Способ полетной диагностики узлов турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков

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)

B64D45/00 - Индикаторные и защитные устройства летательных аппаратов, не отнесенные к другим рубрикам (камуфляж F41H 3/00)

Владельцы патента RU 2665142:

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

Изобретение относится к способу полетной диагностики узлов турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД) со смешением потоков. Для диагностики узлов измеряют определенным образом рабочие параметры двигателя на стационарном полетном режиме работы двигателя, измеряют параметры окружающей среды, вычисляют расход воздуха на входе, определяют величины тяги двигателя, вычисляют величины относительного отклонения тяги двигателя от эталонного значения на пяти выбранных стационарных полетных режимах, рассчитывают величины относительного снижения коэффициентов полезного действия компрессоров и турбин, а также коэффициента полноты сгорания топлива в камере сгорания, оценивают техническое состояние компрессоров, турбин и камеры сгорания, формируют предупредительный сигнал в случае недопустимого технического состояния хотя бы одного из узлов. Обеспечивается повышение достоверности полетного диагностирования технического состояния ТРДД. 1 ил.

Изобретение относится к авиадвигателестроению, касается определения в полете параметров турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД) со смешением потоков и может быть использовано для диагностики технического состояния узлов ТРДД в процессе эксплуатации.

Известен способ диагностики и прогнозирования надежности газотурбинных двигателей на установившихся и неустановившихся режимах работы, заключающийся в том, что бесконтактно регистрируют электрический сигнал от реактивной газодинамической струи двигателя с помощью электростатической антенны, установленной за срезом сопла двигателя вне его реактивной газодинамической струи (RU 2310180, 2007). При этом регистрируют пульсации электрического поля, определяют величину дисперсии зарегистрированного сигнала и ее производную по времени. Дополнительно регистрируют частоту вращения ротора двигателя, характеризующую режим работы двигателя. По превышению вычисленной дисперсии и ее производной от своих эталонных значений судят о неисправности двигателя.

Недостатками такого способа диагностики являются необходимость точных регистраций малых изменений электростатического поля, сложность обработки и интерпретации результатов измерений, подверженность самой антенны влиянию метеорологических и эксплуатационных факторов (окисляемость, загрязнение, повреждение), как следствие недостаточная информативность и точность измерений при дополнительных расходах на установку и эксплуатацию необходимого оборудования.

Известен способ полетной диагностики ТРДД, заключающийся в том, что в полете измеряют 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 (EP 0342970, 1989).

Тяга двигателя в известном способе определяется как разность тяги реактивного сопла и входного импульса с учетом углов атаки и скольжения. Для ее определения в качестве параметров внешней среды 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.

Недостатком известного способа является необходимость измерения большого количества параметров, сложность реализации и обработки данных измерений с достаточной точностью в полетных условиях. Как следствие рост погрешности при определении величины тяги двигателя и невозможность принятия достоверного решения о техническом состоянии двигателя, а также о состоянии его узлов.

Известен способ полетной диагностики ТРДД 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, 2013).

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 является то, что ограничивается возможность расчетной оценки тяги двигателя режимом работы с полным расширением выхлопной струи в сопле, и данный способ не позволяет определить техническое состояние отдельных элементов двигателя, что приводит к снижению точности и достоверности диагностирования его технического состояния в целом.

Наиболее близким аналогом изобретения является способ полетной диагностики ТРДД со смешением потоков, заключающийся в том, что по меньшей мере на одном выбранном стационарном полетном режиме работы двигателя измеряют его рабочие параметры, параметры окружающей среды, вычисляют расход воздуха на входе в двигатель и определяют величину тяги двигателя (RU 2596413, 2016). В качестве параметров 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 низкого давления, полное давление во втором контуре, расход топлива, подаваемого в двигатель и положение створок реактивного сопла, по которому судят о площади его критического сечения.

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 и повысить функциональные возможности применения этого способа. Однако данный способ так же не позволяет своевременно определить более существенное ухудшение состояния отдельных узлов двигателя, компенсируемое изменением параметров рабочего процесса остальных элементов двигателя, что приводит к снижению достоверности диагностирования его состояния.

В процессе эксплуатации состояние каждого из узлов двигателя изменяется неравномерно в результате большого комплекса разнородных факторов и может приблизиться к критическому состоянию. Своевременное определение такого состояния у отдельного узла вносит существенный вклад в достоверность диагностирования работоспособности двигателя в целом.

Техническая проблема заключается в недостаточной достоверности полетного диагностирования технического состояния ТРДД, что может привести к поломке двигателя и/или его узла и стать причиной летного происшествия.

Техническим результатом изобретения является повышение достоверности полетного диагностирования технического состояния ТРДД путем определения критического состояния его основных узлов.

Заявленный технический результат достигается за счет того, что при осуществлении способа полетной диагностики узлов турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков по меньшей мере на одном выбранном стационарном полетном режиме работы двигателя измеряют его рабочие параметры, параметры окружающей среды, вычисляют расход воздуха на входе в двигатель и определяют величину тяги двигателя, причем в качестве параметров 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 низкого давления, полное давление во втором контуре, расход топлива, подаваемого в двигатель и положение створок реактивного сопла, по которому судят о площади его критического сечения, в качестве рабочих параметров двигателя дополнительно измеряют полную температуру за компрессором низкого давления, полное давление и температуру за компрессором высокого давления, частоту вращения вала компрессора высокого давления, полную температуру газа за турбиной низкого давления. После определения величины тяги двигателя вычисляют величины относительного отклонения тяги двигателя от ее эталонного значения на пяти выбранных стационарных полетных режимах и по ним рассчитывают величины относительного снижения коэффициентов полезного действия компрессоров и турбин, а также коэффициента полноты сгорания топлива в камере сгорания. Далее оценивают техническое состояние компрессоров, турбин и камеры сгорания двигателя, причем по измеренным величинам определяют коэффициент полезного действия компрессора высокого давления и отношение частот вращения валов компрессора высокого и низкого давления и по ним, а также по определенным ранее величинам относительного снижения коэффициентов полезного действия компрессоров оценивают состояние компрессоров низкого и высокого давления. По величинам относительного снижения коэффициентов полезного действия турбин низкого и высокого давления и измеренной температуре газа за турбиной низкого давления оценивают состояние турбин, а по величине относительного снижения коэффициента полноты сгорания топлива и измеренной температуре газа за турбиной низкого давления оценивают состояние камеры сгорания. В случае недопустимого технического состояния хотя бы одного из перечисленных узлов, выявленного по результатам оценки их состояния, формируют предупредительный сигнал.

Существенность отличительных признаков способа полетной диагностики узлов ТРДД со смешением потоков подтверждается тем, что только совокупность всех действий и операций, описывающая изобретение позволяет решить поставленную техническую проблему с достижением заявленного технического результата.

Настоящее изобретение поясняется последующим подробным описанием системы диагностики узлов ТРДД, которая схематично представлена на фигуре, и способа полетной диагностики узлов ТРДД со смешением потоков, который реализуется с использованием данной системы.

Диагностируемый ТРДД со смешением потоков содержит входное устройство 1, компрессор низкого давления 2 (КНД), компрессор высокого давления 3 (КВД), основную камеру сгорания 4 с системой 5 подачи топлива, турбину высокого давления 6 (ТВД), турбину низкого давления 7 (ТНД), камеру смешения 8, канал 9 второго контура и реактивное сопло 10.

Система диагностики ТРДД содержит датчики 11 параметров внешней окружающей среды, установленные на входе в двигатель во входном устройстве 1, в частности датчик 12 полной температуры, датчик 13 статического давления атмосферного воздуха и датчик 14 скорости набегающего потока воздуха, подключенные через преобразователи 15 к блоку 16 расчета тяги.

За КНД 2, КВД 3, ТНД 7 и в канале 9 второго контура установлены датчики 17, 18, 19, 20 полного давления соответственно. Указанные датчики 17, 18, 19, 20 полного давления снабжены преобразователями 21.

За КНД 2, КВД 3, и ТНД 7 установлены датчики 22, 23, 24 полной температуры соответственно. Датчики 22, 23, 24 полной температуры снабженные преобразователями 25.

Датчик 26 расхода топлива с преобразователем 27 установлен в камере сгорания 4, а датчик 28 положения с преобразователем 29 сигнала установлен на приводных элементах реактивного сопла 10, определяющий величину площади критического сечения реактивного сопла 10.

Для измерения частоты вращения вала КНД 2 и КВД 3 установлены датчики 30, 31 оборотов соответственно. Датчики 30, 31 оборотов снабженные преобразователями 32.

Для определения величины тяги двигателя используют блок 16 расчета, к которому подключены через указанные преобразователи датчики 12, 13, 14, 17, 19, 20, 26, 28 и 30.

Результаты вычислений тяги двигателя на выбранных стационарных режимах передаются в блок 33 определения относительного снижения коэффициентов полезного действия узлов двигателя, к которому подключено запоминающее устройство 34 с данными по эталонным значениям силы тяги и рассчитанными по математической модели двигателя параметрами влияния величин относительного снижения коэффициентов полезного действия узлов на относительное отклонение тяги на этих режимах.

Для определения коэффициента полезного действия КВД 3 используют блок 35 расчета, к которому подключены, через указанные преобразователи датчики 17, 18, 22, и 23.

Для определения отношения частот вращения валов КВД 3 и КНД 2 используют блок 36 расчета, к которому подключены через указанные преобразователи датчики 30 и 31.

В блок 37 сравнения через преобразователь 25 передаются показания датчика 24. Кроме того, в блок 37 передаются результаты вычислений в блоках 33, 35, 36.

К блоку 37 подключено задающее устройство 38 с данными об эталонных величинах отношения частот вращения валов компрессоров, коэффициента полезного действия КВД 3 и температуры газа за ТНД 7. При этом задающее устройство 38 содержит данные о допустимых значениях величин относительных снижений коэффициентов полезного действия КНД 2, КВД 3, ТНД 7, ТВД 6 и полноты сгорания топлива в камере сгорания 4, а так же эталонные значения величин отношения частот вращения валов компрессоров, коэффициента полезного действия КВД 3 и температуры газа за ТНД 7 и значения допустимых отклонений данных величин от их эталонных значений.

При превышении заданных допустимых значений для величин относительного снижения коэффициентов полезного действия компрессоров, а так же превышении допустимых отклонений от эталонных значений для рассчитанного отношения частот вращения валов компрессоров и коэффициента полезного действия КВД 3 на сигнализатор 39 подаются данные о недопустимом техническом состоянии компрессоров.

При превышении заданных допустимых значений для величин относительного снижения коэффициентов полезного действия ТНД 7, ТВД 6 и коэффициента полноты сгорания топлива, а так же превышении допустимого отклонения температуры газа за ТНД 7 от эталонного значения на сигнализатор 39 подаются данные о недопустимом техническом состоянии турбин и камеры сгорания 4.

Для проведения полетной диагностики узлов ТРДД со смешением потоков необходимо предварительно расчетом по математической модели двигателя на пяти стационарных режимах определить параметры влияния (В) величин относительного снижения коэффициентов полезного действия от их эталонных значений

δη=(η-η_эт)/η_эт

для основных узлов двигателя (КНД 2, КВД 3, ТНД 7, ТВД 6) и коэффициента полноты сгорания топлива в камере сгорания на относительное отклонение тяги двигателя

δR=(R-R_эт)/R_эт

от ее эталонной величины:

В_кнд=δR_кнд/δη_кнд, В_квд=δR_квд/δη_квд, В_г=δR_г/δη_г, В_тнд=δR_тнд/δη_тнд, В_твд=δR_твд/δη_твд.

Причем δη - относительное снижение коэффициента полезного действия,

δη_кнд, δη_квд, δη_тнд, δη_твд - относительное снижение коэффициента полезного действия КНД 2, КВД 3, ТНД 7, ТВД 6 соответственно,

δη_г - относительное снижение коэффициента полноты сгорания топлива,

η - коэффициент полезного действия,

η_кнд, η_квд, η_тнд, η_твд - коэффициент полезного действия КНД 2, КВД 3, ТНД 7, ТВД 6 соответственно,

η_г - коэффициент полноты сгорания топлива,

η_эт - эталонное значение коэффициента полезного действия,

δR - относительное снижение тяги двигателя,

R - тяга двигателя,

R_эт - эталонное значение тяги двигателя,

δR_кнд, δR_квд, δR_тнд, δR_твд - относительное снижение тяги двигателя при снижении коэффициента полезного действия КНД 2, КВД 3, ТНД 7, ТВД 6 соответственно,

δR_г - относительное снижение тяги двигателя при снижении коэффициента полноты сгорания топлива,

В_кнд, В_квд, В_тнд, В_твд - параметр влияния величины относительного снижения коэффициента полезного действия КНД 2, КВД 3, ТНД 7, ТВД 6 соответственно на относительное отклонение тяги двигателя от ее эталонного значения,

В_г - параметр влияния величины относительного снижения коэффициента полноты сгорания топлива на относительное отклонение тяги двигателя от ее эталонного значения.

Полученные параметры влияния и эталонные величины тяги заносятся в запоминающее устройство 34.

Способ полетной диагностики узлов ТРДД со смешением потоков реализуется следующим образом.

В полетных условиях в блоке 16 расчета на пяти выбранных стационарных полетных режимах измеряют рабочие параметры ТРДД со смешением потоков, параметры окружающей среды, вычисляют расход воздуха на входе в двигатель и определяют величину тяги (R_п) двигателя в полете, причем в качестве параметров окружающей среды измеряют полную температуру , статическое давление (Р_н) и скорость (V_вх) набегающего потока воздуха на входе в двигатель, а в качестве рабочих параметров двигателя измеряют частоту вращения (n₁) вала КНД 2, полное давление за КНД 2, полное давление за ТНД 7, полное давление во втором контуре , расход топлива (G_т), подаваемого в двигатель и положение створок реактивного сопла 10, по которому судят о площади (F_c) его критического сечения, в качестве рабочих параметров двигателя дополнительно измеряют полную температуру за КНД 2, полное давление и температуру за КВД 3, частоту вращения (n₂) вала КВД 3, полную температуру газа за ТНД 7.

После определения величины тяги двигателя в блоке 33 путем решения системы линейных уравнений вычисляют величины относительного отклонения тяги двигателя от ее эталонного значения на пяти выбранных стационарных полетных режимах и по ним рассчитывают величины относительного снижения коэффициентов полезного действия компрессоров и турбин, а также коэффициента полноты сгорания топлива в камере сгорания 4.

Система линейных уравнений формируется в соответствии с методом малых отклонений (А.Я. Черкез. Инженерные расчеты газотурбинных двигателей методом малых отклонений. М.: Машиностроение, 1965) приравниванием величин относительного отклонения тяги

δR_п=(R_п-R_эт)/R_эт

к сумме произведений величин относительного снижения каждого из коэффициентов δη_кнд, δη_квд, δη_г, δη_тнд, δη_твд - на величину его влияния (В_кнд, В_квд, В_г, В_тнд, В_твд) на изменение тяги для данных пяти стационарных режимов:

((R_п-R_эт)/R_эт)₁=δη_кнд⋅В_кнд1+δη_квд⋅В_квд1+δη_г⋅В_г1+δη_тнд⋅ В_тнд1+δη_твд⋅В_твд1,

((R_п-R_эт)/R_эт)₂=δη_кнд⋅В_кнд2+δη_квд⋅В_квд2+δη_г⋅В_г2+δη_тнд⋅ В_тнд2+δη_твд⋅В_твд2,

((R_п-R_эт)/R_эт)₃=δη_кнд⋅В_кнд3+δη_квд⋅В_квд3+δη_г⋅В_г3+δη_тнд⋅ В_тнд3+δη_твд⋅В_твд3,

((R_п-R_эт)/R_эт)₄=δη_кнд⋅В_кнд4+δη_квд⋅В_квд4+δη_г⋅В_г4+δη_тнд⋅ В_тнд4+δη_твд⋅В_твд2,

((R_п-R_эт)/R_эт)₅=δη_кнд⋅В_кнд5+δη_квд⋅В_квд5+δη_г⋅В_г5+δη_тнд⋅ В_тнд5+δη_твд⋅В_твд5.

Так же, на данных режимах работы двигателя в блоке 36 рассчитывают отношения частот вращения валов КВД 3 и КНД 2

n₂/n₁,

а с использованием блока 35 расчета определяют коэффициенты полезного действия КВД 3 (см. «Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей». Под редакцией С.М. Шляхтенко. М.: Машиностроение. 1987 г. стр. 107):

Далее в блоке 37 сравнения оценивают техническое состояние компрессоров, турбин и камеры сгорания 4 двигателя. По определенному в блоке 35 коэффициенту полезного действия КВД 3 и по определенному в блоке 36 отношению частот вращения валов КВД 3 и КНД 2, а также по определенным ранее в блоке 33 величинам относительного снижения коэффициентов полезного действия компрессоров оценивают состояние КНД 2 и КВД 3.

Также в блоке 37 по величинам относительного снижения коэффициентов полезного действия ТНД 7 и ТВД 6, определенным в блоке 33, и измеренной температуре газа за ТНД 7 оценивают состояние турбин. По величине относительного снижения коэффициента полноты сгорания топлива, определенной в блоке 33, и измеренной температуре газа за ТНД 7 оценивают состояние камеры сгорания 4.

Оценки технического состояния узлов (КНД 2, КВД 3, ТНД 7, ТВД 6, камеры сгорания 4) в блоке 37 производят путем сравнения величин δη_кнд, δη_квд, δη_г, δη_тнд, δη_твд с их допустимыми значениями, а для величин η_квд, n₂/n₁, путем определения их отклонений от эталонных значений и сравнения полученных отклонений с допустимыми значениями. Допустимые значения величин δη_кнд, δη_квд, δη_г, δη_тнд, δη_твд, а так же эталонные значения величин η_квд, n₂/n₁, , и допустимые отклонения данных величин содержатся в задающем устройстве 38.

В случае недопустимого (критического) технического состояния хотя бы одного из перечисленных узлов, выявленного по результатам оценки их состояния в блоке 37, формируют предупредительный сигнал, подающийся в сигнализатор 39.

Таким образом, своевременное определение в полете критического состояния основных узлов вносит существенный вклад в достоверность диагностирования работоспособности двигателя в целом и позволяет снизить вероятность летного происшествия.

Предложенный способ полетной диагностики так же обеспечивает экономию средств и времени при техническом обслуживании ТРДД со смешением потоков, так как позволяет определить область, подлежащую ремонту и замене, в виде конкретного узла.

Способ полетной диагностики узлов турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков, заключающийся в том, что по меньшей мере на одном выбранном стационарном полетном режиме работы двигателя измеряют его рабочие параметры, параметры окружающей среды, вычисляют расход воздуха на входе в двигатель и определяют величину тяги двигателя, причем в качестве параметров 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 низкого давления, полное давление во втором контуре, расход топлива, подаваемого в двигатель, и положение створок реактивного сопла, по которому судят о площади его критического сечения, отличающийся тем, что в качестве рабочих параметров двигателя дополнительно измеряют полную температуру за компрессором низкого давления, полное давление и температуру за компрессором высокого давления, частоту вращения вала компрессора высокого давления, полную температуру газа за турбиной низкого давления, после определения величины тяги двигателя вычисляют величины относительного отклонения тяги двигателя от ее эталонного значения на пяти выбранных стационарных полетных режимах и по ним рассчитывают величины относительного снижения коэффициентов полезного действия компрессоров и турбин, а также коэффициента полноты сгорания топлива в камере сгорания, далее оценивают техническое состояние компрессоров, турбин и камеры сгорания двигателя, причем по измеренным величинам определяют коэффициент полезного действия компрессора высокого давления и отношение частот вращения валов компрессора высокого и низкого давления и по ним, а также по определенным ранее величинам относительного снижения коэффициентов полезного действия компрессоров оценивают состояние компрессоров низкого и высокого давления, по величинам относительного снижения коэффициентов полезного действия турбин низкого и высокого давления и измеренной температуре газа за турбиной низкого давления оценивают состояние турбин, а по величине относительного снижения коэффициента полноты сгорания топлива и измеренной температуре газа за турбиной низкого давления оценивают состояние камеры сгорания, в случае недопустимого технического состояния хотя бы одного из перечисленных узлов, выявленного по результатам оценки их состояния, формируют предупредительный сигнал.

Изобретение относится к газотурбинному двигателестроению и может быть использовано в бортовых системах регистрации параметров авиационного газотурбинного двигателя.

Способ диагностики технического состояния подшипника качения ротора газотурбинного двигателя // 2664748

Изобретение относится к способам технической диагностики дефектов подшипников качения газотурбинного двигателя при испытаниях и в эксплуатации и может найти применение в двигателестроении для выявления наличия дефекта недостаточной смазки подшипника качения.

Стенд для обкатки двигателей внутреннего сгорания // 2664718

Изобретение относится к устройствам для обкатки и испытания двигателей внутреннего сгорания. Техническим результатом является обеспечение тормозного момента применительно к современным дизельным ДВС при мощности электромашины привода-тормоза, необходимой (30…40 кВт) только для привода ДВС при холодной обкатке, упрощение устройства стенда.

Способ испытания газотурбинного двигателя // 2662258

Изобретение относится к области двигателестроения, а именно к способам испытания авиационных газотурбинных двигателей (ГТД). Предварительно для данного типа двигателей проводят испытания с измерением остаточного объема масла в опорах двигателя после останова при нескольких значениях времени выбега роторов за счет различного отбора мощности от роторов двигателя, строят зависимости остаточного объема масла в опорах от времени выбега Q=f(τ) и величины отбора мощности от времени выбега N=f(τ), определяют время выбега и потребную величину отбора мощности от роторов двигателя при допустимом значении остаточного объема масла в опорах двигателя, а при проведении испытаний и в ходе эксплуатации двигателя осуществляют выбранный отбор мощности от роторов двигателя.

Способ диагностики технического состояния двигателя // 2662017

Изобретение относится к области технической диагностики в процессе эксплуатации двигателя внутреннего сгорания по расходу топлива на холостом ходу и уровню механических потерь.

Устройство управления и способ управления для управления двигателем внутреннего сгорания // 2660489

Изобретение относится к двигателям внутреннего сгорания, в частности к управлению объемом впрыска топлива согласно объему всасываемого воздуха. Технический результат заключается в снижении пропуска зажигания до перехода в отказоустойчивый режим.

Способ испытаний газотурбинного двигателя // 2660214

Изобретение относится к области турбомашиностроения, а именно к способам испытаний газотурбинных двигателей. Способ испытаний газотурбинного двигателя включает испытания при отказе системы управления при превышении максимально допустимой температуры газа перед турбиной.

Способ испытаний газотурбинного двигателя // 2659893

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний авиационных газотурбинных двигателей (ГТД). В способе испытаний ГТД предварительно проводят испытания репрезентативного количества двигателей от трех до пяти на выбранном режиме работы двигателя, измеряют температуру газа перед турбиной и за турбиной при различном положении угла установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления, определяют величину изменения температуры газа перед турбиной и за турбиной при изменении положения угла установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления, затем при приемо-сдаточных испытаниях двигателя на выбранном режиме работы измеряют температуру газа перед и за турбиной, и при несоответствии измеренных температур заданным значениям изменяют угол установки направляющих аппаратов компрессора высокого давления до достижения заданных значений температуры газа перед турбиной и за турбиной.

Экран для определения экологической безопасности технического обслуживания автотранспортных машин // 2659880

Изобретение относится к техническому обслуживанию автотранспортных машин, в частности к устройствам для определения экологической безопасности технического обслуживания автомобилей, тракторов, комбайнов и других самоходных машин.

Способ диагностики электромагнитного механизма // 2659868

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для диагностики электромагнитных механизмов с подвижным якорем, в магнитную цепь которых встроен постоянный магнит.

Система автоматического управления боковым движением самолета при заходе на посадку // 2662576

Система автоматического управления боковым движением самолета при заходе на посадку содержит датчик углового отклонения самолета от оси ВПП, датчик текущего курса самолета, датчик курсового угла ВПП, шесть масштабных блоков, четыре интегратора, девять сумматоров, комплексную систему управления самолетом для отработки заданного угла (КСУ), датчик дальности самолета до наземного курсового радиомаяка (КРМ), датчик скорости полета, датчик угла крена, блок логики, блок идентификации линейного отклонения самолета от курсовой линии, два блока идентификации скорости линейного отклонения самолета от курсовой линии ВПП, четыре фильтра, три блока перемножения сигналов, три коммутатора сигналов, два блока ограничения сигналов по уровню, блок определения знака входного сигнала, датчик заданной скорости приближения самолета к курсовой линии ВПП, два тригонометрических блока, соединенные определенным образом.

Интегрированная система резервных приборов // 2656954

Интегрированная система резервных приборов выполнена в виде отдельного блока, содержит датчики полного и статического давления, устройство обработки и преобразования сигналов, вычислитель, модуль пространственной ориентации, устройство управления режимами работы, магнитный зонд, жидкокристаллический индикатор, креноскоп, фотодатчик, устройство компенсации систематической составляющей смещения нуля инерциальных датчиков модуля пространственной ориентации, устройство списания девиационной погрешности с памятью, встроенную систему контроля, устройство анализа, устройство формирования изображения графика девиационных поправок, соединенных определенным образом.

Устройство для проверки работоспособности ограничительных диодов // 2656784

Устройство для проверки работоспособности ограничительных диодов содержит накопительный конденсатор, зарядный ключ, высоковольтный блок, блок имитации входных-выходных цепей, блок калибровки, мультиметр, кабель-вставку с испытуемыми ограничительными диодами, блок коммутации, осциллограф, ключ разряда, блок переключения полярности, соединенные определенным образом.

Система предупреждения летательного аппарата // 2653417

Система предупреждения летательного аппарата содержит блок управления с главным вычислителем, датчики воздушной скорости, средства оповещения, датчик вертикальной перегрузки, делитель сигнала воздушной скорости, датчики положения закрылков, датчик угла атаки, датчики углов крена и тангажа, соединенные определенным образом.

Система предупреждения сваливания // 2653414

Система предупреждения сваливания содержит датчик угла атаки, средства оповещения, два датчика местных углов атаки, установленные друг от друга на расстоянии не менее 60 % полного размаха крыла, датчики положения элеронов или датчик положения органа управления в поперечном канале, блок управления.

Способ контроля воздушной подушки, возникающей под летательным аппаратом // 2652507

Изобретение относится к способу контроля воздушной подушки под летательным аппаратом. Для контроля воздушной подушки на борту летательного аппарата устанавливают лазерный излучатель, направляют лазерный луч под углом к вертикали в сторону поверхности земли, регистрируют угол прихода отраженного от поверхности земли луча, по изменению угла прихода отраженного луча определяют изменения плотности воздушной среды под летательным аппаратом.

Способ и система для получения и представления данных о турбулентности посредством устройств связи, расположенных на самолетах // 2651430

Изобретение относится к получению и обработке данных о турбулентности устройствами связи на борту самолетов. Технический результат состоит в уменьшении или исключении «ложноположительных» событий турбулентности.

Система обнаружения лазерного воздействия и оповещения о нем // 2651306

Изобретение относится к области обнаружения электромагнитных излучений, в частности лазерного. Система обнаружения лазерного воздействия и оповещения о нем пилота воздушного летательного аппарата содержит обнаруживающее устройство, выполненное с возможностью установки на воздушный летательный аппарат, имеющее оптическую подсистему, обнаруживающую подсистему и обрабатывающую подсистему для определения характеристик поступающего лазерного излучения и передачи оповещающего о лазере выходного сигнала.

Система индикации взлета и посадки летательных аппаратов // 2647344

Система индикации взлета и посадки содержит командно-пилотажный индикатор, информационно-измерительную систему (ИИС), бортовую цифровую вычислительную систему, систему автоматического управления, систему единой индикации с отображением на экране набора определенных индикационных маркеров.

Устройство поглощения энергии для конструктивного элемента летательного аппарата // 2644811

Изобретение относится к пассивному устройству поглощения энергии для элемента конструкции летательного аппарата и касается лопасти, лопатки или любого другого элемента винта, крыла, стойки или фюзеляжа летательного аппарата.

Датчик подъемной силы летательного аппарата // 2666497

Группа изобретений относится к датчикам подъемной силы летательного аппарата и способу определения доступной подъемной силы. Датчик подъемной силы в одном варианте содержит флюгерный датчик на передней кромке крыла, привод, связанный с флюгерным датчиком, LC-цепь, расположенные определенным образом, процессор. Датчик подъемной силы во втором варианте содержит флюгерный датчик, компрессор, связанный с флюгерным датчиком, LC-цепь, процессор. LC-цепь содержит индукционную катушку и осциллятор. Для определения доступной подъемной силы измеряют изменение частоты колебаний LC-цепи, вызванное изменением положения привода, связанного с флюгерным датчиком. Обеспечивается повышение надежности и чувствительности датчика подъемной силы. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 11 ил.