Способ испытания авиационного двигателя при проверке на отсутствие автоколебаний рабочих лопаток компрессора низкого давления

Авторы патента:

G01M15/14 - Испытание машин и двигателей (испытание топливовпрыскивающей аппаратуры F02M 65/00; испытание зажигания двигателей внутреннего сгорания, например проверка синхронизации F02P 17/00; обнаружение стуков в двигателях внутреннего сгорания G01L 23/22)

Владельцы патента RU 2649171:

Акционерное общество "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" (АО НПЦ газотурбостроения "Салют") (RU)

Изобретение относится к испытаниям авиационных двигателей, в частности к испытаниям по проверке на отсутствие автоколебаний рабочих лопаток компрессора низкого давления. Перед испытанием во второй контур двигателя устанавливают устройство, загромождающее воздушный поток и увеличивающее уровень нагрузки первой ступени компрессора низкого давления. При этом испытание двигателя проводят на бесфорсажном режиме с регулированием площади выходного сечения сопла исходя из постоянства отношения давления воздуха за компрессором высокого давления к давлению газа за турбиной, соответствующего форсажному режиму двигателя, т.е. Р*₂/Р*₄=π*_т=const. Достигается повышение достоверности результатов испытаний двигателя на бесфорсажном режиме на отсутствие автоколебаний рабочих лопаток компрессора низкого давления. 2 ил.

Испытания при проверке на отсутствие автоколебаний рабочих лопаток компрессора низкого давления проводятся на высотных стендах ЦИАМ при имитированных режимах полета самолета, наиболее тяжелых для проявления автоколебаний по линии максимальных нагрузок на крыло самолета, по зависимости М_макс=f(H_мин).

Зависимость М_макс=f(H_мин) реализуется в полете только на режиме полного форсажа двигателя, на котором площадь выходного сечения сопла регулируется по закону постоянства π*_т - отношения давления воздуха за компрессором высокого давления - Р*₂ к давлению газа за турбиной - Р*₄:

Р*₂/Р*₄=π*_т=const (см. фиг. 1),

где М - отношение скорости полета к скорости звука;

Н - высота полета.

Известен способ испытания авиационного двигателя по проверке на отсутствие автоколебаний рабочих лопаток компрессора низкого давления (RU 2426087 С1, 10.08.2011), выбранный за наиболее близкий аналог (прототип). Способ заключается в установке двигателя на стенд для высотных испытаний и испытание двигателя на бесфорсажных режимах с соплом в положении «Максимал», т.е. в положении сопла, при котором площадь его выходного сечения постоянна (не изменяется) и соответствует режиму максимальной тяги F_c=const на различных высотах от Н=0 до Н=Н_макс (см. фиг. 1) и на величинах давлений и температур перед входом в двигатель, соответствующих определенной высоте полета самолета и выбранных в диапазоне максимальных нагрузок на крыло самолета и в диапазоне частот вращения компрессора низкого давления от минимальных до максимальных оборотов.

Недостатком прототипа является низкая достоверность результатов испытаний на бесфорсажном режиме по проверке на отсутствие автоколебаний рабочих лопаток компрессора.

Низкая достоверность результатов испытания связана с отличием регулировок площади выходного сечения сопла на режимах проверки на отсутствие автоколебаний рабочих лопаток компрессора с соплом F_c=const и в реальных условиях эксплуатации двигателя в полете на форсажном режиме с регулировками сопла по закону π*_т=const.

Техническая проблема заключается в низкой достоверности результатов испытаний двигателя на бесфорсажном режиме с соплом в положении «Максимал» по проверке отсутствия автоколебаний рабочих лопаток компрессора низкого давления по линии максимальных нагрузок на крыло самолета, возникающих только на форсажных режимах.

Технический результат заявленного изобретения заключается в повышении достоверности результатов испытаний двигателя на бесфорсажном режиме на отсутствие автоколебаний рабочих лопаток компрессора низкого давления.

Технический результат достигается тем, что способ испытания авиационного двигателя по проверке отсутствия автоколебаний рабочих лопаток компрессора низкого давления заключается в установке двигателя на стенд для высотных испытаний и испытании двигателя на расчетных величинах давлений и температур перед входом в двигатель, соответствующих определенной высоте полета самолета и выбранных в диапазоне максимальных нагрузок на крыло самолета и в диапазоне частот вращения компрессора от минимальных до максимальных оборотов. Перед испытанием во второй контур двигателя устанавливают устройство, загромождающее воздушный поток и увеличивающее уровень нагрузки первой ступени компрессора низкого давления. При этом испытание двигателя проводят на бесфорсажном режиме с регулированием площади выходного сечения сопла исходя из постоянства отношения давления воздуха за компрессором высокого давления к давлению газа за турбиной, соответствующего форсажному режиму двигателя, т.е. Р*₂/Р*₄=π*_т=const.

Сущность заявленного изобретения поясняется следующими иллюстрациями:

- на фиг. 1 представлены характеристики испытаний двигателя на бесфорсажном режиме с соплом в положении «Максимал» F_c=const на высотах от Н=0 до Н=Н_макс;

- на фиг. 2 представлены характеристики π*_т=f(n_1пр) двигателя при регулировании соплом в положении «Максимал» и π*_т=const.

Параметры перед двигателем определяются в соответствии с зависимостью М_макс=f(H_мин). Давление воздуха перед двигателем Р*₁ определяется по величине π(λ)=f(M) (Таблица газодинамических функций МАП ЦИАМ, 1956 г., с. 24-26) и давлению воздуха Р_н на соответствующей высоте с учетом коэффициента потерь давления на входе в двигатель по стандартной зависимости ЦАГИ - ЦИАМ: σ=f(M) и P*₁=σ×P_н/π(λ), а температура воздуха перед двигателем T*₁ - по величине τ(λ)=f(M) и температуре воздуха Т_н на той же высоте: T*₁=Т*_н=T_н/τ(λ). Испытания проводятся с нормированными дополнительными запасами - 3% по температуре и 10% по давлению.

Перед постановкой двигателя для стендовых испытаний специальным устройством в двигателе (например, постановкой заглушек во второй контур двигателя) уровень π*_к/G_в (G_в - расход воздуха через двигатель, π*_к - степень сжатия воздуха первой ступени компрессора низкого давления) первой ступени компрессора низкого давления увеличивают на 2% с целью создания более тяжелых условий для лопаток первой ступени компрессора низкого давления при проверке на отсутствие автоколебаний. В таком виде двигатель поставляется на стенд для проведения испытания по проверке отсутствия автоколебаний рабочих лопаток компрессора низкого давления.

Регулятор π*_т на приемосдаточных испытаниях двигателя обычно настраивается таким образом, чтобы его отладка на режиме полного форсажа соответствовала уровню π*_т при работе двигателя на бесфорсажном режиме с соплом в положении «Максимал» и приведенной частоте вращения компрессора низкого давления n_1пр, при которой запас газодинамической устойчивости минимальный. Такая настройка регулятора π*_т обеспечивает одинаковый запас устойчивости двигателя на режимах «Максимал» и полного форсажа. На фиг. 2 представлены характеристики π*_т=f(n_1пр) двигателя при регулировании соплом в положении «Максимал» и π*_т=const.

Такой характер влияния законов регулирования на уровень нагрузки на двигатель при испытаниях на отсутствие автоколебаний с соплом в положении «Максимал» показывает, что при частоте вращения большей, чем n_1пр, двигатель при работе с соплом в положении «Максимал» менее нагружен, а при частоте вращения меньшей, чем n_1пр, - более нагружен относительно уровня π*_т=const при работе на форсажном режиме.

Следовательно, если проверку на отсутствие автоколебаний проводить с соплом в положении «Максимал», то в зоне частот вращения меньшей, чем n_1пр, т.е. в зоне наиболее вероятного появления автоколебаний - дозвукового срывного флаттера - проверка будет осуществляться на более поджатой рабочей линии двигателя, чем при работе на форсажном режиме в условиях эксплуатации, и получаемый таким образом запас по автоколебаниям будет занижен. В зоне частот вращения больших, чем n_1пр, проверка будет осуществляться на менее поджатой рабочей линии двигателя, чем при работе на форсажном режиме в условиях эксплуатации, т.е. зоны, где могут существовать дозвуковой и сверхзвуковой флаттера с повышенным давлением, будут исследованы недостаточно.

Таким образом, проведение испытаний по проверке отсутствия автоколебаний рабочих лопаток низкого давления на бесфорсажном режиме с соплом в положении «Максимал» не позволяет в процессе испытаний имитировать условия эксплуатации и, поскольку полеты по линии максимальных нагрузок на крыло возможны только на форсажных режимах, то и режимы подготовки и проверки на отсутствие автоколебаний должны соответствовать форсажным режимам работы двигателя, прежде всего с соблюдением закона π*_т=const.

Заявленный способ осуществляется следующим образом. Испытание двигателя проходит на бесфорсажном режиме, при котором площадь выходного сечения (среза) сопла регулируются исходя из постоянства отношения Р*₂/Р*₄=π*_т=const, а именно: при увеличении или уменьшении давления за турбиной Р*₄ регулятор сопла π*_т изменяет площадь выходного сечения сопла для поддержания постоянства указанного отношения. То есть регулятор π*_т при увеличении давления газа за турбиной Р*₄ увеличивает площадь выходного сечения сопла, а при уменьшении давления - уменьшает его, добиваясь таким образом соблюдения указанного постоянства отношения Р*₂/Р*₄=π*_т=const, соответствующего при этом форсажному режиму двигателя. Форсажные показатели указанного отношения на бесфорсажном режиме достигаются за счет, например, регулировок выходной площади сечения сопла (уменьшением его площади) или могут достигаться в комплексе вместе с регулировкой степени перекрытия заглушками второго контура с учетом возможностей испытательного стенда.

Следовательно, использование регулятора π*_т=const в качестве регулятора рабочей линии двигателя при подготовке и проведении испытаний дает возможность достоверно определить отсутствие автоколебаний в самых тяжелых условиях, наиболее возможных для проявления автоколебаний рабочих лопаток компрессора при эксплуатации.

Способ испытания авиационного двигателя по проверке отсутствия автоколебаний рабочих лопаток компрессора низкого давления, заключающийся в установке двигателя на стенд для высотных испытаний и испытании двигателя на расчетных величинах давлений и температур перед входом в двигатель, соответствующих определенной высоте полета самолета и выбранных в диапазоне максимальных нагрузок на крыло самолета и в диапазоне частот вращения компрессора от минимальных до максимальных оборотов, отличающийся тем, что перед испытанием во второй контур двигателя устанавливают устройство, загромождающее воздушный поток и увеличивающее уровень нагрузки первой ступени компрессора низкого давления, при этом испытание двигателя проводят на бесфорсажном режиме с регулированием площади выходного сечения сопла исходя из постоянства отношения давления воздуха за компрессором высокого давления к давлению газа за турбиной, соответствующего форсажному режиму двигателя.

Изобретение относится к дизельным двигателям, в частности к экспериментальным установкам для оценки параметров составных частей камеры сгорания при разработке базового дизельного двигателя.

Способ испытания газотурбинного двигателя // 2648197

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний авиационных газотурбинных двигателей (ГТД). Для типа двигателей, включающих противообледенительную систему, предварительно проводят испытания на выбранном режиме работы, измеряют параметры при выключенной и при включенной системе противообледенения в рабочем диапазоне частот вращения роторов, вычисляют поправочные коэффициенты к измеренным параметрам путем отношения значений параметров, измеренных с включенной противообледенительной системой, к значениям параметров, измеренных с выключенной противообледенительной системой, формируют зависимости поправочных коэффициентов на измеряемые параметры от частоты вращения роторов Ki=f(n), а при проведении испытаний других двигателей в условиях обледенения с включенной противообледенительной системой умножают измеренные значения параметров на полученные коэффициенты.

Способы эксплуатации двигателя и система вентиляции картера // 2647283

Изобретение может быть использовано в двигателях внутреннего сгорания. Способ эксплуатации двигателя (10) заключается в том, что во время запуска двигателя выполняют индикацию о снижении эффективности работы клапана (78), установленного между картером (28) и впускным коллектором (42), на основании характеристик временного провала давления в вентиляционной трубке (74) картера.

Способ и устройство акустического обнаружения нарушения работы двигателя, снабженного активным контролем шума // 2647261

Настоящее изобретение касается способа акустического обнаружения по меньшей мере одного нарушения (DYS) работы двигателя, причем двигатель создает первичный шум Ро, который обрабатывается системой активного контроля шума, посылая на цели сокращения шума акустический сигнал Рс, производимый по меньшей мере одним воздействующим устройством и связанный передаточной функцией Н с сигналом Y, производимым упомянутой системой активного контроля шума, причем упомянутое нарушение (DYS) работы имеет акустическую сигнатуру, которая может быть идентифицирована в первичном шуме Ро на целях сокращения шума, отличающегося тем, что он включает в себя следующие этапы: получение упомянутого сигнала Y, производимого системой активного контроля; идентификация возможного появления нарушения работы с помощью средства слежения, которое обрабатывает знание об Y и о Н и подает, при необходимости, аварийное сообщение.

Способ определения технического состояния подшипников скольжения кривошипно-шатунного механизма дизельных автотракторных двигателей // 2647260

Изобретение относится к области эксплуатации машин и может быть использовано для диагностики подшипников кривошипно-шатунного механизма дизельных автотракторных двигателей.

Способ обнаружения металлических частиц износа в потоке масла работающего газотурбинного двигателя // 2646520

Использование: обнаружение и регистрация металлических частиц износа в потоке масла работающего ГТД. Для обнаружения металлических частиц износа в потоке масла работающего газотурбинного двигателя общий поток масла разделяют на N независимых потоков, суммарная площадь поперечного сечения которых равна площади поперечного сечения общего входного потока; контроль каждого независимого потока осуществляют индивидуальным одновитковым вихретоковым чувствительным элементом кластерного датчика, благодаря чему повышается чувствительность вихретоковых чувствительных элементов и возможность обнаружения единичных металлических частиц, находящихся в одном поперечном сечении потока масла; фиксируют момент времени и возможное число от одной до N одновременно прошедших частиц металла через контролируемое сечение потока масла, а по результатам измерения судят об изменении технического состояния двигателя непосредственно во время его эксплуатации, что позволяет своевременно обнаружить зарождение дефектов трущихся поверхностей и принять меры по недопущению аварийной ситуации.

Стенд для высотных испытаний ракетных двигателей // 2646278

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к стендовому оборудованию, применяемому при огневых стендовых испытаниях ракетных двигателей с имитацией высотных условий.

Способ диагностики двигателя с наддувом и соответствующий двигатель // 2645856

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.

Система обнаружения дефектов на объекте // 2645443

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.

Способ определения содержания частиц сажи в выхлопной струе авиационного газотурбинного двигателя в полёте // 2645173

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.

Способ полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков // 2649715

Изобретение относится к авиадвигателестроению, касается определения в полете параметров двухконтурного турбореактивного двигателя со смешением потоков и может быть использовано для диагностики его состояния в условиях эксплуатации. Предварительно измеряют степень неравномерности полного давления потока воздуха на входе в двигатель на всех стационарных полетных режимах его работы, для определения величины тяги двигателя на конкретном стационарном полетном режиме используют скорректированное значение расхода воздуха на входе в двигатель и осредненное значение полного давления за компрессором низкого давления, рассчитанные с учетом степени неравномерности полного давления потока воздуха на входе в двигатель для конкретного стационарного полетного режима работы двигателя, а техническое состояние двигателя оценивают по отклонению величины определенной тяги двигателя от эталонной величины для указанного полетного режима. Изобретение позволяет повысить достоверность полетного диагностирования состояния турбореактивного двигателя путем повышения точности определения величины силы тяги двигателя и диапазона изменения ее значений, вызванного влиянием внешних условий, с учетом степени неравномерности полного давления воздуха на входе в двигатель. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.