СПОСОБ ИЗМЕРЕНИЯ СИЛЫ ТЯГИ АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ В СОСТАВЕ САМОЛЕТА И УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЕГО ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ Российский патент 1995 года по МПК G01M15/00 G01L5/03 

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 .

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.

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