Forbidden

You don't have permission to access /zzz_siteguard.php on this server.

СПОСОБ ИЗМЕРЕНИЯ СИЛЫ ТЯГИ АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ В СОСТАВЕ САМОЛЕТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ - Патент РФ 2027981
Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
СПОСОБ ИЗМЕРЕНИЯ СИЛЫ ТЯГИ АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ В СОСТАВЕ САМОЛЕТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
СПОСОБ ИЗМЕРЕНИЯ СИЛЫ ТЯГИ АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ В СОСТАВЕ САМОЛЕТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

СПОСОБ ИЗМЕРЕНИЯ СИЛЫ ТЯГИ АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ В СОСТАВЕ САМОЛЕТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Использование: при измерении тяги авиадвигателей в составе самолета в эксплуатации, в аэродромных условиях. Сущность изобретения: самолет устанавливают основными колесами на направляющую платформу, а носовое колесо - на дополнительную горизонтально-подвижную направляющую. На основной направляющей под колеса устанавливают упор, который выдвигается и задвигается в тело основной направляющей по команде оператора. Запускают один двигатель самолета (или несколько) и выводят их на заданный режим работы, проводят выдержку на заданном режиме и датчиком силы регистрируют величину A горизонтальной проекции искомого вектора тяги R на горизонтальное направление X-X, по этому же направлению основная направляющая воздействует силой A на датчик силы. При помощи приборов определяют величины Z1 и Z2 - расстояния меток от оси X-X или от поверхности аэродрома до запуска двигателей и после вывода на заданный режим определяют новое положение оси двигателей, вычисляют угол α наклона оси и вводят поправку на измерение тяги датчиком по формуле R = A/Cos a . 2 с. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2027981
Класс(ы) патента: G01M15/00, G01L5/03
Номер заявки: 4911993/06
Дата подачи заявки: 06.02.1991
Дата публикации: 27.01.1995
Заявитель(и): Антонов О.Н.; Питько В.В.
Автор(ы): Антонов О.Н.; Питько В.В.
Патентообладатель(и): Питько Виктор Васильевич
Описание изобретения: Изобретение относится к авиации, в частности к измерению тяги авиадвигателей в составе самолета в эксплуатации, в аэродромных условиях.
Целью изобретения является повышение точности измерения путем исключения трения колес самолета о полотно-покрытие аэродрома и учета изменения пространственного положения оси двигателя.
На фиг. 1 изображена схема измерения тяги двигателя в составе самолета; на фиг. 2 - горизонтально-подвижная направляющая в виде платформы, установленной, например, на станине на гибких лентах.
Способ измерения силы тяги состоит в том, что самолет предварительно фиксируют на горизонтально-подвижном основании, наносят метки на поверхности корпуса, указывающие положение продольной оси двигателя, и замеряют расстояние от них до основания, производят запуск двигателя, определяют силу тяги на различных режимах, во время измерения тяги определяют изменение положения меток относительно первоначального положения, а величину тяги корректируют с учетом изменения положения оси двигателя по формуле
R = A˙cosα , где A - измеренная величина силы тяги;
α - угол наклона продольной оси двигателя.
Устройство для измерения тяги авиационного двигателя в составе самолета содержит датчик 1 силы, установленный в станине 2, размещенной в углублении, выполненном в полотне-покрытии 3 аэродрома. На станине 2 установлены с зазором горизонтально-подвижные направляющие 4, выполненные в виде платформы, установленной на станине 2 с минимальным сопротивлением смещению в горизонтальном направлении, например, с использованием гибких лент 5. Кроме гибких лент 5 для тех же целей могут быть использованы подшипники, гидростатические или пневмостатические опоры и другие устройства, обеспечивающие минимальное сопротивление горизонтальному смещению направляющей 4 относительно станины 2.
Поверхность 6 направляющей 4 параллельна и совпадает с поверхностью полотна-покрытия 3 аэродрома.
Направляющая 4 может быть в зависимости от размеров самолета выполнена таких размеров, что на нее могут быть установлены все колеса: основные 7 и носовые 8 самолета 9 с двигателями 10, тягу которых необходимо определять. Учитывая значительные расстояния между колесами 7 и 8 современных самолетов, возможно выполнение дополнительной направляющей 11 под переднее колесо 8, выполненное аналогично направляющей 4, установленной на отдельной станине 12. На поверхности 6 направляющей 4 может быть установлен упор 13 для колес 7, который может быть снабжен механизмом выдвижения его и уборки в тело направляющей 4.
На самолете 9 нанесены метки 14 и 15, определяющие положение оси 16 двигателей 10 и вектора тяги R, развиваемой этими двигателями. Направляющая 4 горизонтального перемещения связана толкателем-тягой 17 тягой, если она работает на растяжение, толкателем, если она работает на сжатие, с датчиком 1 измерения силы, закрепленным на станине 2.
Самолет 9 устанавливают основными колесами 7 на направляющую 4 платформы, а носовое колесо 8 - на дополнительную горизонтально-подвижную направляющую 11. На основной направляющей 4 под колеса 7 устанавливают упор 13, который выдвигается и задвигается в тело направляющей 4 по команде оператора. Запускают один двигатель 10 самолета 9 (или несколько) и выводят их на заданный режим работы, проводят выдержку на заданном режиме и датчиком силы 1 регистрируют величину A горизонтальной проекции искомого вектора тяги R на горизонтальное направление Х-Х, по этому же направлению направляющая 4 воздействует силой A на датчик 1 силы.
При помощи приборов определяют величины Z1 и Z2 - расстояния меток 14 и 15 от оси Х-Х или от поверхности аэродрома до запуска двигателей и после вывода на заданный режим определяют новое положение оси 16 двигателей 10, вычисляют угол α наклона и вводят поправку на измерение тяги датчиком 1 по формуле R = A/cos α .
Формула изобретения: СПОСОБ ИЗМЕРЕНИЯ СИЛЫ ТЯГИ АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ В СОСТАВЕ САМОЛЕТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ.
1. Способ измерения силы тяги авиационного двигателя в составе самолета, заключающийся в том, что производят запуск двигателя и определяют силу тяги на различных режимах, отличающийся тем, что, с целью повышения точности измерения путем исключения трения колес самолета о полотно-покрытие аэродрома и учета изменения пространственного положения оси двигателя, предварительно фиксируют самолет на горизонтально-подвижном основании, наносят на поверхность корпуса метки, указывающие положение продольной оси двигателя, и замеряют расстояние от них до основания, во время замера тяги определяют изменением положения меток от первоначального с последующим определением угла наклона продольной оси двигателя, а величину силы тяги с учетом измерений определяют по формуле
R = A/cosα ,
где A - измеренная величина силы тяги;
α - угол наклона продольной оси двигателя.
2. Устройство для измерения силы тяги авиационного двигателя в составе самолета, содержащее датчик силы, укрепленный на упоре, установленном в полотне-покрытии аэродрома, отличающееся тем, что, с целью повышения точности измерения тяги двигателя при его технической диагностике путем уменьшения трения колес самолета о полотно-покрытие аэродрома, оно снабжено станиной, в полотне-покрытии аэродрома выполнено углубление, в котором размещена станина, горизонтально-подвижными направляющими, установленными на станине с зазором относительно последней и выполненными в виде платформы, на горизонтальной поверхности которой укреплены колеса самолета, при этом датчик силы сообщен с платформой, а ось его чувствительного элемента, воспринимающего силу тяги, расположена на расстоянии не более 1,2H от продольной оси двигателя, где H - расстояние от последней до поверхности полотна-покрытия аэродрома.
3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что, с целью повышения надежности путем исключения попадания посторонних предметов в зазор между станиной и платформой, оно снабжено уплотнителем, установленным по периметру зазора.