Способ подготовки стенда к испытаниям авиационного двигателя для определения достаточности запасов газодинамической устойчивости

Изобретение относится к области испытаний авиационных двигателей, в частности к созданию на стендах условий для подготовки испытаний авиационного двигателя по оценке достаточности запасов газодинамической устойчивости. При испытании двигателя обеспечивают дозвуковое течение потока в незатененной области интерцептора, для чего определяют оптимальное расстояние от интерцептора до входного сечения двигателя последовательной установкой интерцептора от входного сечения двигателя на расстояние от 2 до 4 диаметров подводящего коллектора. При последовательной установке измеряют значение комплексного показателя неравномерности W, определяют достижение границы преждевременного помпажа путем обнаружения границы появления сверхзвукового течения потока в незатененной области интерцептора и определяют расстояние между интерцептором и входным сечением двигателя, обеспечивающее возможность измерения реального значения комплексного показателя неравномерности W. Достигается улучшение определения точности (достоверности) значений показателя достаточности запаса газодинамической устойчивости авиационного двигателя. 4 ил.

 

Изобретение относится к области испытаний авиационных двигателей, в частности к созданию на стендах условий для подготовки испытаний авиационного двигателя по оценке достаточности запасов газодинамической устойчивости.

Известен стенд испытаний авиационных двигателей на газодинамическую устойчивость с применением специального оборудования, к которому относят подвижный интерцептор, позволяющий изменять площадь проходного сечения подводящего коллектора. Для выравнивания воздушного потока после интерцептора перед входом в двигатель требуется определенное расстояние. Например, для турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой и регулируемым соплом и тягой более 120 кН это расстояние должно быть не менее пяти/шести диаметров входа в двигатель (Технология эксплуатации, диагностики и ремонта газотурбинных двигателей, Москва, «Высшая школа», 2002, с. 336-337). Недостаток аналога заключается в том, что в приведенных условиях для испытаний значения показателя достаточности запасов газодинамической устойчивости двигателя не будут соответствовать действительности.

Техническая проблема заключается в определении реального (действительного) значения комплексного показателя неравномерности W при стендовых испытаниях авиационных двигателей на достаточность запасов газодинамической устойчивости.

Технический результат заявленного изобретения заключается в улучшении определения точности (достоверности) значений показателя достаточности запаса газодинамической устойчивости авиационного двигателя.

Технический результат достигается тем, что способ подготовки стенда к испытаниям авиационного двигателя для определения достаточности запасов газодинамической устойчивости с помощью интерцептора, установленного в подводящем коллекторе на расстоянии от входного сечения двигателя не менее протяженности зоны срыва воздушного потока, создаваемого интерцептором. При испытании двигателя обеспечивают дозвуковое течение потока в незатененной области интерцептора, для чего определяют оптимальное расстояние от интерцептора до входного сечения двигателя последовательной установкой интерцептора на расстояние от 2 до 4 диаметров подводящего коллектора от входного сечения двигателя, при последовательной установке измеряют значение комплексного показателя неравномерности W, определяют достижение границы преждевременного помпажа путем обнаружения границы появления сверхзвукового течения потока в незатененной области интерцептора и определяют расстояние между интерцептором и входным сечением двигателя, обеспечивающее возможность измерения реального значения комплексного показателя неравномерности W.

Сущность заявленного изобретения поясняется следующими иллюстрациями:

- на фиг. 1 представлена схема стенда для испытания двигателя на газодинамическую характеристику - достаточность запасов газодинамической устойчивости (далее - ГДУ);

- на фиг. 2 представлен график зависимости окружной неравномерность Δσокр и пульсационной составляющей потока ε от L;

- на фиг. 3 представлен график величины площади затененной области в зависимости от глубины погружения интерцептора;

- на фиг. 4 представлен график величины площади незатененной области в зависимости от глубины погружения интерцептора.

На фиг. 1 присутствуют следующие позиции: испытательный стенд 1; интерцептор 2; двигатель 3; диаметр сечения подводящего коллектора (мерное сечение) 4; незатененная площадь сечения подводящего коллектора 5; глубина 1 погружения интерцептора 2; расстояние между интерцептором и входным сечением двигателя L.

При создании авиационного двигателя, а также в серийном производстве, проводятся многочисленные испытания для оценки его ГДУ. Для этой цели в сечении подводящего коллектора диаметром d на расстоянии L от входного сечения двигателя, составляющем от 2 до 4 d диаметра подводящего коллектора, устанавливается интерцептор с переменным уровнем загромождения воздушного потока. Определение достаточности запасов ГДУ обычно производят на тех приведенных оборотах ротора вентилятора, где запасы минимальны, путем погружения интерцептора в воздушный поток для достижения комплексного показателя неравномерности W, близкого к реальному уровню W, создаваемого входом в самолет.

Известно, что при выдвижении интерцептора на глубину 1 для изменения площади проходного сечения подводящего коллектора за интерцептором изменяются следующие характеристики потока (неравномерности):

- окружная неравномерность Δσокр;

- пульсационная составляющая потока ε.

Комплексный показатель неравномерности W определяется по следующей формуле: W=Δσокр+ε.

Величины параметров неравномерности - окружная неравномерность Δσокр и пульсационная составляющая потока ε, создаваемые интерцептором и доходящие до двигателя, зависят от расстояния L, при этом характер изменения Δσокр и ε различен, а именно величина Δσокр по мере увеличения L уменьшается существенно быстрее величины ε.

На фиг. 2 показана зависимость относительной окружной неравномерности Δσокр=Δσокр(L/d)/Δσокр и относительной пульсации составляющих потока ε=ε(L/d)/ε от расстояния L с учетом площади затенения потока Fинт=Fинт/Fo=0,1…0,5.

Fинт - площадь перекрытого (загроможденного) сечения диаметра подводящего коллектора;

Fo - площадь сечения диаметра подводящего коллектора.

Таким образом, при расположении интерцептора на расстоянии от входного сечения двигателя около 4 d величина Δσокр будет значительно меньше величины ε, поэтому для достижения требуемого значения показателя W при таком расстоянии интерцептора от входного сечения двигателя требуется более глубокое погружение интерцептора для увеличения Δσокр, поскольку величина ε в диапазоне изменения L от 2 до 4 d практически не изменяется при постоянном положении интерцептора.

Обнаружено, что погружение интерцептора на выбранном режиме проверки при величине L, близкой к 4 d, приводит к увеличению плотность воздушного потока в незатененной области интерцептора до критического уровня q(λ)=1, т.е. до уровня достижения скорости звука в области перед двигателем, создавая таким образом состояние воздушного потока перед двигателем, отличное от потока, создаваемого входом самолета, что сопровождается преждевременным помпажом системы, тем самым препятствуя достижению реального значения показателя W на данном режиме.

При определении предельного значения комплексного показателя неравномерности W на самолете была зафиксирована величина W=18,2, а при проверке достаточности запасов ГДУ на стенде с интерцептором, установленным на расстоянии 4,01 d от входного сечения двигателя, на том же режиме приведенных оборотов вентилятора был зафиксирован помпаж на уровне W=14,8. При этом по уровню q(λ) в незатененной области интерцептора было зафиксировано сверхзвуковое течение потока в области перед двигателем. Следовательно, для определения величины L, при котором достигается реальный уровень W, необходимо на выбранном режиме проверки обеспечить дозвуковой режим в незатененной области интерцептора. Для устранения преждевременного помпажа при испытаниях по проверке достаточности запасов газодинамической устойчивости двигателя расстояние между интерцептором и входным сечением двигателя необходимо выбирать таким образом, чтобы скорость потока в незатененной области интерцептора была дозвуковой, исходя из ограничения плотности воздушного потока q(λ)<1,0.

Для выбора расстояния между интерцептором и входным сечением двигателя необходимо провести испытания по проверке достаточности запасов газодинамической устойчивости на выбранном режиме с погружением интерцептора до достижения помпажной границы вентилятора при установке интерцептора последовательно па расстояния от 2 до 4 d от двигателя, определить величину Wпомп (фактический уровень газодинамической устойчивости на помпажном режиме) и границу появления сверхзвукового течения в незатененной области интерцептора по уровню плотности воздушного потока q(λ) и по результатам испытаний определить величину L, обеспечивающую возможность измерения реального уровня W.

Величина скорости воздушного потока в незатененной области интерцептора на выбранном режиме определяется путем вычисления плотности воздушного потока q(λ) из стандартной зависимости расчета расхода воздуха , где:

G - расход воздуха, кг/сек.

mкр - коэффициент для воздуха.

Р* - полное давление потока перед интерцептором, кг/см2.

Т* - заторможенная температура потока перед интерцептором, K.

F - площадь незатененной области интерцептора, см2.

g - ускорение свободного падения.

R - универсальная газовая постоянная.

(Таблица газодинамических функций МАП, ЦИАМ, 1956 г., с. 12, 22).

Способ подготовки стенда к испытаниям авиационного двигателя для определения достаточности запасов газодинамической устойчивости с помощью подвижного интерцептора, установленного в подводящем коллекторе на расстоянии от входного сечения двигателя не менее протяженности зоны срыва воздушного потока, создаваемого интерцептором, отличающийся тем, что при испытании двигателя обеспечивают дозвуковое течение потока в незатененной области интерцептора, для чего определяют оптимальное расстояние от интерцептора до входного сечения двигателя последовательной установкой интерцептора от входного сечения двигателя на расстояние от 2 до 4 диаметров подводящего коллектора, при последовательной установке измеряют значение комплексного показателя неравномерности W, определяют достижение границы преждевременного помпажа путем обнаружения границы появления сверхзвукового течения потока в незатененной области интерцептора и определяют расстояние между интерцептором и входным сечением двигателя, обеспечивающее возможность измерения реального значения комплексного показателя неравномерности W.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области измерительной техники, к испытаниям, доводке и эксплуатации всех типов газотурбинных двигателей (ГТД), к способам доставки измерительного элемента в заданную позицию при замерах параметров газового потока, к проведению инженерных и сертификационных испытаний ГТД, к верификации расчетных моделей узлов двигателей.

Изобретение относится к области измерительной техники, к испытаниям, доводке, диагностике и эксплуатации реактивных двигателей, а конкретно к способам диагностики технического состояния двухконтурного газотурбинного двигателя по газодинамическим параметрам потока.

Изобретение относится к стендовым испытаниям узлов транспортных средств. Предложена автоматизированная система управления нагружающим устройством для стендовых испытаний автомобильных энергетических установок, в которой устройство имитации колеса содержит блок модели привода, который в реальном автомобиле связывает вал испытываемого силового агрегата энергоустановки с колесами, и интегрирующее звено, постоянная времени которого равна моменту инерции имитируемого колеса и коэффициент усиления равен радиусу имитируемого колеса.

Изобретение относится к области двигателестроения и может найти применение при стендовых испытаниях и в эксплуатации газотурбинных двигателей, а также для создания систем диагностики.

Стенд для «холодной» обкатки турбокомпрессоров энергетических установок включает источник подачи газа, напорный и выпускной воздуховоды, соединенные с рабочей камерой турбины, датчик частоты вращения и цифровой указатель оборотов, блок управления источником подачи газа.

Изобретение относится к электрическим испытаниям транспортных средств. В способе испытаний электрооборудования автотранспортных средств на восприимчивость к внешнему электромагнитному полю испытываемое электрооборудование устанавливают в бортовую сеть транспортного средства и подвергают воздействию внешнего излучения с заданными параметрами.

Изобретение относится к области стендовых испытаний деталей и корпусов турбомашин, в частности авиационного двигателестроения, а именно к конструкции стендовых силовых рам для статических и циклических испытаний.

Изобретение относится к области управления работой двигателя внутреннего сгорания, в частности к диагностике неисправности датчиков влажности. Способ диагностики для емкостного датчика влажности, содержащего нагреватель и элемент считывания емкости, который по отдельности идентифицирует ухудшение характеристик нагревателя, элемента считывания температуры или элемента считывания емкости.

Предложены способы и системы диагностирования каждого из множества компонентов системы охлаждения двигателя, включающих в себя различные клапаны и заслонки решетки радиатора.

Способ испытания заключается в задании режима работы гидромеханической части (ГМЧ) САУ ВГТД, измерении расхода топлива, формировании по нему с помощью модели турбокомпрессора частоты вращения рессоры всережимного регулятора, формировании с помощью модели электронного регулятора выходного сигнала канала регулирования по частоте вращения, задании с помощью модели приводного компрессора нагрузки на электрогидравлическом исполнительном механизме и/или на имитаторе гидроцилиндра, формировании выходного сигнала канала регулирования электронного регулятора по направляющему аппарату, задании нагрузки на ГМЧ, воспроизведении ее с помощью загрузочного устройства, дополнительной корректировки выходных сигналов моделей канала регулирования электронного регулятора по регулируемому параметру и по углу поворота направляющего аппарата до достижения ими заданных значений.

Изобретение относится к системе судового энергетического оборудования, в частности к способам анализа отработавших газов. Технический результат заключается в возможности определения оптимального режима нагрузки дизеля и контроля процесса горения топлива на основе полученных параметров, а именно размеров твердых частиц отработавших газов дизеля. Предложенный способ обеспечивает контроль процесса сгорания тяжелого топлива в судовом дизеле с помощью анализа пробы отработавших газов в коллекторе отработавших газов судового дизеля. Получают параметры твердых частиц в отработавших газах дизеля на различных режимах эксплуатации и принимают решения по оценке технического состояния дизеля. Предложенный способ может быть применен при эксплуатации судна. Использование предлагаемого изобретения позволяет контролировать техническое состояние в зависимости от абразивного износа дизеля в эксплуатации на тяжелом топливе, в результате повышаются технико-экономические и экологические показатели судовой дизельной установки. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к датчику отработавших газов в моторном транспортном средстве. Предложен способ для контроля датчика отработавших газов, присоединенного на выпуске двигателя. В одном из вариантов осуществления способ содержит указание ухудшения характеристик датчика отработавших газов на основе временной задержки и линейного отрезка каждого замера из набора реакций датчика отработавших газов, собранных во время входа в или выхода из перекрытия топлива при замедлении (DFSO). Таким образом, датчик отработавших газов может контролироваться с использованием надежных параметров неагрессивным образом. 3 н. и 15 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к измерительным устройствам, в частности к устройствам диагностики технического состояния подшипниковых опор авиационных газотурбинных двигателей. Устройство для измерения акустического сигнала от деталей турбомашины содержит трубчатый полый корпус, установленный в газовоздушном тракте турбомашины, микрофон, установленный в трубчатом полом корпусе и зафиксированный от смещения относительно продольной оси последнего. Причём со стороны измерительной части микрофона канал трубчатого полого корпуса перекрывает торцевая перфорированная крышка, жестко закрепленная относительно последнего. При этом между микрофоном и торцевой перфорированной крышкой образована полость, заполненная звукопоглощающим материалом. Кроме того, трубчатый полый корпус соединен с наружным корпусом турбомашины посредством фиксирующего элемента. Изобретение позволяет повысить амплитуду полезного акустического сигнала, а также позволяет исключить изменение его параметров за счет установки устройства непосредственно вблизи от объекта диагностирования, что приводит к улучшению качество сигнала. 1 ил.

Изобретение относится к области автомобилестроения, в частности к системам двигателя с датчиком влажности. Представлены способы и системы эксплуатации двигателя с емкостным датчиком влажности. В одном из вариантов осуществляют контроль за изменениями датчика давления и влажности с одновременным направлением газов в воздухозаборник двигателя ниже по потоку от датчика влажности и выше по потоку от компрессора, в случае, если контролируемые изменения датчика давления и влажности меньше соответствующих пороговых значений, осуществляют интрузивное регулирование давления в воздухозаборнике и выполняют индикацию ухудшения работы датчика влажности, когда показания влажности изменяются на величину, которая меньше первого порогового значения, а давление на датчике изменяется на величину, которая больше второго порогового значения. Техническим результатом является повышение точности показаний датчика влажности. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к двигателям транспортных средств. В способе управления двигателем определяют, образовался ли лед во впускном коллекторе или корпусе дросселя двигателя, в ответ на рабочие параметры двигателя. Затем глушат двигатель в ответ на действие водителя. Определяют, растопился ли лед после глушения двигателя. Определяют, рассеялся ли растопленный лед. Активируют диагностику пропусков зажигания в двигателе после запуска двигателя в ответ на определение о рассеянном растопленном льде. Кроме наличия льда, определяют также его количество. Повышается точность диагностики пропусков зажигания. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 4 ил.
Изобретение относится к области диагностики, а именно к способам оценки технического состояния роторного оборудования, и может быть использовано при определении дефектных узлов и деталей, оценке долговечности оборудования. Для реализации способа на роторное оборудование устанавливаются датчики вибрации в ключевых точках оборудования, которыми могут быть: подшипниковые узлы, корпус оборудования, точки крепления оборудования к фундаменту и другие. Далее устанавливаются тензометрические датчики в ключевых точках оборудования. Информация с датчиков вибрации обрабатывается в режиме реального времени с получением частотного спектра вибрации. Информация с тензометрических датчиков обрабатывается в режиме реального времени с получением частотного спектра по нагрузкам. Анализ данных частотного спектра тензометрических датчиков в совокупности с данными частотного спектра датчиков вибрации дает более полную диагностирующую информативность, и это позволяет с большей достоверностью определять техническое состояние оборудования и дефекты узлов. Изобретение направлено на повышение достоверности диагностики технического состояния роторного оборудования.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний турбореактивных двигателей (ТРД). Способ испытания ТРД включает подогрев и наддув воздуха на входе в двигатель. Для двигателя, содержащего топливно-масляный теплообменник, предварительно создают математическую модель двигателя, корректируют ее по результатам испытаний репрезентативного количества от трех до пяти двигателей, по математической модели определяют расход топлива, подаваемого в теплообменник на заданном режиме при заданных условиях полета, а при испытании двигателя с наддувом и подогревом воздуха на входе в двигатель обеспечивают дополнительную подачу топлива в топливно-масляный теплообменник с расходом, соответствующим имитируемым полетным условиям. Технический результат – обеспечение оптимальных значений температуры и расхода масла при проведении испытаний и повышение достоверности их результатов. 1ил.

Изобретение относится к способу определения частиц сажи в выхлопной струе газотурбинного двигателя (ГТД) в полете. Для осуществления способа измеряют в полете ток нейтрализации с электростатических разрядников самолета электрических зарядов, генерируемых частицами сажи в выхлопной струе газа ГТД, определяют расход газа через сопло двигателя, измеряют значение электризации аэрозолей атмосферы за счет соприкосновения их с поверхностями самолета, определяют среднее значение плотности электрического заряда струи газа на всех режимах полета, определяют содержание частиц сажи в струе по градуированным зависимостям «чисел дымности» от среднего значения плотности электрического заряда и влияния аэрозолей атмосферы. Обеспечивается повышение эффективности определения содержания частиц сажи в выхлопной струе газа ГТД при различных метеорологических условиях. 2 ил., 1 пр.

Изобретение относится к области неразрушающего контроля и может быть использовано для контроля вращающихся элементов авиационного двигателя. Объектами изобретения являются система и способ обнаружения дефектов на объекте, содержащий этапы, на которых: формируют изображение (13), характеризующее указанный объект (11), на основании сигналов (9), связанных с объектом, разбивают указанное изображение на участки (15) в соответствии с самоадаптирующимися разрешениями и вычисляют расхождения между различными участками для обнаружения аномального участка, указывающего на возможность повреждения. Технический результат - повышение точности и достоверности получаемых данных. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 16 ил.

Способ диагностики двигателя внутреннего сгорания с наддувом, оборудованного турбокомпрессором фиксированной геометрии, содержащим компрессор, через который проходит воздух, поступающий во впускную систему двигателя, и турбину, которая связана во вращении с компрессором через общий вал и через которую проходят выхлопные газы двигателя в выпускную систему двигателя, при этом указанный двигатель связан: с дроссельным клапаном для изменения пропускного сечения воздуха, поступающего во впускную систему двигателя; и с разгрузочным вентилем waste-gate, установленным параллельно с турбиной в выпускной системе двигателя для изменения количества выхлопных газов, проходящих через турбину, при этом содержит: этап вычисления первого временного интеграла измерения атмосферного давления в течение времени вычисления; этап вычисления временного интеграла измерения давления наддува в течение указанного времени вычисления; этап вычисления второго временного интеграла измерения атмосферного давления в течение указанного времени вычисления; этап вычисления двух критериев диагностики; этап сравнения первого критерия диагностики с первым порогом диагностики и сравнения второго критерия диагностики с вторым порогом диагностики; и этап диагностики неисправности, когда по меньшей мере один из двух критериев диагностики меньше своего соответствующего порога диагностики. Техническим результатом является повышение точности диагностики двигателя. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области испытаний авиационных двигателей, в частности к созданию на стендах условий для подготовки испытаний авиационного двигателя по оценке достаточности запасов газодинамической устойчивости. При испытании двигателя обеспечивают дозвуковое течение потока в незатененной области интерцептора, для чего определяют оптимальное расстояние от интерцептора до входного сечения двигателя последовательной установкой интерцептора от входного сечения двигателя на расстояние от 2 до 4 диаметров подводящего коллектора. При последовательной установке измеряют значение комплексного показателя неравномерности W, определяют достижение границы преждевременного помпажа путем обнаружения границы появления сверхзвукового течения потока в незатененной области интерцептора и определяют расстояние между интерцептором и входным сечением двигателя, обеспечивающее возможность измерения реального значения комплексного показателя неравномерности W. Достигается улучшение определения точности значений показателя достаточности запаса газодинамической устойчивости авиационного двигателя. 4 ил.

Наверх