Способ испытания высокоскоростного летательного аппарата



Способ испытания высокоскоростного летательного аппарата
Способ испытания высокоскоростного летательного аппарата
Способ испытания высокоскоростного летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2610329:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" (RU)

Изобретение относится к области стендовой доработки летательных аппаратов. Способ испытания высокоскоростного летательного аппарата на силоизмерительной платформе под заданным углом атаки в испытательной камере, где создают разряжение, продувают испытательную камеру рабочей средой с протоком через отключенный двигатель летательного аппарата. Затем летательный аппарат устанавливают на силоизмерительной платформе в положении, перевернутом на 180°. Продувают испытательную камеру рабочей средой с протоком через работающий двигатель летательного аппарата, измеряют величину газодинамического импульса потока на выходе из двигателя, силу сопротивления летательного аппарата, подъемную силу, величины крутящих моментов и давления на обтекаемых поверхностях. Дополнительно измеряют расход топлива двигателем. Определяют дальность маршевого участка полета летательного аппарата. Изобретение направлено на расширение функциональных возможностей при проведении исследований. 2 ил.

 

Изобретение относится к области энергетического машиностроения и может быть использовано при стендовой доработке новых образцов высокоскоростных летательных аппаратов.

Известен способ динамических испытаний высокоскоростного летательного аппарата, заключающийся в том, что испытуемый летательный аппарат устанавливают на гиперзвуковой летающей лаборатории под заданным углом атаки, продувают испытуемый летательный аппарат рабочей средой со значениями параметров потока, соответствующими значениям параметров обтекания воздушной средой поверхности летательного аппарата на разных режимах полета, с протоком через работающий двигатель испытуемого летательного аппарата на разных режимах работы двигателя, измеряют на разных режимах величину газодинамического импульса потока на выходе из двигателя, силу сопротивления летательного аппарата, подъемную силу, величины крутящих моментов и давления на обтекаемых поверхностях летательного аппарата, и по полученным значениям параметров судят о тяговых характеристиках двигателя (патент RU 2324156).

Недостатком известного способа испытания является то, что измерение большинства параметров, характеризующих аэродинамические свойства испытуемого летательного аппарата, осуществляется опосредованно, через параметры гиперзвуковой летающей лаборатории, что не позволяет с достаточной точностью определять режимные параметры двигателя испытуемого летательного аппарата. Кроме того, проведение испытаний на гиперзвуковой летающей лаборатории является сложным и дорогостоящим мероприятием.

Известен способ испытания высокоскоростного летательного аппарата, заключающийся в том, что испытуемый летательный аппарат устанавливают в испытательной камере неподвижно на силоизмерительной платформе под заданным углом атаки, создают в испытательной камере разряжение, продувают испытательную камеру рабочей средой с протоком через отключенный двигатель летательного аппарата со значениями параметров потока, соответствующими значениям параметров обтекания воздушной средой поверхности летательного аппарата на разных режимах полета, измеряют на разных режимах продувки величину силы сопротивления летательного аппарата, подъемную силу, величины крутящих моментов и давления на обтекаемых поверхностях летательного аппарата и проточного тракта двигателя и по полученным значениям параметров судят об аэродинамических характеристиках летательного аппарата (патент US 2010132446).

В известном способе испытуемый летательный аппарат продувается только с отключенным двигателем, поэтому по результатам испытаний невозможно судить о силе тяги двигателя и определить экспериментальное значение дальности полета летательного аппарата.

Наиболее близким аналогом является способ испытания высокоскоростного летательного аппарата, заключающийся в том, что испытуемый летательный аппарат устанавливают в испытательной камере неподвижно на силоизмерительной платформе под заданным углом атаки, создают в испытательной камере разряжение, продувают испытательную камеру рабочей средой с протоком через отключенный двигатель летательного аппарата со значениями параметров потока, соответствующими значениям параметров обтекания воздушной средой поверхности летательного аппарата на разных режимах полета, а затем продувают испытательную камеру рабочей средой с протоком через работающий двигатель летательного аппарата на разных режимах работы двигателя, измеряют на разных режимах продувки величину газодинамического импульса потока на выходе из двигателя, силу сопротивления летательного аппарата, подъемную силу, величины крутящих моментов и давления на обтекаемых поверхностях летательного аппарата и проточного тракта двигателя, и по полученным значениям параметров судят о тяговых характеристиках двигателя и о скорости полета летательного аппарата (патент US 4534216).

В известном способе в качестве двигателя летательного аппарата используется установленная вне испытательной камеры модель эталонного двигателя, с помощью которой имитируют тяговые нагрузки на испытуемый летательный аппарат. Поэтому в известном способе испытаний невозможно измерять реальные параметры работы двигателя и по значениям этих параметров судить о дальности полета летательного аппарата.

Задачей изобретения является расширение функциональных возможностей способа испытания высокоскоростного летательного аппарата путем создания в испытательной камере реальных полетных условий испытуемого летательного аппарата.

Техническим результатом изобретения является обеспечение возможности при проведении стендовых испытаний летательного аппарата измерять реальные параметры работы двигателя летательного аппарата и по значениям этих параметров определять экспериментальное значение дальности маршевого участка полета летательного аппарата.

Технический результат изобретения достигается тем, что при осуществлении способа испытания высокоскоростного летательного аппарата испытуемый летательный аппарат устанавливают в испытательной камере неподвижно на силоизмерительной платформе под заданным углом атаки, создают в испытательной камере разряжение, продувают испытательную камеру рабочей средой с протоком через отключенный двигатель летательного аппарата со значениями параметров потока, соответствующими значениям параметров обтекания воздушной средой поверхности летательного аппарата на разных режимах полета, а затем продувают испытательную камеру рабочей средой с протоком через работающий двигатель летательного аппарата на разных режимах работы двигателя, измеряют на разных режимах продувки величину газодинамического импульса потока на выходе из двигателя, силу сопротивления летательного аппарата, подъемную силу, величины крутящих моментов и давления на обтекаемых поверхностях летательного аппарата и проточного тракта двигателя, и по полученным значениям параметров судят о тяговых характеристиках двигателя и о скорости полета летательного аппарата.

Согласно изобретению испытуемый летательный аппарат устанавливают на силоизмерительной платформе в положении, перевернутом на 180° относительно оси летательного аппарата, при продувке испытательной камеры рабочей средой с работающим двигателем дополнительно к упомянутым выше параметрам измеряют массовый расход топлива на режиме работы двигателя, соответствующем маршевому участку полета летательного аппарата, и определяют экспериментальное значение дальности маршевого участка полета летательного аппарата в соответствии со следующим соотношением:

, где

L - экспериментальное значение дальности маршевого участка полета летательного аппарата;

Kхол - коэффициент аэродинамического качества летательного аппарата;

ΔRу - удельное значение избыточной силы тяги ΔR, отнесенной к массовому расходу топлива Gг;

ΔYу - удельное значение избыточной подъемной силы ΔY, отнесенной к массовому расходу топлива Gг;

g - ускорение свободного падения на месте проведения испытаний;

Vп - заданное значение скорости полета летательного аппарата на маршевом участке;

mн - заданная начальная масса летательного аппарата;

mк - заданная конечная масса летательного аппарата,

причем значения избыточной силы тяги ΔR и избыточной подъемной силы ΔY определяют из следующих соотношений:

ΔR=Ic гор⋅cos(α+ϕгор)-Iс хол⋅cos(α+ϕхол)

ΔY=Ic гор⋅sin(α+ϕгор)-Iс хол⋅sin(α+ϕхол)

где Ic хол - газодинамический импульс потока на выходе из двигателя при продувке с отключенным двигателем;

Iс гор - газодинамический импульс потока на выходе из двигателя при продувке с работающим двигателем;

α - заданный угол атаки;

ϕгор - угол отклонения вектора импульса потока в сопле Iс гор от оси летательного аппарата при продувке с работающим двигателем;

ϕхол - угол отклонения вектора импульса потока в сопле Iс хол от оси летательного аппарата при продувке с отключенным двигателем.

Существенность отличительных признаков способа испытания высокоскоростного летательного аппарата подтверждается тем, что только совокупность всех действий и операций, описывающая изобретение, позволяет решить задачу расширения функциональных возможностей способа испытаний с достижением технического результата - обеспечение возможности при проведении стендовых испытаний летательного аппарата измерять реальные параметры работы двигателя летательного аппарата и по значениям этих параметров определять экспериментальное значение дальности маршевого участка полета летательного аппарата. При этом известные из уровня техники существенные признаки способа проявляют в описываемой совокупности признаков новые свойства.

В частности, признак описываемого способа, касающийся установки летательного аппарата в положении, перевернутом на 180° относительно оси летательного аппарата, известен (заявка на патент JPH 3237335), но в отличие от описываемого способа эта операция осуществляется при свободной подвеске летательного аппарата на гибких связях и служит для компенсации подъемной силы, действующей на летательный аппарат при продувке его потоком рабочей среды. В предложенном способе летательный аппарат устанавливается неподвижно на силоизмерительной платформе, что позволяет измерять величину подъемной силы и учитывать ее значение при определении дальности на маршевом участке полета.

Пример реализации способа испытания высокоскоростного летательного аппарата поясняется чертежами, где

на фиг. 1 представлена общая схема аэродинамического стенда с испытательной камерой, в котором реализуется описываемый способ испытания высокоскоростного летательного аппарата;

на фиг. 2 представлена схема действующих сил на летательный аппарат, установленный на аэродинамическом стенде.

Аэродинамический стенд, в котором может быть реализован описываемый способ испытания высокоскоростного летательного аппарата, содержит испытательную камеру 1 с испытуемым летательным аппаратом 2 (или его моделью), установленным неподвижно на силоизмерительной платформе 3 под заданным углом атаки α. Испытуемый летательный аппарат 2 устанавливают на силоизмерительной платформе 3 в положении, перевернутом на 180° относительно оси летательного аппарата Ox, что позволяет повысить точность измерения аэродинамических параметров летательного аппарата в процессе его испытаний.

В испытательной камере 1 установлено разгонное сопло 4, входом сообщенное с подогревателем 5 рабочей среды, выполненным в виде генератора высокоэнтальпийного потока. К подогревателю 5 подключены источник давления воздуха 6, баллон с кислородом 7 и баллон с горючим газом 8 (например, с метаном). Подача кислорода в качестве окислителя для горючего газа в смесительную камеру подогревателя 5 позволяет получить на входе в испытательную камеру 1 высокоэнтальпийный рабочий газ с содержанием кислорода, соответствующим его содержанию в атмосферном воздухе, что является необходимым условием моделирования реальных параметров набегающего потока при проведении стендовых испытаний. При этом процесс моделирования реальных параметров набегающего потока не возможен без соблюдения точного соотношения величин расхода всех трех компонентов, подаваемых в генератор газа: топлива, кислорода и сжатого воздуха.

На выходе из испытательной камеры 1 установлен диффузор 9 для отвода рабочей среды, продуваемой через испытательную камеру 1 из подогревателя 5, и отработанных газов из камеры сгорания двигателя летательного аппарата 2. К диффузору 9 подключен эжектор 10 для создания разряжения в испытательной камере 1.

На силоизмерительной платформе 3 установлены тензодатчики 11 и через нее к летательному аппарату подведены провода системы управления 12 летательного аппарата 1 и топливопровод 13 с установленным в нем измерителем расхода топлива 14 и трубки датчиков давления 15.

Непосредственное определение эффективной тяги двигателя для летных условий в интегрированной системе «летательный аппарат + двигатель» при испытаниях на стенде является неопределенной задачей из-за условности разделения и выбора контуров (поверхностей), относящихся к двигателю и к фюзеляжу летательного аппарата, а также из-за технических сложностей инструментального измерения ряда параметров обтекания летательного аппарата и рабочего процесса в двигателе. По тем же причинам невозможно определить аэродинамические коэффициенты и качество для летательного аппарата без двигателя. Поэтому для проведения сравнительных оценок эффективности различных двигателей и различных мероприятий в составе одного двигателя при испытаниях на стенде представляется целесообразным использовать подход, основанный на измерениях суммарной силы от тяги двигателя и аэродинамического сопротивления летательного аппарата с двигателем в целом.

Испытания на стенде проводятся по обращенной схеме, т.е. летательный аппарат 2 с двигателем устанавливается неподвижно на силоизмерительную платформу 3 стенда под заданным углом атаки α и полет моделируется разгоном потока воздуха в аэродинамическом разгонном сопле 4 стенда с обдувом неподвижного летательного аппарата с двигателем. В этом случае скоростная система координат стенда полностью имитирует скоростную систему координат в полете (с учетом того, что летательный аппарат 2 на стенде располагается в положении, перевернутом на 180° относительно оси летательного аппарата Ox).

Испытания высокоскоростных летательных аппаратов проводятся в следующем порядке - запускается эжектор 10, который создает требуемое разрежение в испытательной камере 1. После небольшого временного интервала запускается поток воздуха из источника давления воздуха 6 через подогреватель 5 в испытательную камеру 1, включается подача в подогреватель 5 горючего газа и добавляется кислород в нужном соотношении.

Поток нагретой рабочей среды, параметры которого соответствуют параметрам полетного воздуха, подается в испытательную камеру 1 и осуществляется «холодная» продувка летательного аппарата 2 с протоком через отключенный двигатель летательного аппарата 2 со значениями параметров потока, соответствующими значениям параметров обтекания воздушной средой поверхности летательного аппарата 2 на разных режимах полета. При указанных условиях с помощью тензодатчиков 11 и датчиков давления измеряют на разных режимах продувки величину газодинамического импульса потока на выходе из двигателя Iс хол, силу сопротивления летательного аппарата Xхол, подъемную силу при «холодной» продувке Yхол, величины крутящих моментов и давления на обтекаемых поверхностях летательного аппарата и проточного тракта двигателя и угол ϕхол отклонения вектора импульса потока в сопле от оси Ox летательного аппарата при продувке с отключенным двигателем.

После этого по топливопроводу 13 подается топливо, запускается двигатель испытуемого летательного аппарата 2 и осуществляется «горячая» продувка рабочей средой с протоком через работающий двигатель летательного аппарата 2 на разных режимах работы двигателя. При работе двигателя в режиме, соответствующем маршевому участку полета летательного аппарата, измеряют величину газодинамического импульса потока на выходе из двигателя Iс гор, подъемную силу при «горячей» продувке Yгор, величины крутящих моментов и давления на обтекаемых поверхностях летательного аппарата и проточного тракта двигателя, угол ϕгор отклонения вектора импульса потока в сопле от оси Ox летательного аппарата при продувке с включенным двигателем и дополнительно измеряют массовый расход топлива Gг на режиме работы двигателя, соответствующем маршевому участку полета летательного аппарата.

Если двигатель летательного аппарата 2 работает в нормальном режиме, в ходе испытаний выявляется положительная тяга. В результате испытаний определяются значения аэродинамического сопротивления летательного аппарата 2 при «холодной» продувке Xхол=Iс хол⋅cos(α+ϕхол), сила тяги двигателя при «горячей» продувке Rгор=Iс гор⋅cos(α+ϕгор), подъемная сила летательного аппарата при «холодной» продувке Yхол=Iс хол⋅sin(α+ϕхол) и подъемная сила летательного аппарата при «горячей» продувке Yгор=Iс гор⋅sin(α+ϕгор).

После того как испытания проведены, отключается подача топлива в топливопровод 13 летательного аппарата 2 и подача горючего газа в подогреватель 5, после чего испытательная камера несколько минут продувается холодным воздухом или инертным газом.

По полученным значениям измеренных в процессе испытания параметров определяются тяговые характеристики двигателя, в частности значение избыточной силы тяги ΔR=Rгор-Xхол, и значение избыточной подъемной силы ΔY=Yгор-Yхол.

Экспериментальное значение дальности маршевого участка полета летательного аппарата вычисляют в соответствии с соотношением:

, где

L - экспериментальное значение дальности маршевого участка полета летательного аппарата;

Kхол. - коэффициент аэродинамического качества летательного аппарата, который определяется, как Kхол=Yхол/-Xхол;

ΔRу - удельное значение избыточной силы тяги ΔR, отнесенной к массовому расходу топлива Gг;

ΔYу - удельное значение избыточной подъемной силы ΔY, отнесенной к массовому расходу топлива Gг;

g - ускорение свободного падения на месте проведения испытаний;

Vп - заданное значение скорости полета летательного аппарата на маршевом участке;

mн - заданная начальная масса летательного аппарата;

mк - заданная конечная масса летательного аппарата,

причем значения избыточной силы тяги ΔR и избыточной подъемной силы ΔY определяют из следующих соотношений:

ΔR=Iс гор⋅cos(α+ϕгор)-Iс хол⋅cos(α+ϕхол)

ΔY=Iс гор⋅sin(α+ϕгор)-Iс хол⋅sin(α+ϕхол)

где Iс хол - газодинамический импульс потока на выходе из двигателя при продувке с отключенным двигателем;

Iс гор - газодинамический импульс потока на выходе из двигателя при продувке с работающим двигателем;

α - заданный угол атаки;

ϕгор - угол отклонения вектора импульса потока в сопле Iс гор от оси летательного аппарата при продувке с работающим двигателем;

ϕхол - угол отклонения вектора импульса потока в сопле Iс хол от оси летательного аппарата при продувке с отключенным двигателем.

При этом учтено, что при «холодной» продувке без подачи горючего в камеру сгорания и «горячей» продувке с подачей топлива в двигатель углы отклонения вектора импульса сопла могут различаться.

Описанный способ позволяет проводить газодинамические исследования высокоскоростных летательных аппаратов с работающими двигателями в широком полетном диапазоне, с максимальным приближением к натурным условиям и с расширением функциональных возможностей при проведении исследований за счет измерения реальных параметров работы двигателя летательного аппарата и определения экспериментального значения дальности маршевого участка полета летательного аппарата.

Способ испытания высокоскоростного летательного аппарата, заключающийся в том, что испытуемый летательный аппарат устанавливают в испытательной камере неподвижно на силоизмерительной платформе под заданным углом атаки, создают в испытательной камере разряжение, продувают испытательную камеру рабочей средой с протоком через отключенный двигатель летательного аппарата со значениями параметров потока, соответствующими значениям параметров обтекания воздушной средой поверхности летательного аппарата на разных режимах полета, а затем продувают испытательную камеру рабочей средой с протоком через работающий двигатель летательного аппарата на разных режимах работы двигателя, измеряют на разных режимах продувки величину газодинамического импульса потока на выходе из двигателя, силу сопротивления летательного аппарата, подъемную силу, величины крутящих моментов и давления на обтекаемых поверхностях летательного аппарата и проточного тракта двигателя, и по полученным значениям параметров судят о тяговых характеристиках двигателя и о скорости полета летательного аппарата, отличающийся тем, что испытуемый летательный аппарат устанавливают на силоизмерительной платформе в положении, перевернутом на 180° относительно оси летательного аппарата, при продувке испытательной камеры рабочей средой с работающим двигателем дополнительно к упомянутым выше параметрам измеряют массовый расход топлива на режиме работы двигателя, соответствующем маршевому участку полета летательного аппарата, и определяют экспериментальное значение дальности маршевого участка полета летательного аппарата в соответствии со следующим соотношением:

, где

L - экспериментальное значение дальности маршевого участка полета летательного аппарата;

Kхол - коэффициент аэродинамического качества летательного аппарата;

ΔRy - удельное значение избыточной силы тяги ΔR, отнесенной к массовому расходу топлива Gг;

ΔYy - удельное значение избыточной подъемной силы ΔY, отнесенной к массовому расходу топлива Gг;

g - ускорение свободного падения на месте проведения испытаний;

Vп - заданное значение скорости полета летательного аппарата на маршевом участке;

mн - заданная начальная масса летательного аппарата;

mк - заданная конечная масса летательного аппарата,

причем значения избыточной силы тяги ΔR и избыточной подъемной силы ΔY определяют из следующих соотношений:

ΔR=Iс гор⋅cos(α+ϕгор)-Iс хол⋅cos(α+ϕхол)

ΔY=Iс гор⋅sin(α+ϕгор)-Iс хол⋅sin(α+ϕхол)

где Iс хол - газодинамический импульс потока на выходе из двигателя при продувке с отключенным двигателем;

Iс гор - газодинамический импульс потока на выходе из двигателя при продувке с работающим двигателем;

α - заданный угол атаки;

ϕгор - угол отклонения вектора импульса потока в сопле Iс гор от оси летательного аппарата при продувке с работающим двигателем;

ϕхол - угол отклонения вектора импульса потока в сопле Iс хол от оси летательного аппарата при продувке с отключенным двигателем.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике. Устройство содержит модель объекта, установленную на хвостовой державке, закрепленной в стойке аэродинамической трубы, и измерительное весовое устройство, соединяющее державку с испытываемой моделью.

Изобретение относится к технике исследования свойств и состава рабочего газа в высокоэнтальпийных установках кратковременного действия. Устройство для отбора пробы газа в высокоэнтальпийных установках кратковременного действия содержит герметично соединенные собственно пробоотборник с заостренной передней кромкой и расширяющимся внутренним каналом.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, в частности к устройствам, предназначенным для исследования аэродинамических характеристик летательных аппаратов (ЛА).

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано в аэродинамических экспериментах, в энергетике турбинных машин при исследовании структуры потока газа в жидкости.

Изобретение относится к области авиации, к устройствам для определения параметров полета летательных аппаратов или параметров потока в аэродинамических трубах, в частности для измерения трех компонент вектора скорости и статического давления.

Группа изобретений относится к авиации. Устройство для оценки аэродинамического коэффициента содержит средство (5) выработки командных сигналов угла отклонения.

Изобретение относится к способу повышения точности измерений в аэродинамической трубе, который обеспечивает коррекцию измерений с учетом влияния подвесного устройства, с помощью которого модель устанавливается в трубе и которое содержит несколько проволок, причем на каждой проволоке устанавливают по меньшей мере одну оболочку для того, чтобы увеличить диаметр проволоки до эффективного диаметра.

Изобретение относится к области аэромеханических измерений и может быть использовано для измерения составляющих векторов аэродинамической силы и момента, действующих на модели летательных аппаратов, судов, испытываемых в аэродинамических трубах, опытовых бассейнах и гидроканалах.

Изобретение относится к области измерительной техники и промышленной электроники и может быть использовано для управления оборудованием технологических систем аэродинамической трубы (АДТ).

Изобретение относится к технике испытаний газотурбинных и турбореактивных двигателей и может быть использовано при исследовании процессов в проточной части турбомашин.

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.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано при сертификационных испытаниях корпуса на непробиваемость при разрушении диска ротора стартера газотурбинного двигателя.

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.

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).

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.

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).

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.

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.

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.

Изобретение относится к приборостроению, в частности к измерительным устройствам для измерения и регистрации сил взаимодействия между колесом и рельсом. Техническим результатом является повышение точности измерения сил взаимодействия колеса с рельсом за счет уменьшения влияния на измерения вертикальных сил, поперечного смещения колеса относительно рельса и расширения частотного диапазона измеряемых вертикальных и боковых (горизонтальных) сил, возникающих при контакте колеса с рельсом при прохождении по геометрическим, стыковым неровностям пути и волнообразным неровностям на поверхности катания рельса.
Наверх