Система для испытаний авиационного газотурбинного двигателя
SYSTEM FOR TESTING AN AVIATION GAS TURBINE ENGINE

Изобретение относится к области авиастроения газотурбинных двигателей (далее ГТД), в частности, к системам для испытаний авиационных двигателей при их создании, доводке на этапах опытно-конструкторских работ, эксплуатации, ремонте и сервисном обслуживании, предназначенным для повышения эффективности экспериментальной доводки двигателей.
Известна система диагностирования состояния авиационного газотурбинного двигателя, расширенной функциональной возможности контроля, содержащая испытательную платформу, соединенную с газотурбинным двигателем, препарированным датчиками диагностируемых параметров, подсистему управления оборудованием испытательной платформы, подсистему управления газотурбинным двигателем, подсистему оперативного контроля, подсистему регистрации параметров двигателя в виде аппаратного средства, связанного с носителем баз данных и носителем программных средств (см. патент РФ на полезную модель №87816 МПК G06F 17/40, 2009 г.).
Недостатком известной системы является отсутствие в конструкции средств позволяющих установить причины отклонений параметров количественных и качественных характеристик свойств объекта, а также разработки путей компенсации этих отклонений. Для экспериментальной доводки характеристик опытного и промышленного экземпляров двигателя недостаточно анализируются данные объектов, имеющих близкие конструктивно-технологические решения, не используются характерные режимы работы, обеспечивающие количественные и качественные свойства двигателя или его узлов. Кроме этого известная система может быть использована для диагностики состояния авиационных двигателей, установленных на летательных аппаратах в процессе полета, что не предусматривает возможность проведения стендовых наземных испытаний и соответственно увеличивает затраты на их проведение.
Задачей изобретения является повышение информативности и эффективности испытаний газотурбинных авиационных двигателей и их узлов.
Ожидаемый технический результат - уменьшение нерациональных затрат средств и времени на экспериментальную доводку двигателей, за счет повышения информативности проводимых испытаний, оптимизации рабочих характеристик двигателя, повышения надежности оценки технического состояния двигателя, обеспечения возможности проведения стендовых наземных испытаний вместо полета летательного аппарата.
Ожидаемый технический результат достигается тем, что известную систему для испытаний авиационного газотурбинного двигателя, содержащую испытательную платформу, соединенную с газотурбинным двигателем, препарированным датчиками диагностируемых параметров, подсистему управления оборудованием испытательной платформы, подсистему управления газотурбинным двигателем, подсистему оперативного контроля, подсистему регистрации параметров двигателя в виде аппаратного средства, связанного с носителем баз данных и носителем программных средств, по предложению в качестве испытательной платформы она сдержит наземный стенд с устройствами для создания искусственным путем внешних воздействующих факторов, аналогичных факторам, возникающим в условиях при эксплуатации авиационного газотурбинного двигателя, и дополнительно снабжена блоком отладки модели, соединенным через блок задач испытаний с газотурбинным двигателем, блоком наполнения баз данных, соединенным с подсистемой регистрации параметров двигателя, блоком установления причин отклонений параметров и блоком поддержания режимов работы, соединенными через аппаратно-программный интерфейс с подсистемой оперативного контроля, блоком разработки путей компенсации по малым отклонениям, блоком визуализации характеристик параметров и полей неравномерностей, блоком аналитического сравнения величин измеренных параметров и требуемых значений, содержащихся в блоке кондиционности, соединенным с блоком регулировки для формирования корректирующих воздействий на регуляторы двигателя и устройств стенда.
Сущность изобретения поясняется графическим материалом:
На рисунке приведена блок-схема системы для испытаний авиационного газотурбинного двигателя (ГТД).
Система для испытаний содержит:
1. Регуляторы стендовой системы.
2. Регуляторы двигательной системы.
3. Агрегаты управления приводов.
4. Подсистема управления оборудованием испытательной платформы.
5. Подсистема управления газотурбинным двигателем.
6. Испытательный стенд.
7. Газотурбинный двигатель.
8. Датчики измерительной системы.
9. Блок концентрации сигналов.
10. Подсистема регистрации параметров двигателя.
11. Блок кондиционности.
12. Аппаратно-программный интерфейс.
13. Подсистема оперативного контроля.
14. Блок установления причин отклонений параметров.
15. Блок поддержания режимов работы.
16. Блок наполнения баз данных.
17. Блок задач испытаний.
18. Блок отладки модели.
19. Блок разработки путей компенсации по малым отклонениям.
20. Блок визуализации характеристик параметров и полей неравномерностей.
21. Блок аналитического сравнения величин измеренных параметров и требуемых значений.
22. Блок регулировки.
Система работает следующим образом.
На стенд для испытаний авиационных газотурбинных двигателей и их узлов в наземных условиях 6, оснащенный подсистемой управления оборудованием испытательной платформы 4 устанавливается газотурбинный двигатель 7, оснащенный подсистемой управления ГТД 5. ГТД и испытательный стенд препарированы требуемыми средствами для измерений параметров, то есть датчиками измерения параметров работы ГТД и стендового оборудования, а именно датчиками измерительной системы 8. Кроме этого выходы ГТД 7 подключены к блоку наполнения баз данных 16, а также, через блок задач испытаний 17 к блоку отладки модели 18. Сигналы с датчиков измерительной системы 8 сначала поступают в блок концентрации сигналов 9, затем в подсистему регистрации параметров двигателя 10.
У подсистемы регистрации параметров двигателя 10 три выхода: первый - блок кондиционности 11, второй - аппаратно-программный интерфейс 12, третий - блок наполнения баз данных 16.
Блок кондиционности 11 имеет два входа: первый - подсистема регистрации параметров двигателя 10, второй - блок наполнения баз данных 16; а также два выхода: первый - аппаратно-программный интерфейс 12, второй - блок аналитического сравнения величин измеренных параметров и требуемых значений 21.
У аппаратно-программного интерфейса 12 пять выходов: первый -подсистема управления оборудованием испытательной платформы 4, второй - подсистема управления газотурбинным двигателем 5, третий - подсистема оперативного контроля 13, четвертый - блок установления причин отклонений параметров 14, пятый - блок поддержания режимов работы 15.
Блок наполнения баз данных 16 имеет пять выходов: первый - блок установления причин отклонений параметров 14, второй - блок поддержания режимов работы 15, третий - блок кондиционности 11, четвертый - блок визуализации характеристик параметров и полей неравномерностей 20, пятый - блок аналитического сравнения величин измеренных параметров и требуемых значений 21.
Выходы блоков установления причин отклонений параметров 14, поддержания режимов работы 15 и отладки модели 18 приходят на входы блока разработки путей компенсации по малым отклонениям 19.
У блока разработки путей компенсации по малым отклонениям 19 два выхода: первый - блок визуализации характеристик параметров и полей неравномерностей 20, второй - блок аналитического сравнения величин измеренных параметров и требуемых значений 21. Блок визуализации характеристик параметров и полей неравномерностей 20 подключен через аппаратно-программный интерфейс 12 к подсистеме оперативного контроля 13. Блок аналитического сравнения величин измеренных параметров и требуемых значений 21 имеет три входа: первый - блок кондиционности 11, второй - блок наполнения баз данных 16, третий - блок разработки путей компенсации по малым отклонениям 19.
Выход блока аналитического сравнения величин измеренных параметров и требуемых значений 21 подключен к блоку регулировки 22. Выходы блока регулировки 22 приходят на регуляторы двигательной системы 2 и регуляторы стендовой системы 1, где регуляторами формируются требуемые значения регулируемых параметров. Выходы от регуляторов приходят на агрегаты управления приводов 3, которые через подсистему управления газотурбинным двигателем 5 и подсистему управления оборудованием испытательной платформы 4 управляют ГТД 7 и оборудованием испытательного стенда 6 соответственно.
Использование изобретения позволяет сократить затраты времени и средств на стендовые испытания двигателей на этапах опытно-конструкторских работ, повышает надежность оценки технического состояния двигателя, обеспечивает эффективность экспериментальной доводки двигателей, увеличивает достоверность и информативность проводимых испытаний, обеспечивает возможность проведения стендовых наземных испытаний вместо полета летательного аппарата.