Forbidden

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

СПОСОБ АЭРОАКУСТИЧЕСКОЙ ДИАГНОСТИКИ ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ - Патент РФ 2028581
Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
СПОСОБ АЭРОАКУСТИЧЕСКОЙ ДИАГНОСТИКИ ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
СПОСОБ АЭРОАКУСТИЧЕСКОЙ ДИАГНОСТИКИ ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

СПОСОБ АЭРОАКУСТИЧЕСКОЙ ДИАГНОСТИКИ ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Использование: в измерительной технике при диагностировании двигателей. Сущность изобретения: производят запуск источника воздухопитания - вентилятора 3 и выводят его на режим "холодной прокрутки". При этом происходит продувка диагностируемого блока камеры 1 сгорания. Затем микрофон 5 перемещают вдоль по периферии выходного среза 4, периодически производя замеры уровней звукового давления аэродинамического шума во всем диапозоне звукового спектра частот, при этом микрофон 5 занимает различные положения 11 по периферии среза 4, сохраняя направление строго к оси блока камеры 1, и находится на одном и том же расстоянии от выходного среза 4. Значения замеров микрофоном 5 преобразуются в уровни звукового давления аэродинамического шума в анализаторе 6 спектра. После каждого замера замеренные значения сравнивают в компараторе 7 с эталонными значениями исправного блока камеры 1, выданными на компаратор 7 из первого контрольного элемента 8. Если при всех замерах значения замеренных величин уровней звукового давления с достаточной точностью совпадают с эталонными, на регистрирующий прибор 10 подается сигнал - "блок камеры сгорания - исправен". 1 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: 2028581
Класс(ы) патента: G01H15/00
Номер заявки: 4888278/06
Дата подачи заявки: 07.12.1990
Дата публикации: 09.02.1995
Заявитель(и): Казанский авиационный институт им.А.Н.Туполева
Автор(ы): Виноградов Ю.В.; Мангушев Н.И.; Точилкин В.И.; Рысьев В.И.
Патентообладатель(и): Казанский государственный технический университет им.А.Н.Туполева
Описание изобретения: Изобретение относится к измерительной технике, к способам диагностирования двигателей по изменению аэроакустических характеристик потока, протекающего через проточную часть авиационных газотурбинных двигателей.
Известен способ и устройство для акустического контроля машин и установок, основанные на анализе возникающих в процессе работы акустических колебаний, на сравнении замеренных значений с заданными эталонными.
Недостатком данного способа является малая точность диагностирования проточной части авиационных газотурбинных двигателей во всем диапазоне звуковых частот, что обусловлено следующим: наличие специального кожуха, фиксированное положение микрофона на значительном расстоянии от источников аэродинамического шума, что не позволяет точно диагностировать проточную часть авиационного газотурбинного двигателя. Невозможно выявлять многие характерные дефекты проточной части, их расположение, ориентацию и величину.
Цель изобретения является повышение точности диагностирования.
Поставленная цель достигается тем, что проточную часть продувают, замеряют с помощью микрофона акустические характеристики аэродинамического шума, возникающего в процессе работы и сравнивают их с эталонными значениями. Новым в данном способе является то, что с целью повышения точности путем диагностирования отдельных узлов проточной части двигателя во всем диапазоне звукового спектра частот, продувку каждого узла проводят от постороннего источника воздухопитания, в условиях свободного звукового поля, путем создания условий обтекания узлов, соответствующих режиму "холодной прокрутки" двигателя, микрофон при измерениях перемещают поперек выходной струи и вдоль наружной кромки выходного среза продуваемого узла, а в качестве эталонных значений принимают величины уровней звукового давления аэродинамического шума, генерируемого бездефектными узлами и узлами с дефектами, наиболее характерными для последних, затем определяют по максимальной величине звукового давления аэродинамического шума место расположения, ориентацию и величину дефекта.
В практике испытаний и доводки авиационных газотурбинных двигателей известны продувки отдельных узлов, модулей от постороннего источника воздухопитания в условиях свободного звукового поля, но в основном они проводятся с целью определения газодинамических или шумовых характеристик этих узлов модулей. В предлагаемом способе продувку каждого узла проточной части двигателя проводят от постороннего источника воздухопитания в условиях свободного звукового поля, но данные условия обеспечивают возможность более точного выделения отклонения акустических характеристик аэродинамического шума выходного потока, вызываемые дефектами узлов проточной части авиационных газотурбинных двигателей. Т.е. в данном варианте применения известного технического решения появляются новые свойства: использование аэроакустических характеристик потока на выходе из узлов в качестве диагностической информации о техническом состоянии проточной части двигателя. Использование в способе режима "холодной прокрутки", перемещение микрофона, использование в качестве эталонных значений величин уровней звукового давления аэродинамического шума, генерируемого бездефектными узлами и узлами с дефектами, наиболее характерными для последних, и определение по максимальной величине звукового давления аэродинамического шума расположение, ориентацию и величину дефекта заявителям в других технических решениях не встречалось, что позволяет сделать вывод, что взаимообусловленные признаки, характеризующие предложенный способ, обладают существенными отличиями.
Возможность достижения поставленной цели обусловлена особенностями работы авиационных газотурбинных двигателей (относительно большие расходы воздуха-газа) и особенностями изменения аэроакустических характеристик потока, протекающего по проточной части данных двигателей, вызванных возникновением дефектов. Большинство дефектов проточной части (прогары, сколы, забоины лопаток ротора и статора, нагарообразование и эрозия деталей проточной части) носят локальный характер и имеют сравнительно малые геометрические размеры. Акустическое звучание дефектов возможно лишь при обтекании их скоростным, турбулентным, воздушным или газовым потоком. Кроме того, обычно дефекты проточной части хорошо заэкранированы наружной герметичной оболочкой двигателя. Все это обусловливает сложность или невозможность определения многих дефектов (особенно на невращающихся деталях статора) через оболочку двигателя. С другой стороны, сравнительно хорошо сохраняющиеся вдоль по потоку локальные турбулентные пульсации (турбулентные следы), вызванные локальными дефектами, позволяют выявлять последние по изменению аэроакустических характеристик потока на выходе из узла.
Кроме того, сравнительно малые геометрические размеры дефектов и особенности их обтекания и переноса предопределяют их проявление в форме акустических колебаний высокой частоты. Особенность высокочастотных колебаний - значительное затухание при удалении от источника и малая энергоемкость, что делает нежелательным отнесение микрофона из ближней зоны на значительное расстояние.
На фиг.1 представлена принципиальная схема замеров для реализации предложенного способа аэроакустической диагностики проточной части авиационного газотурбинного двигателя при продувке, например, блока камеры сгорания.
В схему входят диагностируемый узел - блок камеры 1 сгорания, переходник 2, вентилятор 3, выходной срез 4 блока камеры 1 сгорания, микрофон 5, анализатор 6 спектра, компаратор 7, два контрольных элемента 8 и 9, регистрирующий прибор 10.
Для осуществления предложенного способа производят следующие действия. Отдельный узел, модуль авиационного газотурбинного двигателя, например блок камеры сгорания размещают в акустическом боксе (заглушенной камере), обеспечивающем условия свободного звукового поля, при помощи переходников 2 соединяют блок камеры 1 сгорания с источником воздухопитания - вентилятором 3. На выходном срезе 4 блока камеры 1 сгорания устанавливают микрофон 5. Микрофон 5 соединен с анализатором 6 спектра, который своим выходом соединен с компаратором 7, второй вход которого соединен с первым контрольным элементом 8. Выход компаратора 7 соединен с регистрирующим прибором 10, например цифровым дисплеем. Регистрирующий прибор соединен с вторым контрольным элементом 9.
Прежде чем начать диагностирование проточной части блока камеры 1 сгорания, в первый контрольный элемент 8 заносят заданные эталонные значения акустических характеристик аэродинамического шума, замеренные микрофоном 5 и преобразованные анализатором 6 спектра в уровни звукового давления аэродинамического шума во всем диапазоне звукового спектра частот, причем замеры проведены за исправным (бездефектным), эталонным блоком камеры 1 сгорания, продутом на режимах, соответствующих режиму "холодной прокрутки" двигателя. Во второй контрольный элемент 9 заносят заданные эталонные значения уровней звукового давления аэроакустического шума характерных дефектов и стадий их развития, также замеренные при продувке блоков камер 1 сгорания с дефектами на режиме "холодной прокрутки", при этом блоки камер 1 сгорания содержат заведомо известные характерные дефекты в различных стадиях развития.
После заполнения контрольных элементов 8 и 9 признаками: исправного эталона бездефектного блоков камеры сгорания в первый контрольный элемент 8 и эталонов дефектов и стадий их развития (блоков камер сгорания с дефектами) во второй контрольный элемент 9, производят запуск источника воздухопитания - вентилятора 3 и выводят его на режим "холодной прокрутки". При этом происходит продувка диагностируемого блока камеры 1 сгорания. Затем микрофон 5 перемещают вдоль по периферии выходного среза 4, периодически производя замеры уровней звукового давления аэродинамического шума во всем диапазоне звукового спектра частот, при этом микрофон 5 занимает различные положения 11 по периферии среза 4, сохраняя направление строго к оси блока камеры 1, и находится на одном и том же расстоянии от выходного среза 4. Значения замеров микрофоном 5 преобразуются в уровни звукового давления аэродинамического шума в анализаторе 6 спектра. После каждого замера замеренные значения сравнивают в компараторе 7 с эталонными значениями исправного блока камеры 1, выданными на компаратор 7 из первого контрольного элемента 8. Если при всех замерах значения замеренных величин уровней звукового давления с достаточной точностью совпадают с эталонными, на регистрирующий прибор 10 подается сигнал - "блок камеры сгорания - исправен". Если отклонение замеренных значений больше порогового, микрофон 5 перемещают в такое положение по периферии, где эти отклонения максимальны. В данном положении микрофона 5 производят контрольный замер параметров и после преобразований сравнивают с эталонным бездефектного узла в компараторе 7. На регистрирующий прибор 10 в этом случае, подают разницу эталонного и полученного сигнала, где последовательно сравнивают эту разницу с признаками и стадиями развития характерных дефектов, записанных во втором контрольном элементе 9. Если замеренные признаки дефектов совпадают с эталонными признаками и стадиями развития известных дефектов, то на регистрирующем приборе 10 высвечивается сигнал о наличии известного характерного дефекта и о стадии его развития. По положению микрофона 5 можно судить о положении дефекта (его ориентации) относительно оси диагностируемого узла блока камеры 1 сгорания. Возможно, что замеренные значения не совпадают ни с одним из признаков дефектов, занесенных во второй контрольный элемент 9. В этом случае на регистрирующем приборе 10 выдается сигнал, что дефект в блоке камеры 1 сгорания имеется, но идентификации не поддается и требует дополнительных исследований. Хотя ориентацию такого дефекта также определяют по положению микрофона 5, что облегчает задачу его поиска другими средствами.
Технико-экономические преимущества предлагаемого способа заключаются в возможности повысить точность аэроакустической диагностики технического состояния проточной части авиационного двигателя известными техническими средствами, что обеспечивается за счет выбора в качестве источника информации о техническом состоянии проточной части авиационных газотурбинных двигателей - аэроакустических характеристик потока, протекающего по узлам, модулям проточной части, а не общего шума двигателя, как в прототипе. Предлагаемое техническое решение позволяет преодолеть такие недостатки прототипа как: наличие звукоизолирующего кожуха, препятствующего нормальной работе двигателя из-за сложности подвода, выхлопа и звукоизоляции больших расходов воздуха и газа; невозможность определения стадии дефекта и их ориентации, а также локальных дефектов малых геометрических размеров.
Формула изобретения: СПОСОБ АЭРОАКУСТИЧЕСКОЙ ДИАГНОСТИКИ ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ, заключающийся в том, что проточную часть продувают, замеряют с помощью микрофона акустические характеристики аэродинамического шума, возникающего в процессе работы, и сравнивают их с эталонными значениями, отличающийся тем, что, с целью повышения точности путем диагностирования отдельных узлов поточной части двигателя во всем диапазоне звукового спектра частот, продувку каждого узла проводят от постороннего источника воздухопитания в условиях свободного звукового поля путем создания условий обтекания узлов, соответствующих режиму "холодной прокутки" двигателя, микрофон при измерениях перемещают поперек выходной струи и вдоль наружной кромки выходного среза продуваемого узла, а в качестве эталонных значений принимают величины уровней звукового давления аэродинамического шума, генерируемого бездефектными узлами и узлами с дефектами, наиболее характерными для последних, затем определяют по максимальной величине звукового давления аэродинамического шума место расположения, ориентацию и величину дефекта.