисленным по математической модели воздействия ВВФ на техническое состояние (уровень работоспособности) ГТД-ЭСУ.

Движение в пространстве точки R, определенной с учетом воздействия ВВФ (т.е. фактического уровня работоспособности RД), во времени описывается некоей функцией работоспособности R=f(t), которая получается в процессе эксплуатации ГТД-ЭСУ.

Текущее состояние системы ГТД-ЭСУ представляется в виде лингвистических термов, характеризующих уровень работоспособности. «Хороший» уровень работоспособности - уровень работоспособности, при котором система ГТД-ЭСУ функционирует с максимальным качеством и для ее безопасной эксплуатации не требуется дальнейшего наблюдения или проведения ТО. «Хороший» уровень работоспособности соответствует значению RД=0,6-0,9.

«Удовлетворительный» уровень работоспособности системы ГТД-ЭСУ - уровень работоспособности, при котором система ГТД-ЭСУ работоспособна, но при этом функционирует с недостаточным качеством. При таком уровне работоспособности, для обеспечения безопасной эксплуатации системы ГТД-ЭСУ требуется наблюдение. «Удовлетворительный» уровень работоспособности соответствует значению RД=0,3-0,6.

«Низкий» уровень работоспособности системы ГТД-ЭСУ - уровень работоспособности, при котором система функционирует с минимальным качеством. При таком уровне работоспособности система ГТД-ЭСУ находится в предотказном состоянии. «Низкий» уровень работоспособности соответствует значению RД=0-0,3.

Определение предотказного состояния ГТД-ЭСУ возможно, если имеется информация о текущем уровне работоспособности и скорости изменения работоспособности (скорости деградации элементов) ГТД-ЭСУ /см. Сиротин Н.Н. и др. Основы конструирования, производства и эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей и энергетических установок в системе CALS технологий. Учебник для ВУЗов РФ. Книга третья. «Эксплуатация и надежность ГТД и ЭУ». - М.: Наука (РАН), 2012 г. - 602 с. / /6/.

Скорость изменения уровня работоспособности определяется производной от функции работоспособности c = d R d t . Если функция работоспособности аппроксимируется, например, линейной функцией R-R0+c·t (фиг 2а), то скорость деградации элементов вычисляется по формуле:

c = R R 0 t ,

где R - значение работоспособности, полученное при текущем контроле (во время проведения технического обслуживания);

R0 - значение работоспособности, полученное при предыдущем техническом обслуживании (ТО);

t - межрегламентный период (время между двумя последовательно проведенными ТО).

Время Т до наступления отказа при известной скорости деградации элементов с ГТД-ЭСУ и текущем уровне работоспособности R0 вычисляется исходя из условия достижения ГТД-ЭСУ критического уровня работоспособности R=Rкp:

T=(Rкp-R0)/c.

Однако в ряде случаев изменения функции работоспособности имеет явно выраженный нелинейный характер, и для повышения точности определения времени сохранения ЭСУ работоспособного состояния целесообразно использовать нелинейные модели процесса изменения функции работоспособности. Наиболее простой нелинейной моделью может быть экспоненциальная модель вида (фиг. 2,б):

R=R0·exp[-c·t],

Знак минус используется, потому что функция работоспособности - убывающая.

Тогда скорость деградации элементов (изменения работоспособности):

А время до наступления отказа при экспоненциальной модели изменения функции работоспособности вычисляется по формуле:

Безопасность эксплуатации системы ГТД-ЭСУ достигается своевременным определением времени до наступления отказа ТКР, т.е. таким уровнем работоспособности, при котором дальнейшее функционирование системы нецелесообразно. Предотказное состояние характеризуется уровнем работоспособности системы RД=0-0,3.

Суть предлагаемого способа заключается в следующем:

1. При производственных испытаниях определяют критические параметры системы ГТД-ЭСУ, существенно влияющие на ее техническое состояние, определяются критические воздействующие факторы (температура, давление, влажность, и т.д.), критический уровень работоспособности Rкp, при котором происходит отказ системы ГТД-ЭСУ или существенно снижается качество ее функционирования, модель ВВФ.

2. При проведении очередного ТО измеряют критические параметры системы ГТД-ЭСУ и вычисляется текущий уровень работоспособности Rтек.

3. По данным объективного контроля определяют характеристики внешних воздействующих факторов и по определенной при производственных испытаниях для каждого элемента математической модели вычисляется составляющая R, характеризующая изменение уровня работоспособности из-за воздействия внешних факторов.

4. Производят расчет составляющей RД, характеризующей фактическое изменения уровня работоспособности из-за деградации элементов ГТД-ЭСУ.

5. Определяют скорость деградации элементов ГТД-ЭСУ (скорость изменения функции работоспособности) при сравнении с данными предыдущего ТО.

6. Определяют время до наступления отказа в соответствии с выбранной моделью изменения уровня работоспособности.

Предлагаемый способ позволяет повысить безопасность эксплуатации системы ГТД-ЭСУ путем определения при проведении очередного технического обслуживания времени до наступления отказа. Достоверность и точность прогноза технического состояния обеспечивается учетом параметров работы ЭСУ и учетом внешних воздействующих факторов.

Пример

При испытании блока электронной системы управления двигателем КРД-99 получили зависимость параметров технического состояния регулятора от внешнего воздействующего фактора, оказывающего наибольшее влияние на параметры технического состояния - температуры (фиг. 3).

По результатам испытаний определили коэффициенты полинома третьей степени fi(zj) для влияния температуры блока на скважность выходного сигнала системы ГТД-ЭСУ γ(ТБ), которые составили: а 0=282,93; а 1=-2,8374; а 2=0,0119; а 3=-1,7·10-5. Коэффициент, характеризующий размах области работоспособного состояния для параметра скважности сигнала системы ГТД-ЭСУ, составил:

При проведении технического обслуживания системы измеренное значение параметра технического состояния составило y1Б)=γ(ТБ)=41,3%. Текущий уровень работоспособности системы ГТД-ЭСУ по параметру скважности сигнала, полученный при проведении технического обслуживания с помощью средств контроля, составил:

(фиг. 4), что соответствует снижению уровня работоспособности вследствие деградации элементов системы ГТД-ЭСУ. При таком уровне работоспособности ЭСУ допускается к эксплуатации, но при этом требуется проведение дополнительных профилактических мероприятий.

Предлагаемый способ позволяет снизить затраты на необоснованный ремонт, обеспечивает возможность перехода на эксплуатацию по техническому состоянию, снижает аварийность при эксплуатации двигателя.

1. Способ эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя, включающий сравнение фактического значения параметра технического состояния элементов конструкции двигателя во время эксплуатации с его предельно допустимым значением и последующее определение остаточного ресурса элементов конструкции двигателя по результатам этого сравнения, отличающийся тем, что в качестве параметра выбирают уровень работоспособности элементов конструкции двигателя с учетом внешних воздействующих факторов, а о времени до наступления отказа судят по скорости изменения уровня работоспособности.

2. Способ безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что в качестве элемента конструкции двигателя, по которому судят о времени до наступления отказа двигателя, выбирают электронную систему регулирования.

3. Способ безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что в качестве внешних воздействующих факторов рассматривают температуру электронной системы регулирования, давление окружающей среды, относительную влажность, спектр вибрации электронной системы регулирования.

4. Способ безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по п. 1, отличающийся тем, что о времени до наступления отказа двигателя во время эксплуатации судят по времени до наступления отказа его элемента с наименьшим временем до отказа.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области испытаний двигателей внутреннего сгорания (ДВС) и может быть использовано для диагностирования поршневых уплотнений ДВС при их эксплуатации.

Способ относится к области испытаний двигателей внутреннего сгорания. В заявленном способе для синхронизации используют свойство диаграммы давления, изменяющееся с изменением ее угловой позиции и обладающее в синхронизированной позиции характерным признаком.

Способ измерения рабочего моторесурса относится к области технической диагностики, в частности к измерительной технике. Способ заключается в измерении измерительным устройством действующих механических сил в рабочем объеме цилиндра (РОЦ), обусловленных перемещением воздуха при прокручивании коленчатого вала ДВС, в качестве измерительного устройства выбирают датчик шумов, преобразующий шум, возникающий при взаимодействии деталей во время прокручивания коленчатого вала, в электрическую энергию (Wpoц), измеряемую ваттметром, которая соответствует величине степени износа деталей механизмов на момент измерения рабочего моторесурса (Рм), размещают ДТП герметично в любое отверстие прямого доступа в полость РОЦ четырехтактного или двухтактного ДВС и, в пусковом режиме, в течение 1-2 секунд осуществляют измерение Рм в каждом РОЦ ДВС, результат измерения выражают математической формой алгебраической суммы Wpoц, для двухтактных ДВС в качестве измерительного устройства выбирают датчик шумов вибрации, преобразующий энергию вибрации Wв в точке поверхности головки цилиндра в электрическую энергию, результат измерения выражают математической формой алгебраической суммы Wв.

Изобретение относится к способам контроля выбросов отработавших газов при эксплуатации двигателя. Представлен способ обнаружения всасывания углеводородов в двигатель на основании одновременного отслеживания неустойчивости в работе цилиндров и повышенного тепловыделения отработавших газов.

Изобретение относится к области испытаний машин и двигателей, в частности к стендам для испытаний тепловых двигателей. Стенд для испытания тепловых двигателей содержит контур питания испытуемого двигателя штатным топливом, блок контроля параметров работы двигателя, контур подготовки исследуемого топлива, ультразвуковой проточный реактор и контур охлаждения излучателя ультразвукового проточного реактора.

Изобретение может быть использовано в двигателях внутреннего сгорания. Способ эксплуатации двигателя заключается в том, что выполняют индикацию о снижении эффективности работы системы вентиляции картера на основании характеристик провала давления в вентиляционной трубке картера в переходных условиях во время запуска двигателя.

Изобретение относится к области диагностики, а именно к способам оценки технического состояния однотипных механизмов машин, и может быть использовано, например, для оценки технического состояния узлов ходовой части транспортного средства.

Способ включает в себя оценку параметров мониторинга на основании данных работы контура обратной связи; получение индикаторов на основании параметров мониторинга; определение по меньшей мере одной сигнатуры на основании значений по меньшей мере части индикаторов; и обнаружение и локализацию деградации, влияющей на контур обратной связи, в зависимости от упомянутой по меньшей мере одной определенной сигнатуры.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для безразборной диагностики двигателей внутреннего сгорания. В предлагаемом изобретении измерения выполняются тензометрами сопротивления, установленными непосредственно на стержне шатуна и работающими при одинаковых условиях, что исключает влияние на точность измерений самой установки датчиков, режима нагружения и температурного состояния; пересчет напряжений на стержне шатуна от давления газов в цилиндре как функции от угла поворота коленчатого вала выполняется на основе известного динамического расчета действующих сил в кривошипно-шатунном механизме; влияние температуры устраняется датчиком температурной компенсации, установленным на разгруженной пластине из материала шатуна на месте измерений напряжений; исключается неидентичность условий работы датчиков, установленных в прототипе на шпильках, крепящих крышки цилиндров, так как все шатуны находятся в одинаковых условиях; тензометрические датчики на шатуне работают в пределах закона Гука, что исключает нелинейность измерений во всем диапазоне режимов нагружения.

Изобретение может быть использовано в процессе доводки деталей и узлов турбомашин, в частности авиационных двигателей, а также для изучения явлений ротор-статорного взаимодействия и усиления амплитуд колебаний, вызванного расстройкой рабочих колес.

Изобретение относится к машиностроению, в частности к определению при испытаниях коэффициента расхода газа через сопловой аппарат турбины, и может быть использовано в двухконтурных газотурбинных двигателях. Способ позволяет повысить достоверность определения величины коэффициента расхода газа через сопловой аппарат турбины двухконтурного газотурбинного двигателя. При этом для определения значений параметров коэффициента расхода Аг газа проводят испытания газогенератора двухконтурного двигателя и замеряют давление воздуха за компрессором Р к ∗ , температуру воздуха перед и за компрессором Т в х ∗ и Т к ∗ , расход воздуха в компрессоре Gв, расход топлива Gт, расход воздуха, участвующего в горении Gвгор, по замеренным в результате испытаний параметрам определяют значения расхода газа Gг, давления газа Р г ∗ , температуры газа перед турбиной Т г ∗ и полученные величины включают в формулу для определения коэффициента расхода газа Аг.

Изобретение относится к конструкциям экспериментальных стендов для испытания струйных насосов (СН), работающих в составе погружных установок для добычи нефти, содержащих электродвигатель, гидрозащиту, электроцентробежный насос и газосепаратор. Стенд содержит гравитационный сепаратор, систему задвижек, испытываемый струйный насос и электроцентробежный насос. Стенд дополнительно оснащен скважиной, в которой размещен электроцентробежный насос с погружным электродвигателем, гидрозащитой и газосепаратором, а также компрессором для закачки в скважину газа под давлением. Изобретение направлено на обеспечение возможности моделирования скважинных условий и исследования совместной работы струйного насоса в компоновке с другим погружным оборудованием, а также подбор СН к конкретной скважине. 2 ил.

Изобретение относится к техническому обслуживанию вертолетных двигателей. Технический результат - предоставление системы назначения технического обслуживания, которая принимает во внимание множество составляющих уже примененного технического обслуживания, полетные условия эксплуатации и конкретную конфигурацию двигателя, чтобы определить операции по техническому обслуживанию для вертолетного двигателя. Система для назначения технического обслуживания (ТО) вертолетных двигателей содержит централизованную базу данных; средство для сбора информации о показателе(ях) рабочего состояния двигателей и для обновления данных о рабочем состоянии в зависимости от собранной информации; средство для идентификации операции по ТО; средство для генерирования непрерывной сигнализации для каждой идентифицированной операции по ТО; средство для удостоверенного цифровой подписью обновления данных о примененном ТО и данных о конкретизированной конфигурации в соответствии с каждой операцией по техническому ТО и средство для деактивации активированной сигнализации. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области испытания и технического диагностирования машин, в частности к способу определения эффективной мощности двигателей внутреннего сгорания. Изобретение заключается в следующем. Проводят бестормозные испытания группы двигателей одной марки с заранее известной эффективной мощностью. По каждому двигателю из этой группы посредством электродинамического измерительного прибора фиксируют максимальное значение электрического импульса (напряжение, силу тока или мощность), создаваемого преобразователем. При этом находят функцию максимального значения импульса от эффективной мощности двигателя. Затем определяют максимальное значение импульса первичного преобразователя при испытании в таком же режиме любого другого двигателя этой же марки. По полученным результатам, используя указанную функцию, определяют эффективную мощность отдельно взятого испытываемого двигателя. В результате представляется возможным использовать при бестормозных испытаниях двигателей общедоступные (стандартные) электродинамические измерительные приборы: амперметр, вольтметр или ваттметр. Это позволяет создать простой и доступный способ определения эффективной мощности двигателя внутреннего сгорания. 1 ил.

Описаны способ и система для испытания компрессора. Для проведения испытания методом подобия выбирают заменитель для HFC-134a. Применяют заменяющий испытательный газ либо в чистом виде, либо в смеси с другими газами, чтобы провести испытание компрессора в соответствии со стандартом ASME РТС-10 проведения испытаний для определения рабочих характеристик. Заменяющий испытательный газ может, например, обладать молекулярной массой от 40 г/моль до 150 г/моль, потенциалом глобального потепления (ПГП) менее 700 и показателем адиабаты газа от 1 до 1,5, одним из другого набора заданных свойств, или испытательный газ можно выбрать из группы, включающей HFC-245ca (также известный как R-245 или под его химическим наименованием 1,1,2,2,3-пентафторпентан), HFO-1234yf (также известный под его химическим наименованием 2,3,3,3-тетрафторпропен-1), HFO-1234ZE (также известный под его химическим наименованием транс-1,3,3,3-тетрафторпропен-1) и DR-11. Технический результат изобретения - приближение условий испытания к условиям, при которых центробежный компрессор будет работать при эксплуатации. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил., 1 табл.

Изобретение относится к устройству контроля деградации материала и защитных покрытий турбинных лопаток газотурбинных двигателей. Устройство содержит теплоизолятор, установленный на корпусе, крышку со стяжным стержнем и термопарами, электронагреватель, расположенный во внутреннем пространстве устройства, например, вокруг стяжного стержня, испытываемый образец представляет собой полый цилиндр из материала турбинных лопаток, установленный в устройстве между теплоизолятором и крышкой со стяжным стержнем, стяжной стержень проходит во внутреннем пространстве устройства по его оси, причем конец стяжного стержня выступает из корпуса устройства и имеет резьбу, крышка, испытываемый образец, теплоизолятор, корпус стягиваются посредством стяжного стержня с помощью гайки, термопары расположены в крышке на ее поверхности, прижимающей испытываемый образец, и соединены с усилителем сигнала термопар, который в свою очередь соединен с устройством контроля и управления. Технический результат - обеспечение постоянного контроля деградации материала турбинных лопаток и их защитных покрытий в реальных условиях их эксплуатации в двигателе без нарушения его целостности через любой промежуток времени. 1 ил.
Наверх