Способ полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков

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.

 

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.

Известен способ полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя, заключающийся в том, что измеряют на полетном режиме работы двигателя параметры внешней окружающей среды и рабочие параметры двигателя, обрабатывают измеренные параметры, вычисляют расход воздуха на входе в двигатель, определяют величину тяги двигателя и по ее значению судят о техническом состоянии двигателя (ЕР №342970).

В качестве параметров внешней окружающей среды в известном способе измеряют полную температуру, статическое давление и скорость набегающего потока воздуха на входе в двигатель, величину скорости и ускорения самолета, а в качестве рабочих параметров двигателя измеряют частоту вращения вала компрессора низкого давления, полное давление за компрессором низкого давления, полное давление за турбиной, полное давление во втором контуре, расход топлива, подаваемого в двигатель, термодинамические параметры газов и другие параметры, характеризующие термодинамические процессы в двигателе.

Полная тяга двигателя в известном способе определяется как разность тяги реактивного сопла и входного импульса с учетом углов атаки и скольжения, при этом измерения проводятся на всех стационарных и переходных режимах работы двигателя.

Недостатком известного способа является сложность измерения и анализа большого количества параметров, а также достаточно высокая погрешность при определении величины тяги двигателя (более 5%), что затрудняет использовать этот способ для полетной диагностики авиационных двигателей.

Известен способ полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков, заключающийся в том, что измеряют на стационарном режиме работы двигателя параметры внешней окружающей среды и рабочие параметры двигателя, обрабатывают измеренные параметры, вычисляют расход воздуха на входе в двигатель, определяют величину тяги двигателя и по ее значению судят о техническом состоянии двигателя, причем в качестве параметров внешней окружающей среды измеряют полную температуру, статическое давление и скорость набегающего потока воздуха на входе в двигатель, а в качестве рабочих параметров двигателя измеряют частоту вращения вала компрессора низкого давления, полное давление за компрессором низкого давления, полное давление за турбиной и положение створок реактивного сопла (RU №2476915).

В известном способе определяют идеальное значение тяги реактивного сопла, соответствующее полному расширению выхлопной струи до атмосферного давления, а тягу двигателя определяют путем вычитания из полученного значения тяги реактивного сопла величины импульса набегающего потока.

Недостатком этого способа диагностирования является то, что он ограничивает возможность расчетной оценки тяги двигателя режимом работы двигателя с полным расширением выхлопной струи в сопле, что существенно снижает функциональные возможности применения этого способа.

Наиболее близким аналогом изобретения является способ полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков, заключающийся в том, что измеряют на стационарном режиме работы двигателя параметры внешней окружающей среды и рабочие параметры двигателя, обрабатывают измеренные параметры, вычисляют расход воздуха на входе в двигатель, определяют величину тяги двигателя и по ее значению судят о техническом состоянии двигателя, причем в качестве параметров внешней окружающей среды измеряют полную температуру, статическое давление и скорость набегающего потока воздуха на входе в двигатель, а в качестве рабочих параметров двигателя измеряют частоту вращения вала компрессора низкого давления, полное давление за компрессором низкого давления, полное давление за турбиной, полное давление во втором контуре, расход топлива, подаваемого в двигатель и положение створок реактивного сопла, характеризующее площадь его критического сечения (RU №2596413).

В известном способе диагностирования величину тяги двигателя определяют с учетом реальной величины расширения выхлопной струи в реактивном сопле, что позволяет снизить погрешность при определении величины силы тяги двигателя в полете примерно до 1,5%. Но и при такой величине погрешности диагностика общего состояния двигателя по величине тяги двигателя может иметь неоднозначные результаты.

Существенную долю погрешности при определении величины силы тяги двигателя вносит снижение физического расхода воздуха на входе в двигатель, связанное с неравномерностью величины полного давления воздуха на выходе из воздухозаборника. Осредненное значение полного давления за компрессором низкого давления, влияющее на значение полного давления перед соплом, и в конечном итоге, приведенную скорость потока на срезе реактивного сопла и его выходной импульс, также будет отличаться от измеренного значения расхода воздуха на входе в двигатель. Поэтому в диапазон рассчитанных значений полетной тяги при штатной работе узлов, элементов и систем двигателя необходимо включать и изменения значений силы тяги, вызванные влиянием отмеченных выше внешних условий.

Техническая проблема решаемая изобретением заключается в том, что необходимо учитывать степень неравномерности полного давления воздуха на входе в двигатель при определении величины силы тяги двигателя и диапазона изменения ее значений, вызванного влиянием внешних условий, в процессе проведения полетной диагностики турбореактивного двигателя.

Техническим результатом изобретения является повышение достоверности полетного диагностирования состояния турбореактивного двигателя путем повышения точности определения величины силы тяги двигателя и диапазона изменения ее значений, вызванного влиянием внешних условий.

Этот технический результат достигается за счет того, что при осуществлении способа полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков измеряют на стационарном режиме работы двигателя параметры внешней окружающей среды и рабочие параметры двигателя, обрабатывают измеренные параметры, вычисляют расход воздуха на входе в двигатель, определяют величину тяги двигателя и по ее значению судят о техническом состоянии двигателя, в качестве параметров внешней окружающей среды измеряют полную температуру, статическое давление и скорость набегающего потока воздуха на входе в двигатель, а в качестве рабочих параметров двигателя измеряют частоту вращения вала компрессора низкого давления, полное давление за компрессором низкого давления, полное давление за турбиной, полное давление во втором контуре, расход топлива, подаваемого в двигатель и положение створок реактивного сопла, характеризующее площадь его критического сечения.

Согласно изобретению 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.

Определение величины тяги двигателя и оценка технического состояния двигателя может осуществляться, по меньшей мере, на двух стационарных полетных режимах работы двигателя.

Существенность отличительных признаков способа полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков подтверждается тем, что только совокупность всех действий и операций, описывающая изобретение позволяет получить технический результат изобретения - повышение достоверности 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.

Пример реализации способа полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков поясняется чертежами, где:

на фиг. 1 схематично представлена система полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков;

на фиг. 2 представлены диаграммы распределения полного давления на входе в двигатель.

Диагностируемый авиационный турбореактивный двухконтурный двигатель со смешением потоков содержит входное устройство 1, компрессор низкого давления 2, компрессор высокого давления 3, основную камеру сгорания 4 с системой подачи топлива 5, турбину высокого давления 6, турбину низкого давления 7, камеру смешения 8, сообщенную с каналом второго контура 9, форсажную камеру 10 с системой подачи топлива 11 и реактивное сопло 12.

Система диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя содержит датчики параметров внешней окружающей среды 13, установленные на входе в двигатель во входном устройстве 1, в частности датчик температуры 14, датчик статического давления атмосферного воздуха 15 и датчик скорости 16 набегающего потока воздуха, подключенные через преобразователи 17 к вычислительному устройству 18. Датчики полного давления 19 с преобразователями 20 установлены за компрессором низкого давления 2, за турбиной низкого давления 7 и в канале второго контура 9. Датчики расхода топлива 21 с преобразователями 22 установлены в камере сгорания 4 и в форсажной камере 10, а датчик положения 23 с преобразователем сигнала 24 установлен на приводных элементах реактивного сопла 12, определяющих величину площади выходного сечения реактивного сопла 12.

Для измерения частоты вращения вала компрессора низкого давления установлен датчик оборотов 25 с преобразователем 26. Для определения величины тяги двигателя используют вычислительное устройство 18, к которому подключены через преобразователи все перечисленные выше датчики измеряемых величин, а также карта памяти 27, содержащая информацию о степени неравномерности полного давления воздуха на входе в двигатель для каждого стационарного полетного режима работы двигателя. Результаты вычислений передаются в блок сравнения 28, к которому подключены задающее устройство 29 с данными о диапазоне допустимых изменений значения силы тяги и запоминающее устройство 30, в котором хранятся данные об эталонных значениях силы тяги двигателя для каждого стационарного полетного режима работы двигателя.

Для проведения полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков необходимо предварительно определить для каждого стационарного полетного режима работы двигателя степень неравномерности полного давления потока воздуха на входе в двигатель, эталонное значение тяги Rэт.n и допустимую величину отклонения ΔRДОП определенной в полете силы тяги Rn от эталонного значения Rэт.n.

Степень неравномерности полного давления потока воздуха на входе в двигатель измеряют в стендовых условиях, имитирующих полетные, на всех стационарных полетных режимах его работы. На фиг. 2 представлены диаграммы распределения полного давления на входе в двигатель для двух стационарных полетных режимов работы турбореактивного двигателя, отличающихся по скорости полета: М=2,3 и М=1,2. На диаграммах, где области входного сечения воздушного канала с пониженным давлением заштрихованы, наглядно показано насколько существенно меняется степень неравномерности полного давления потока воздуха на входе в двигатель в зависимости от скорости полета летательного аппарата.

Полученную в стендовых условиях информацию обрабатывают, вычисляют значения поправочного коэффициента АG, учитывающего влияние неравномерности полного давления на входе в двигатель на различных режимах полета. Численное значение поправочного коэффициента AG определяется, как отношение осредненного значения полного давления на входе в двигатель к величине давления, вычисленной по измеренному значению статического давления атмосферного воздуха РH и скорости набегающего на вход в двигатель потока воздуха Vвх. Данные о численных значениях поправочного коэффициента АG для каждого стационарного полетного режима работы турбореактивного двигателя сохраняются в карте памяти 27.

Эталонное значение тяги Яэт.n для каждого стационарного полетного режима работы определяется методом расчета по математической модели двигателя в условиях, идентичных полетным, и может уточняться по данным стендовых и полетных испытаний двигателя до передачи его в эксплуатацию. Данные об эталонных значениях тяги двигателя на стационарных полетных режимах хранятся в запоминающем устройстве 30.

Допустимую величину отклонения ΔRдоп силы тяги для каждого стационарного полетного режима работы двигателя определяют предварительно по математической модели с учетом диапазона изменений значения силы тяги, вызванных влиянием внешних условий, и возможного разброса параметров эффективности отдельных узлов двигателя (вентилятора, компрессора, камер сгорания, гурбины и других) и уточняют исходя из опыта эксплуатации двигателей аналогичной конструктивной схемы и назначения. Данные о допустимых величинах отклонения ΔRдоп для каждого стационарного полетного режима работы двигателя хранятся в задающем устройстве 29.

Процесс полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя может осуществляться на любом стационарном режиме его работы путем определения в блоке сравнения 28 величины отклонения ΔRn полученного в вычислительном устройстве 18 значения силы тяги Rn от эталонного значения силы тяги Rэт n для этого полетного режима работы двигателя и сравнения величины отклонения ΔRn с диапазоном допустимых значений величины отклонения ΔRдоп силы тяги для этого стационарного полетного режима работы двигателя.

Нахождение величины отклонения ΔRn в диапазоне допустимых значений величины отклонения ΔRдоп силы тяги означает, что двигатель работает в штатном режиме и не требует срочных профилактических мероприятий. В случае, если величина отклонения ΔRn больше допустимого значения ΔRдоп, переводят двигатель на другой стационарный режим работы и проводят диагностирование на этом режиме в том же порядке. Если полученное в процессе диагностики значение ΔRn больше ΔRдоп по меньшей мере на двух режимах работы, делают вывод о том, что двигатель работает в нештатном режиме и требует более тщательной диагностики в стационарных условиях. Результаты диагностики поступают на сигнализатор 31.

Дополнительная проверка состояния двигателя на другом стационарном полетном режиме работы двигателя необходима для того, чтобы исключить возможность возникновения сигнала о потере тяги двигателя вследствие случайных факторов и фиксировать потерю тяги двигателя только из-за ухудшения технических параметров двигателя в процессе эксплуатации или возникновения внештатной ситуации.

Повышение достоверности диагностики описанным способом достигается за счет того, что диапазон допустимых значений величины отклонения ΔRдоп силы тяги существенно меньше по величине по сравнению с аналогичным диапазоном в известном способе, так как при его осуществлении исключается составляющая отклонения тяги двигателя за счет влияния неравномерности полного давления потока воздуха. Таким образом, диапазон величины отклонения ΔRдоп в предлагаемом техническом решении может быть выбран меньшим, чем в известном, что приведет к повышению достоверности проводимой полетной диагностики.

Кроме того, достоверность диагностики повышается и за счет того, что при определении величины силы тяги Rn на любом стационарном полетном режиме работы двигателя учитывается степень неравномерности полного давления потока воздуха на входе в двигатель. Определение величины силы тяги Rn для конкретного стационарного полетного режима работы двигателя осуществляется вычислительным устройством 18 как разность между выходным импульсом J и входным импульсом потока воздуха в соответствии со следующей формулой:

Rn=J-GB1Vвx, где

Gв1 - скорректированное значение расхода воздуха на входе в двигатель;

Vвх - скорость набегающего потока воздуха на входе в двигатель, измеряемая датчиком 16.

При определении параметров входного импульса скорректированное значение расхода воздуха на входе в двигатель, учитывающее влияние неравномерности полного давления на входе в двигатель, вычисляется по формуле:

GB1=GB⋅AG

где GВ - расход воздуха без учета неравномерности полного давления на входе в двигатель, вычисленный по измеренному датчиком 16 значению скорости набегающего на вход в двигатель потока воздуха Vвх, величине статического давления атмосферного воздуха Рн, измеренной датчиком 15, значению полной температуры воздуха на входе в двигатель , измеренному датчиком 14 и частоты вращения вала компрессора низкого давления пв, измеряемой датчиком оборотов 25;

AG - поправочный коэффициент, учитывающий влияние неравномерности полного давления на входе в двигатель, значение которого для каждого стационарного полетного режима работы хранится в карте памяти 27.

При определении параметров выходного импульса J влияние неравномерности полного давления на входе в двигатель учитывается с помощью поправочного коэффициента Aр, значение которого пропорционально значению поправочного коэффициента AG:

АрG ƒ1 (nпp В), где

ƒ1 - зависимость, полученная путем обработки результатов автономных испытаний компрессора низкого давления или его испытаний в составе двигателя в условиях, имитирующих неравномерность полного давления на входе;

nпр В - приведенная частота вращения вала компрессора низкого давления 2, значение которой определяется следующей формулой:

.

Поправочный коэффициент Ар используется для вычисления осредненного значения полного давления за компрессором низкого давления 2, которое вычисляется по формуле:

, где

- измеренное значение полного давления за компрессором низкого давления 2.

Осредненное значение полного давления за компрессором низкого давления 2, учитывающее степень неравномерности полного давления на входе в двигатель, необходимо для вычисления значения полного давления на входе в реактивное сопло 12, которое в свою очередь является определяющим при расчете величины выходного импульса J реактивного сопла 12.

Порядок определения величины силы тяги Rn на стационарном полетном режиме работы двигателя с учетом степени неравномерности полного давления на входе в двигатель приведен ниже.

1. После вычисления осредненного значения полного давления за компрессором низкого давления 2 для конкретного стационарного полетного режим работы двигателя определяют параметр , пропорциональный полному давлению на входе в реактивное сопло 12 как:

, где

σк - коэффициент восстановления полного давления во втором контуре 9, равный отношению полного давления во втором контуре 9 к полному давлению за компрессором низкого давления 2;

- полное давление газа за турбиной;

F' - относительная площадь поперечного сечения канала на входе в камеру смешения 8, определяема отношением выходного канала турбины низкого давления 7 и канала второго контура 9 соответственно.

2. Определяют температуру газа на выходе из камеры смешения 8 с учетом зависимости между удельной энтальпией и температурой из уравнения теплового баланса для рабочего тела между сечениями входа в двигатель и выхода из камеры смешения 8:

, где

GСМ- расход газа за камерой смешения 8, равный GCM=GT+GB1;

- энтальпия воздуха на входе в двигатель, определяемая по входным параметрам;

Нu - низшая теплотворная способность топлива;

ηг - коэффициент полноты сгорания в основной камере сгорания 4, определяемый по ее характеристикам;

GT- расход топлива, подаваемого в основную камеру сгорания 4;

- энтальпия газов за камерой смешения 8;

ƒ2 - функция, связывающая температуру рабочего тела с его энтальпией и составом [см. «Двигатели авиационные газотурбинные: методы и подпрограммы расчета термодинамических параметров воздуха и продуктов сгорания углеводородных топлив». Руководящий Технический материал авиационной техники РТМ 1677-83., с. 5, М., 1983 г.]

qсм - условный состав рабочего тела в камере смешения 8, определяемый соотношением q=GT/GB1;

Т0 - температура подачи топлива в камеру сгорания 4.

3. Определяют температуру газа на выходе из форсажной камеры 10 с учетом зависимости между удельной энтальпией и температурой торможения из уравнения теплового баланса для рабочего тела между сечениями выхода из камеры смешения 8 и выхода из форсажной камеры 10:

,

, где

ηф - коэффициент полноты сгорания в форсажной камере 10, определяемый по ее характеристикам;

Gтф - расход топлива, подаваемого в форсажную камеру 10;

Сф - расход газа за форсажной камерой 10;

- энтальпия газов за форсажной камерой 10;

qΣ - условный состав рабочего тела в форсажной камере 10, определяемый как q=(Gтф+Gт)/GB1.

4. Вычисляют значение плотности тока q(λсм) исходя из уравнения расхода газа, определяемого через параметры заторможенного потока:

, где

mкр - размерный коэффициент, зависящий от рода газа (состава смеси);

Fсм - площадь сечения канала на выходе из камеры смешения 8.

5. Определяют значение приведенной скорости λсм на выходе из камеры смешения 8, которое находят с помощью метода Ньютона:

, где

kсм - коэффициент адиабаты, значение которого для камеры смешения для двухконтурного двигателя со смешением потоков равно 1,33.

6. Вычисляют полное давление на входе в реактивное сопло 12 по следующей формуле:

, где

σФК - коэффициент восстановления полного давления в форсажной камере 10, который вычисляют по формуле:

, где

ƒ3 - функция, определяющая взаимосвязь коэффициента восстановления полного давления и степени подогрева в форсажной камере 10, значение которой определяется в результате автономных испытаний камеры или с помощью расчетов по математической модели.

Для стационарного полетного режима работы двигателя с отключенной форсажной камерой значение σфк=1.

7. Из уравнения расхода газа на срезе реактивного сопла 12 находят значение плотности тока q(λс):

- для режима с неработающей форсажной камерой 10:

;

- для режима с работающей форсажной камерой 10:

.

Значение приведенной скорости потока λс на срезе реактивного сопла 12 получают с помощью метода Ньютона из выражения:

, где

kс - показатель адиабаты на срезе реактивного сопла 12, значение которого при включенной форсажной камере 10 равно 1,25, а при выключенной форсажной камере 10 равно 1,33.

Каждому значению q(λс) соответствуют два аргумента: λс1<1 и λс1>1.

При выполнении условия , принимают докритическое значение приведенной скорости потока на срезе реактивного сопла 12 λс<1, а при выполнении условия . принимают сверхкритическое значение λс>1.

8. По значению λс рассчитывают значение газодинамической функции ƒгдс) приведенной плотности потока импульса на срезе реактивного сопла 12:

.

9. Вычисляют величину выходного импульса J реактивного сопла 12, в которой учтено влияние неравномерности полного давления на входе в двигатель:

, где

Fc - площадь среза реактивного сопла 12.

10. Определяют действительную величину силы тяги двигателя Rn на конкретном стационарном полетном режиме работы двигателя:

Rn=J-GB1Vвх.

Описанный алгоритм определения силы тяги турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков позволяет повысить точность определения ее значения в полетных условиях до 1%.

Таким образом, 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. Способ полетной диагностики авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков, заключающийся в том, что измеряют на стационарном режиме работы двигателя параметры внешней окружающей среды и рабочие параметры двигателя, обрабатывают измеренные параметры, вычисляют расход воздуха на входе в двигатель, определяют величину тяги двигателя и по ее значению судят о техническом состоянии двигателя, причем в качестве параметров внешней окружающей среды измеряют полную температуру, статическое давление и скорость набегающего потока воздуха на входе в двигатель, а в качестве рабочих параметров двигателя измеряют частоту вращения вала компрессора низкого давления, полное давление за компрессором низкого давления, полное давление за турбиной, полное давление во втором контуре, расход топлива, подаваемого в двигатель и положение створок реактивного сопла, характеризующее площадь его критического сечения, отличающийся тем, что 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.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что определение величины тяги двигателя и оценку технического состояния двигателя осуществляют, по меньшей мере, на двух стационарных полетных режимах работы двигателя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к испытаниям авиационных двигателей, в частности к испытаниям по проверке на отсутствие автоколебаний рабочих лопаток компрессора низкого давления.

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

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.

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.

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

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.

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

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.

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.

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.

Наверх