Наземная информационно-диагностическая система для осуществления безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя с электронной системой управления по прогнозу его технического состояния

Наземная информационно-диагностическая система для безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя, содержащая электронную систему управления по меньшей мере два датчика внешних воздействующих факторов, установленных на по меньшей мере одной электронной системе управления во время проведения технического обслуживания, со своими устройствами согласования и аппаратно-программными интерфейсами, блоком памяти и блоком расчета уровня работоспособности. Технический результат изобретения - повышение точности и достоверности технического обслуживания, упрощение анализа технического состояния элементов системы ГТД-ЭСУ и прогнозирование своевременного технического обслуживания. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

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

Известны системы, предназначенные для наземной эксплуатации авиационных газотурбинных двигателей по их техническому состоянию, состоящие из датчиков информации о текущих параметрах работы газотурбинного двигателя и его системы управления, устройств сравнения текущих параметров технического состояния с их предельно допустимыми значениями, индикаторов ресурса двигателя и системы управления по результатам этого сравнения [1…4].

Известны также средства эксплуатационного контроля для проведения наземных испытаний газотурбинных двигателей совместно с их системами автоматического управления (US 4821217, 1989; RU 89178, 2009; АРМ ДК-50, http://www.npp-dozor.ru/?q=node/3; ИДС АРМ ДК-30 (СД) серия М, http://kizlyar-kemz.ru/produktsiya/proizvodstvenno-tehnicheskogo-naznacheniya/nazemnye-sredstva-ekspluatatsionnogo-kontrolya/ids-arm-dk-30-sd-seriya-m.html), содержащие устройство оперативного контроля, устройства согласования, аппаратно-программный интерфейс. Устройство оперативного контроля предназначено для обработки сигналов, поступающих через устройства согласования и аппаратно-программный интерфейс от расположенных на двигателе датчиков, от системы автоматического управления двигателем и от бортового устройства регистрации. В результате обработки сигналов оператору выдается информация о техническом состоянии двигателя.

Общим недостатком этих систем 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 двигателя и системы управления после изготовления остается неизменным в процессе эксплуатации или изменяется внезапно и, следовательно, возможность отказа не прогнозируется.

Другим недостатком известных систем является недостаточная точность и достоверность определения параметра технического состояния, который определяется без учета воздействия внешних факторов, таких как атмосферное давление, температура окружающей среды, влажность воздуха.

Прототипом изобретения является наземное информационно-диагностическое средство для обслуживания авиационного газотурбинного двигателя (RU 58233, 2006), содержащее двигатель, бортовое устройство регистрации, устройство оперативного контроля, блок концентрации сигналов, аппаратно-программный интерфейс, устройства согласования для преобразования сигналов от штатных датчиков, установленных на двигателе, и от бортового устройства регистрации, в цифровой код. Средство снабжено также дополнительными датчиками, установленными на двигатель, со своими устройствами согласования и аппаратно-программными интерфейсами.

Недостатком наземного информационно-диагностического средства является недостаточная точность и достоверность результатов диагностики авиационного газотурбинного двигателя в связи с отсутствием информации о состоянии электронной системы управления двигателем и о внешних, воздействующих на электронную систему управления двигателем, факторах.

Другим недостатком является отсутствие возможности прогнозирования технического состояния из-за отсутствия учета фактического технического состояния (деградации) деталей конкретного двигателя и его системы управления в пределах работоспособного состояния.

Задачей заявляемого изобретения является повышение безопасности эксплуатации газотурбинных двигателей с электронными системами управления путем увеличения достоверности и точности определения их текущего технического состояния и осуществления прогноза технического состояния.

Поставленная цель достигается тем, что в наземной информационно-диагностической системе для безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя включающей бортовое устройство регистрации, устройство оперативного контроля, блок концентрации сигналов, аппаратно-программный интерфейс, по меньшей мере два датчика штатно установленные на двигателе, со своими устройствами согласования и аппаратно-программными интерфейсами, по меньшей мере два дополнительных датчика, установленных во время обслуживания на авиационный газотурбинный двигатель со своими устройствами согласования и аппаратно-программными интерфейсами, по меньшей мере три штатных бортовых разъема, дополнительно включены электронная система управления двигателем, по меньшей мере два датчика внешних воздействующих факторов, установленные на электронной системе управления во время проведения обслуживания, со своими устройствами согласования и аппаратно-программными интерфейсами, блок памяти и блок расчета уровня работоспособности, который состоит из первого, второго и третьего сравнивающих устройств, масштабирующего устройства, дифференциатора, запоминающего регистра, схемы максимума, первого и второго функциональных преобразователей и логического устройства.

Включение в информационно-диагностическую систему электронной системы управления с датчиками внешних воздействующих факторов существенно увеличивает точность и достоверность диагностирования технического состояния системы «газотурбинный двигатель - электронная система управления» (ГТД-ЭСУ). Применение блока памяти, хранящего результаты исследования влияния внешних воздействующих факторов на параметры основных элементов электронной системы управления и коэффициенты математических моделей изменения функции работоспособности элементов в ходе эксплуатации, обеспечит исходной информацией блок расчета уровня работоспособности для вычисления времени до наступления отказа.

Структура наземной информационно-диагностической системы поясняется чертежами, на которых изображено:

Фиг. 1 - наземная информационно-диагностическая система;

Фиг. 2 - блок расчета уровня работоспособности.

Наземная информационно-диагностическая система (фиг. 1) содержит авиационный газотурбинный двигатель 1, установленный на летательный аппарат, электронную систему управления 2, бортовое устройство регистрации 3, по меньшей мере два датчика 8 и 9 штатно установленных на двигателе 1, бортовые разъемы летательного аппарата 9, 10, 11, связанные с датчиками 7, 8 и бортовым устройством регистрации 3 соответственно. Двигатель 1 действует под контролем электронной системы управления 2 и связан с нею двусторонними связями, а с бортовым устройством регистрации 3 связан односторонней связью. На двигателе 1 во время технического обслуживания устанавливаются по меньшей мере два дополнительных датчика 12 и 13, а на электронной системе управления 2 устанавливаются по меньшей мере два дополнительных датчика 24 и 25.

Устройство оперативного контроля 4 через аппаратно-программный интерфейс 6 связано с блоком концентрации сигналов 5, который через аппаратно-программные интерфейсы 28, 29, 19, 20, 21, 22, 23 и связанные с ними соответственно устройства согласования 26, 27, 14, 15, 16, 17 и 18 соединены с, по меньшей мере, двумя дополнительными датчиками 24 и 25, с, по меньшей мере, двумя дополнительными датчиками 12 и 13, с тремя штатными бортовыми разъемами 9,10 и 11 соответственно. Блок памяти 30 и блок расчета уровня работоспособности 31 соединены с устройством оперативного контроля 4, с которым осуществляется обмен информацией.

Блок расчета уровня работоспособности 31 (фиг. 2) состоит из первого сравнивающего устройства 32, первый и второй входы которого соединены с выходом устройства оперативного контроля 4, а выход - с первым входом масштабирующего устройства 33. Второй вход масштабирующего устройства 33 соединен с выходом устройства оперативного контроля 4, а выход соединен с первым входом второго сравнивающего устройства 34, второй вход которого подключен к источнику постоянного единичного сигнала в блоке расчета уровня работоспособности 31. Выход второго сравнивающего устройства 34 связан с первым входом третьего сравнивающего устройства 35, второй вход которого соединен с выходом схемы максимума 38, вход которой связан с выходом запоминающего регистра 37. Запоминающий регистр 37 соединен с выходом первого функционального преобразователя 36, первый и второй входы которого соединены с выходом устройства оперативного контроля 4. Выход третьего сравнивающего устройства 35 соединен с дифференциатором 39 и логическим устройством 41, выход которого соединен с входом устройства оперативного контроля 4. Выход дифференциатора 39, через второй функциональный преобразователь 40 связан с входом устройства оперативного контроля 4. Третий вход второго функционального преобразователя 40 соединен с выходом устройства оперативного контроля 4, а второй вход соединен с выходом третьего сравнивающего устройства 35.

В состав информационно-диагностической системы входит также комплект программного обеспечения, комплект типового информационного обеспечения и комплект эксплуатационной документации.

Наземная информационно-диагностическая система работает следующим образом. При проведении технического обслуживания авиационного газотурбинного двигателя 1 и электронной системы управления 2, устанавливают дополнительные датчики физических параметров (температуры, вибрации, перемещения, влажности) 12, 13, 24 и 25. Используя штатные разъемы 9, 10 и 11, дополнительные датчики подключаются к датчикам 7 и 8 двигателя 1 и к бортовому устройству регистрации 3. Информация с датчиков 24, 25, 12, 13, 7, 8 и бортового устройства регистрации 3 поступает в устройства согласования 26, 27, 14, 15, 16, 17 и 18 соответственно. В устройствах согласования осуществляется нормализация сигналов и преобразование их в цифровой код. Аппаратно-программные интерфейсы 28, 29, 19, 20, 21, 22 и 23 служат для последовательного обмена информацией между блоком концентрации сигналов 5 и устройствами согласования 26, 27, 14, 15, 16, 17 и 18 соответственно.

В блоке концентрации сигналов 5 накапливаются преобразованные в цифровой код сигналы датчиков и передаются через аппаратно-программный интерфейс 6 в устройство оперативного контроля 4, которое включает в себя, как правило, устройство обработки информации, клавиатуру, дисплей или сенсорный экран, накопитель информации и генератор звука. К устройству оперативного контроля 4 подключен блок памяти 30, предназначенный для хранения коэффициентов математических моделей внешних воздействующих факторов, критических и номинальных параметров работоспособности и результатов предыдущих измерений. К устройству оперативного контроля 4 также подключен блок расчета уровня работоспособности 31. Из устройства оперативного контроля 4 преобразованные в цифровой код сигналы (yi - номер оцениваемого параметра работоспособности) датчиков 7, 8, 13 и 25 последовательно передаются на первый вход первого сравнивающего устройства 32, а на второй вход также последовательно передаются соответствующие им цифровые коды номинальных параметров работоспособности (yiном), полученные из блока памяти 30. Сигнал с первого сравнивающего устройства 32, пропорциональный отклонению измеряемого параметра от номинального (Δyi) поступает на первый вход масштабирующего устройства 33, где умножается на коэффициент размаха области работоспособности (ki), полученный на второй вход масштабирующего устройства 33 из блока памяти 30 через устройство оперативного контроля 4. Сигнал с масштабирующего устройства 33 поступает на первый вход второго сравнивающего устройства 34, на котором сравнивается с единичным сигналом, поступающим на второй вход второго сравнивающего устройства 34 из блока расчета уровня работоспособности 31. В результате на выходе второго сравнивающего устройства 34 появляется сигнал, пропорциональный текущему уровню работоспособности [5] по i-му параметру (Ri=1-ki·Δyi), который подается на первый вход третьего сравнивающего устройства 35. На второй вход подается сигнал, пропорциональный изменению уровня работоспособности от критического внешнего воздействующего фактора (Riкp(zj)), который формируется на выходе схемы максимума 38 путем выбора максимального значения изменения уровня работоспособности от j-го внешнего воздействующего фактора, хранящегося в запоминающем регистре 37. Все значения Ri(zj) формируются на выходе первого функционального преобразователя 36, на первый вход которого поступает сигнал внешних воздействующих факторов (zj) с датчиков 12 и 24 через устройство оперативного контроля 4, а на второй вход из блока памяти 30 через устройство оперативного контроля 4 поступают коэффициенты аппроксимирующего полинома (aijk, k - степень аппроксимирующего полинома). Функциональный преобразователь 36 реализует аппроксимацию изменения уровня работоспособности от внешних воздействующих факторов, например, степенным полиномом (k=3):

Ri(zj)=aij0+aij1*zj+aij2*zj2+aij3*zj3.

На выходе третьего сравнивающего устройства 35 появляется сигнал, характеризующий уровень работоспособности в зависимости от деградации элементов системы ГТД-ЭСУ (R), который подается на второй вход второго функционального преобразователя 40 и через дифференциатор 39 подается на первый вход второго функционального преобразователя 40. На третий вход второго функционального преобразователя 40 из блока памяти 30 через устройство оперативного контроля 4 поступает сигнал, пропорциональный критическому уровню деградации элементов системы ГТД-ЭСУ (RiДкр). Во втором функциональном преобразователе 40 по сигналу о скорости (ci=dR/dt) деградации элементов от дифференциатора 39, текущему значению уровня работоспособности в зависимости от деградации элементов системы ГТД-ЭСУ (R) от третьего сравнивающего устройства 35 и критическому уровню (RiДкр) рассчитывается время до наступления отказа системы (Ti) по i-ому параметру, например, в соответствии с формулой Ti=(RiДкр-R)/ci, значение которого передается в устройство оперативного контроля 4 для индикации и регистрации. Одновременно в устройство оперативного контроля 4 с логического устройства 41, подается сигнал об уровне работоспособности системы ГТД-ЭСУ, полученный путем оценки текущего уровня работоспособности (R).

«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 технического обслуживания. «Хороший» уровень работоспособности соответствует значению R=0,6-1.

«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 R=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 R=0-0,3.

При техническом обслуживании силовой установки происходят замеры параметров при различных режимах эксплуатации с определенной дискретностью. Устройство оперативного контроля 4 отображает и фиксирует в блоке памяти 30 текущие параметры, в том числе и расчетные значения текущего уровня работоспособности и времени до наступления отказа, по которым после обслуживания принимается решение о замене агрегатов с низким уровнем работоспособности и о времени следующего технического обслуживания.

По окончании технического обслуживания, временно установленные датчики 12, 13, 24 и 25 снимаются с газотурбинного двигателя 1.

Предлагаемая наземная информационно-диагностическая система повышает точность и достоверность технического обслуживания, упрощает анализ технического состояния элементов системы ГТД-ЭСУ и позволяет осуществлять прогнозирование своевременного технического обслуживания.

Литература

1. Патент РФ №2162213, опубл. 20.01.2001 г.

2. Сиротин Н.Н. Конструкция и эксплуатация, повреждаемость и работоспособность газотурбинных двигателей (основы конструирования). - М.: РИА «ИМИНФОРМ», 2002 г., стр. 349, раздел «Второй подход».

3. Патент РФ №2236671, опубл. 20.09.2004.

4. Патент РФ №2374614, опубл. 11.04.2007.

5. 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.

1. Наземная информационно-диагностическая система для безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя, содержащая бортовое устройство регистрации, устройство оперативного контроля, блок концентрации сигналов, аппаратно-программный интерфейс, по меньшей мере два датчика, штатно установленных на двигателе, со своими устройствами согласования и аппаратно-программными интерфейсами, по меньшей мере два дополнительных датчика, установленных на время обслуживания на авиационный газотурбинный двигатель, со своими устройствами согласования и аппаратно-программными интерфейсами, по меньшей мере три штатных бортовых разъема, отличающаяся электронной системой управления, по меньшей мере двумя датчиками внешних воздействующих факторов, установленных на по меньшей мере одной электронной системе управления во время проведения технического обслуживания, со своими устройствами согласования и аппаратно-программными интерфейсами, блоком памяти и блоком расчета уровня работоспособности.

2. Наземная информационно-диагностическая система для безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что блок расчета уровня работоспособности состоит из первого, второго и третьего сравнивающих устройств, масштабирующего устройства, дифференциатора, запоминающего регистра, схемы максимума, первого и второго функциональных преобразователей и логического устройства.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к способам технической диагностики ослабления посадки элементов редуктора двигателя по вибрационным параметрам при его испытаниях или в эксплуатации и может найти применение при его доводке, а также для создания систем диагностики двигателя.

Изобретение относится к области двигателестроения и энергомашиностроения и может найти применение при доводке газотурбинных двигателей, а также для создания систем диагностики колебаний.

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.

Описаны способ и система для испытания компрессора. Для проведения испытания методом подобия выбирают заменитель для HFC-134a.

Изобретение относится к области испытания и технического диагностирования машин, в частности к способу определения эффективной мощности двигателей внутреннего сгорания.

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.

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.

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.

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.

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

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

Изобретение касается способа и системы мониторинга измерительной схемы (3), предназначенной для сбора в течение времени измерений, относящихся к турбореактивному двигателю (13) летательного аппарата, при этом система содержит средства обработки (21), выполненные с возможностью построения индикатора состояния упомянутой измерительной схемы, основанного на подсчете переходов между последовательными словами состояния, определяющими показатель правильности соответствующих последовательных измерений. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к системам бортовой диагностики для распознавания ухудшения характеристик компонента из-за умышленного повреждения и способу реагирования на состояния, выявленные в бортовом диагностическом блоке моторного транспортного средства, и сигнализирования об ухудшении характеристик компонента моторного транспортного средства. Способ включает в себя выполнение первого ответного действия, если условия сигнализируют об ухудшении характеристик компонента, обусловленном умышленным повреждением, и выполнение второго ответного действия, если условия сигнализируют об ухудшении характеристик компонента, не обусловленном умышленным повреждением. Предложен также бортовой диагностический блок. Достигается выявление умышленного повреждения в компонентах контроля отработавших газов в течение одиночного цикла вождения. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

Описаны системы и способы оценки эффективности секции паровой турбины. Упомянутые системы и способы включают определение набора данных измерений, получаемых непосредственно от набора датчиков на паровой турбине, определение набора вычисленных данных, связанных с измерениями, которые не могут быть получены непосредственно от упомянутого набора датчиков, и оценку эффективности упомянутой секции с использованием упомянутого набора данных измерений и упомянутого набора вычисленных данных. В описанных способах для оценки эффективности паровых турбин, когда недоступны необходимые физические датчики, используют физические модели в сочетании с методами нелинейной фильтрации. Упомянутые модели описывают поведение различных компонентов электростанции, включая секции паровой турбины, впускные и перепускные трубы, точки слияния потоков, впускные и регулировочные клапаны. Технический результат изобретения - повышение эффективной выработки энергии и снижение эксплуатационных затрат.3 н. и 17 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к стендовому оборудованию и может быть использовано при испытаниях жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) космического назначения, связанных с определением тепловых режимов элементов ЖРД и двигательной установки (ДУ). На вакуумном стенде для тепловых испытаний ЖРД, включающем вакуумную камеру 1 со стапелем 2 для установки ЖРД 3 с соплом, имеющим радиационно-охлаждаемый насадок (РОН) 4, газодинамическую трубу 5 с эжектором 6, отсечной клапан 7 в канале газодинамической трубы (ГДТ), охлаждаемые экраны 8 на внутренних стенках вакуумной камеры 1, вакуумную систему 9, магистраль с пускоотсечным клапаном 10, сообщающую полость газодинамической трубы 5 между РОН 4 и отсечным клапаном 7 с вакуумной системой 9. На стыке среза РОН 4 с ГДТ 5 выполнен компенсатор температурного расширения в виде, состоящего из рассчитанной на радиальное температурное расширение РОН 4 тонкостенной цилиндрической или усеченно-конической мембраны 11 из жаростойкой стали, герметично соединенной посредством сварки со стенкой РОН 4 на его срезе и, с другой стороны, - через цилиндрическую стальную проставку 12 с окружающим ГДТ 5, рассчитанным на осевое температурное расширение РОН 4, тонкостенным сильфоном 13 с фланцем 14, который герметично (через уплотнение 15) соединен с фланцем 16 на охлаждаемой внешней стенке тракта охлаждения газодинамической трубы 5, при этом полость ГДТ от РОН 4 до отсечного клапана в канале ГДТ 5 подключена к системе вакуумирования 9 через пускоотсечной клапан 10. Изобретение обеспечивает повышение функциональных возможностей в части обеспечения наиболее полной имитации условий теплообмена, соответствующих объективным условиям при огневых испытаниях ЖРД и ДУ космического назначения. 2 ил.

Изобретение относится к способу и системе диагностики силовой установки с двумя многоступенчатыми турбокомпрессорами. Способ диагностики силовой установки, оборудованной, по меньшей мере, одним турбокомпрессором (2) низкого давления и, по меньшей мере, одним турбокомпрессором (8) высокого давления, при этом турбокомпрессоры являются многоступенчатыми и питают двигатель внутреннего сгорания, а указанной силовой установкой оборудовано автотранспортное средство, согласно изобретению, содержит следующие этапы, на которых определяют режим работы силовой установки, определяют мощность турбины высокого давления (13) в зависимости от первой совокупности данных и в зависимости от режима работы, определяют мощность турбины высокого давления (13) в зависимости от второй совокупности данных, определяют критерий неисправности как соотношение между мощностью турбины высокого давления (13) в зависимости от первой совокупности данных и мощностью турбины высокого давления (13) в зависимости от второй совокупности данных, и сравнивают критерий неисправности с сохраненными в памяти значениями, чтобы определить, существует ли неисправность. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение может быть использовано в двигателях внутреннего сгорания. Система двигателя (10) внутреннего сгорания содержит датчик (30) давления в цилиндре, датчик (42) угла поворота коленчатого вала, уплотнительный участок и электронный блок управления (40). Средство вычисления величины тепловыделения, средство вычисления первого отношения и средство определения неисправности уплотнения реализуются электронным блоком управления (40). Датчик (30) давления в цилиндре включает в себя корпус цилиндрической формы, элемент восприятия давления, который размещен на одном конце этого корпуса и выполнен с возможностью восприятия давления в цилиндре, и элемент измерения давления, расположенный внутри корпуса. Элемент измерения давления выполнен с возможностью генерирования выходного сигнала в соответствии с приложенной сжимающей нагрузкой. Датчик (42) угла поворота коленчатого вала измеряет угол поворота коленчатого вала. Уплотнительный участок уплотняет пространство между наружной поверхностью корпуса датчика (30) давления в цилиндре и поверхностью стенки камеры сгорания (14), которая окружает корпус. Средство вычисления величины тепловыделения предназначено для расчета величины тепловыделения в цилиндре, то есть количества тепла, выделенного при сгорании, на основе данных о давлении в цилиндре, которые представляют собой данные, относящиеся к давлению в цилиндре, измеренному с помощью датчика (30) давления в цилиндре. Средство вычисления первого отношения предназначено для вычисления первого отношения, которое представляет собой отношение величины уменьшения величины тепловыделения по отношению к увеличению угла поворота коленчатого вала в период такта расширения от угла поворота коленчатого вала, при котором величина тепловыделения, рассчитываемого средством вычисления величины тепловыделения, демонстрирует максимальное значение, до момента открытия выпускного клапана. Средство определения неисправности уплотнения предназначено для определения наличия или отсутствия неисправности в работе уплотнения уплотнительного участка на основе первого отношения и частоты вращения двигателя. Технический результат заключается в предотвращении ошибки измерения давления в цилиндре. 11 з.п. ф-лы, 27 ил.

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. В предложенном способе диагностики измеряют уровень вибрации в информативных точках корпуса машины в информативной полосе частот, фиксируют выбросы вибрации, длительность интервалов между выбросами, строят тренды изменения длительности интервалов и их отношений, сравнивают полученные значения с критическими границами, и по результатам сравнения судят о состоянии деталей машины. Согласно изобретению наблюдают изменение тренда вибрации на протяжении всего жизненного цикла машины; селектируют выбросы вибрации во времени; строят тренды длительности интервалов между выбросами вибрации и их отношений; запоминают стадии повреждения деталей машины. Изобретение направлено на предотвращение аварий машин в условиях непрерывной эксплуатации. 2 з.п. ф-лы, 16 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано при сертификационных испытаниях корпуса на непробиваемость при разрушении диска ротора стартера газотурбинного двигателя. Перед испытаниями предварительно выполняют опытный образец диска, соответствующий диску ротора стартера, содержащего обод с лопатками и подободочную часть с утонением в виде двусторонней кольцевой канавки и расположенных равномерно через 120° дополнительных радиальных канавок. Затем уменьшают кольцевое утонение опытного образца диска до меньшей величины, размещают опытный образец диска внутри корпуса и раскручивают до частоты вращения, при которой происходит разрушение. После разрушения опытного образца диска последовательно определяют уровни кинетической энергии для цилиндрических сечений, заданных соответствующими концентричными радиусами, строят график зависимости кинетической энергии от радиуса и по ней определяют величину кинетической энергии для критического сечения. Затем сравнивают величины полученных значений энергий, выбирают максимальное значение кинетической энергии, по ее величине определяют угловую скорость вращения сертификационных испытаний, а по величине последней определяют толщину утонения подободочной части опытного образца диска для сертификационных испытаний. Изобретение позволяет обеспечить гарантированное разрушение диска при выбираемой частоте вращения с допустимым уровнем кинетической энергии по заданному цилиндрическому сечению. 6 ил.

Изобретение относится к устройствам для диагностики систем топливоподачи двигателей внутреннего сгорания (ДВС). Комплекс и реализуемый посредством него способ диагностики предназначены для быстрой, точной, экологически и пожаробезопасной бортовой диагностики на месте и в движении системы подачи бензина (СПБ) автомобильного ДВС, оснащенного системой впрыска бензина при низком давлении. Он включает штатные средства системы бортовой диагностики OBD-II автомобиля, дополнительные средства, диагностический сканер и ПО, совместимое с OBD-II, которое формирует и хранит в памяти электронного блока управления ДВС диагностические коды неисправностей (ДКН) компонентов СПБ, а также осуществляет обработку и визуализацию информации в виде цифр и совмещенных графиков в реальном времени текущих значений параметров СПБ. Способ диагностики заключается в том, что на основании результатов анализа полученной информации о ДКН и параметрах СПБ определяют достоверный диагноз СПБ и локализуют дефект, что является необходимым условием своевременной нормализации функционирования ДВС и токсичности отработавших газов. 2 н.п. ф-лы, 24 ил.

Наземная информационно-диагностическая система для безопасной эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя, содержащая электронную систему управления по меньшей мере два датчика внешних воздействующих факторов, установленных на по меньшей мере одной электронной системе управления во время проведения технического обслуживания, со своими устройствами согласования и аппаратно-программными интерфейсами, блоком памяти и блоком расчета уровня работоспособности. Технический результат изобретения - повышение точности и достоверности технического обслуживания, упрощение анализа технического состояния элементов системы ГТД-ЭСУ и прогнозирование своевременного технического обслуживания. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх