CN109987251A - 基于应力等效方法的针对薄弱环节的等效寿命试验方法及设备 - Google Patents

基于应力等效方法的针对薄弱环节的等效寿命试验方法及设备 Download PDF

Info

Publication number
CN109987251A
CN109987251A CN201910275776.7A CN201910275776A CN109987251A CN 109987251 A CN109987251 A CN 109987251A CN 201910275776 A CN201910275776 A CN 201910275776A CN 109987251 A CN109987251 A CN 109987251A
Authority
CN
China
Prior art keywords
equivalent
weak link
lifetime test
equivalent lifetime
pressure
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201910275776.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109987251B (zh
Inventor
宋超
常志刚
滕明
张哲�
聂扬
韩占杰
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
China Aero Polytechnology Establishment
Original Assignee
China Aero Polytechnology Establishment
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by China Aero Polytechnology Establishment filed Critical China Aero Polytechnology Establishment
Priority to CN201910275776.7A priority Critical patent/CN109987251B/zh
Publication of CN109987251A publication Critical patent/CN109987251A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109987251B publication Critical patent/CN109987251B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D13/00—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft
    • B64D13/06—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft the air being conditioned
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/50—On board measures aiming to increase energy efficiency

Abstract

本发明提供了一种基于应力等效方法的针对薄弱环节的等效寿命试验方法，基于维修和使用情况数据，分析确定某型涡轮冷却器的薄弱环节；依据薄弱环节的故障机理，确定以薄弱环节为重点的等效寿命试验的具体方法；确定与常规寿命试验之间的内部应力对应关系；对次要因素进行适当简化，确定等效寿命试验的载荷和边界条件；研发某型涡轮冷却器等效寿命试验设备，配备在线检测设备，实时记录试验条件和设备的试验状态。本发明可以有效地降低空气耗量及温度的相关需求，进而降低能源消耗和试验费用，简化寿命试验设备的复杂度，缩短寿命试验设备的使用空间，提高寿命试验设备的可靠性。

Description

基于应力等效方法的针对薄弱环节的等效寿命试验方法及 设备
技术领域
本发明属于航空装备可靠性与寿命评估领域,具体地涉及一种基于应力等效方法的针对薄弱环节的等效寿命试验方法及设备。
背景技术
航空涡轮冷却器，利用空气在涡轮叶片上膨胀，空气势能通过涡轮导向器转变为动能，使传输至座舱和设备舱的温度和压力降低，是飞机空调系统的重要部件。涡轮冷却器的寿命试验，用于验证涡轮冷却器的耐久性指标要求，对产品服役期间的性能、制定合理的维修策略和提高综合保障能力，具有十分重要的意义。
涡轮冷却器寿命试验的试验时间较长，试验条件要求相对较高，以某型航空涡轮冷却器为例，按照产品规范，其寿命试验对涡轮端和风扇端的入口压力、入口流量、入口温度，以及转子转速等环境条件均给出了相应的规定。但由于高转速、大流量、高温和较高的压力要求，为了涡轮冷却器的寿命试验条件，试验设备需要相对较高的试验能力和相对高昂的试验费用。
现有的涡轮冷却器寿命试验方法，完全依照试验条件开展寿命试验，存在如下困难：可长时间可靠运转的大流量气源、高温电炉，以及大量的试验台附属的监控和测试设备，试验设备硬件投入费用巨大；寿命试验过程中，大流量气源和电炉消耗的电功率相对较高，寿命试验时间较长，故需要耗费电能不菲，试验费用颇大；寿命试验需要供给涡轮端和风扇端的两路热空气，所需要的大型气源、加热炉、气体传输管路和较复杂的温度、压力、流量控制系统，空间需求量大；同时，寿命试验系统的可靠性会随其复杂性的增加而显著下降，增加了试验节点把控的风险，增大了试验保障的压力。
发明内容
本发明基于应力等效方法的针对薄弱环节的等效寿命试验方法及设备，在涡轮冷却器的寿命试验过程中，可以有效地降低空气耗量及温度的相关需求，进而降低能源消耗和试验费用，简化寿命试验设备的复杂度，缩短寿命试验设备的使用空间，提高寿命试验设备的可靠性，能够很好地解决上述问题。
为实现上述目的，本发明专利提供了一种基于应力等效方法的针对薄弱环节的等效寿命试验方法，其包括以下步骤：
S1、基于维修和使用情况数据，分析确定某种涡轮冷却器的薄弱环节；
S2、依据薄弱环节的故障机理，确定以薄弱环节为重点的等效寿命试验的具体方法；
S3、确定与常规寿命试验之间的内部应力对应关系；
S4、对次要因素进行简化，确定等效寿命试验的载荷和边界条件；
S5、研发某型涡轮冷却器的等效寿命试验设备，配备在线检测设备，实时记录试验条件和设备的试验状态。
优选地，所述的维修和使用情况数据，包括但不限于产品外场故障情况统计、产品维修发现故障情况统计以及产品维修工艺和产品。
优选地，步骤S2中所述的以薄弱环节为重点的等效寿命试验的具体方法为，依据薄弱环节的故障机理，确定试验对象，确定的试验对象为涡轮盘和风扇叶轮，该型涡轮冷却器的其他部件为陪试部件。
优选地，所述的等效寿命试验具体为：根据有限元计算，确定载荷谱规定的各状态下，薄弱环节的内部应力大小和分布的对应关系，进而建立等效寿命试验的试验结果，与该型涡轮冷却器的延寿指标之间的对应关系。
优选地，所述的对次要因素进行简化具体为：依据产品实测和有限元仿真分析，忽略外界因素，确定等效寿命试验的载荷和边界条件仅为转子系统的转速。
优选地，一种用于上述涡轮冷却器等效寿命试验方法的试验设备，其包括控制器、喷嘴、真空泵、压力测量传感器、温度测量传感器以及转速测量传感器，
所述喷嘴设置有压力调节阀，所述压力调节阀上设置有压力测量传感器，
所述转速测量传感器设置在被试涡轮冷却器设置有涡轮盘的一个端部，所述温度测量传感器分别设置在被试涡轮冷却器两个轴承座外缘，
所述真压泵进气口与被试涡轮冷却器设置有风扇的该端部出气口相连接，所述真压泵的设置用于在所述风扇端的内部营造低压环境，
所述压力测量传感器、温度测量传感器以及转速测量传感器的输出端借助于数据线连接所述控制器的输入端，所述控制器的输出端借助于数据线连接所述真空泵、压力调节阀的输入端，控制器为单片机，压力测量传感器连接接线端子的输入端，接线端子的配置用于提供24V电力以及获取压力测量传感器的压力模拟信号，
接线端子的输出端连接模数转换芯片的输入端，连接模数转换芯片的输出端连接所述单片机的输入端，模数转换芯片用于将压力模拟信号转换为数字信号并发送至单片机。
优选地，所述控制器内部设置有压力阈值、温度阈值以及转速阈值。
优选地，所述单片机设置有光耦隔离模块。
优选地，所述涡轮盘的进气端设置有压力测量传感器。
与现有技术相比，本发明专利具有以下有益效果：
本发明由于有效地降低空气耗量及温度的相关需求，预计寿命试验过程中耗费的空气流量约为传统试验方法的五分之一,且不需要对空气加热，故不需要大流量气源、高温电炉及其附属的监控和测试设备，试验硬件设备投入费用大幅降低。
本发明的寿命试验设备消耗电功率预计约为传统试验方法的三分之一，试验费用显著降低；寿命试验仅需要供给涡轮端相对小流量空气，并对风扇端的内部空间抽真空，空间需求量大幅减小；同时，由于寿命试验设备大大简化，提高了设备的运行可靠性，降低了设备使用风险和保障需求。
附图说明
图1为本发明的试验方法的流程示意图；
图2为本发明的试验设备的结构示意图；以及
图3为本发明的单片机的结构示意图。
具体实施方式
以下将参考附图详细说明本发明的示例性实施例、特征和方面。附图中相同的附图标记表示功能相同或相似的元件。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
本发明提供一种基于应力等效方法的针对薄弱环节的等效寿命试验方法及设备。图2为一种用于上述涡轮冷却器等效寿命试验方法的试验设备，本发明提供一种包括用于上述涡轮冷却器等效寿命试验方法的试验设备，如图1所示，其包括控制器、喷嘴3、真空泵7、压力测量传感器2、温度测量传感器6以及转速测量传感器5。
喷嘴3设置有压力调节阀1，压力调节阀1上设置有压力测量传感器2，涡轮盘8端面一侧设置有转速测量传感器5。
转速测量传感器5设置在被试涡轮冷却器4有涡轮盘8的一个端部，温度测量传感器6分别设置在被试涡轮冷却器4的两个轴承座外缘。
真空泵7进气口在被试涡轮冷却器4设置有风扇9的端部出气口相连接，真压泵7的设置用于在风扇9端的内部营造低压环境。
压力测量传感器2、温度测量传感器6以及转速测量传感器5的输出端借助于数据线连接控制器的输入端，控制器的输出端借助于数据线连接真空泵7、压力调节阀1的输入端。
图中，P1为常温气源入口，P2为通大气入口，P3为通大气出口。
如图3所示，控制器为单片机，压力测量传感器2连接接线端子的输入端，接线端子的配置用于提供24V电力以及获取压力测量传感器的压力模拟信号，
接线端子的输出端连接模数转换芯片的输入端，连接模数转换芯片的输出端连接单片机的输入端，模数转换芯片用于将压力模拟信号转换为数字信号并发送至单片机。
优选地，温度检测传感器6为数字温度传感器S1，数字温度传感器S1设置有金属外壳保护装置。
优选地，转速测量传感器5为轮盘式测速传感器U5，轮盘式测速传感器U5的输出端连接单片机管脚。
基于故障情况、维修工艺和FMEA等数据，分析确定某型涡轮冷却器的薄弱环节为涡轮盘8和风扇叶轮。
依据薄弱环节的故障机理，确定以薄弱环节为重点的等效寿命试验为转子系统的旋转试验，试验对象为涡轮盘8和风扇叶轮，该型涡轮冷却器的其他部件为陪试部件。
经分析，转子系统零组件的偏心和变形主要由内部应力引起，则依据有限元分析，计算涡轮盘8、风扇9和转轴10的内部应力，对比分析常规寿命试验方法、等效寿命试验对内部应力的影响，得出该型涡轮冷却器在载荷谱规定的各状态下，涡轮盘8、风扇叶轮和转轴10的内部应力大小和分布均一致，可通过等效寿命试验的试验结果，考核被试该型涡轮冷却器的寿命指标。
依据有限元计算分析，气动力对内部应力的影响远小于转子系统的离心力作用，温度对转子系统的影响极弱，故忽略了内部气体的压力、流量和温度等次要外界因素，确定等效寿命试验的载荷和边界条件仅为转速。
依据试验方法和边界条件，研发某型涡轮冷却器等效寿命试验设备，等效寿命试验平台在线检测转速和温度，实时记录试验条件和设备的试验状态。
涡轮端去掉涡轮蜗壳，过滤后的外界气源通过喷嘴直接驱动涡轮盘8，喷嘴3数量根据实际需要对称布置；风扇端通过风扇9入口安装压力调节阀1、风扇端的出口安装真空泵7，营造相对低压环境。
转速测量传感器5监控转子系统的转速，通过调节风扇端的压力调节阀1、真空泵7和涡轮端的入口空气压力和流量，调整转子系统运转速度；热电偶温度测量传感器6监测轴承的温度变化。
具体实施例
本实施例提供一种基于应力等效方法的针对薄弱环节的等效寿命试验方法，如图1所示，其包括以下步骤：
S1、基于维修和使用情况数据，分析确定某种涡轮冷却器的薄弱环节；
S2、依据薄弱环节的故障机理，确定以薄弱环节为重点的等效寿命试验的具体方法；
S3、确定与常规寿命试验之间的内部应力对应关系；
S4、对次要因素进行简化，确定等效寿命试验的载荷和边界条件；
S5、研发某型涡轮冷却器的等效寿命试验设备，配备在线检测设备，实时记录试验条件和设备的试验状态。
维修和使用情况数据，包括但不限于产品外场故障情况统计、产品维修发现故障情况统计以及产品维修工艺和产品。
步骤S2中的以薄弱环节为重点的等效寿命试验的具体方法为，依据薄弱环节的故障机理，确定试验对象，试验对象为涡轮盘和风扇叶轮，该型涡轮冷却器的其他部件为陪试部件。
等效寿命试验具体为：根据有限元计算，确定载荷谱规定的各状态下，薄弱环节的内部应力大小和分布的对应关系，进而建立等效寿命试验的试验结果，与该型涡轮冷却器的延寿指标之间的对应关系。
对次要因素进行简化具体为：依据产品实测和有限元仿真分析，忽略外界因素，确定等效寿命试验的载荷和边界条件仅为转子系统的转速。
与现有技术相比，本发明专利具有以下有益效果：
本发明由于有效地降低空气耗量及温度的相关需求，预计寿命试验过程中耗费的空气流量约为传统试验方法的五分之一,且不需要对空气加热，故不需要大流量气源、高温电炉及其附属的监控和测试设备，试验硬件设备投入费用大幅降低。
本发明的寿命试验设备消耗电功率预计约为传统试验方法的三分之一，试验费用显著降低；寿命试验仅需要供给涡轮端相对小流量空气，并对风扇端的内部空间抽真空，空间需求量大幅减小；同时，由于寿命试验设备大大简化，提高了设备的运行可靠性，降低了设备使用风险和保障需求。
最后应说明的是：以上所述的各实施例仅用于说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或全部技术特征进行等同替换；而这些修改或替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (9)

1.一种基于应力等效方法的针对薄弱环节的等效寿命试验方法，其特征在于：其包括以下步骤：
S1、基于维修和使用情况数据，分析确定某种涡轮冷却器的薄弱环节；
S2、依据薄弱环节的故障机理，确定以薄弱环节为重点的等效寿命试验的具体方法；
S3、确定与常规寿命试验之间的内部应力对应关系；
S4、对次要因素进行简化，确定等效寿命试验的载荷和边界条件；
S5、研发某型涡轮冷却器的等效寿命试验设备，配备在线检测设备，实时记录试验条件和设备的试验状态。
2.根据权利要求1所述的基于应力等效方法的针对薄弱环节的等效寿命试验方法，其特征在于：所述的维修和使用情况数据，包括产品外场故障情况统计、产品维修发现故障情况统计以及产品维修工艺。
3.根据权利要求1所述的基于应力等效方法的针对薄弱环节的等效寿命试验方法，其特征在于：步骤S2中所述的以薄弱环节为重点的等效寿命试验的具体方法为，依据薄弱环节的故障机理，确定试验对象，确定的试验对象为涡轮盘和风扇叶轮，该型涡轮冷却器的其他部件为陪试部件。
4.根据权利要求1所述的基于应力等效方法的针对薄弱环节的等效寿命试验方法，其特征在于：所述的等效寿命试验具体为：根据有限元计算，确定载荷谱规定的各状态下，薄弱环节的内部应力大小和分布的对应关系，进而建立等效寿命试验的试验结果，与该型涡轮冷却器的延寿指标之间的对应关系。
5.根据权利要求1所述的基于应力等效方法的针对薄弱环节的等效寿命试验方法，其特征在于：所述的对次要因素进行简化具体为：依据产品实测和有限元仿真分析，忽略外界因素，确定等效寿命试验的载荷和边界条件为转子系统的转速。
6.一种用于权利要求1所述的基于应力等效方法的针对薄弱环节的等效寿命试验方法的试验设备，其特征在于：其包括控制器、喷嘴、真空泵、压力测量传感器、温度测量传感器以及转速测量传感器，
所述喷嘴设置有压力调节阀，所述压力调节阀上设置有压力测量传感器，
所述转速测量传感器设置在被试涡轮冷却器设置有涡轮盘的一个端部，所述温度测量传感器分别设置在被试涡轮冷却器两个轴承座外缘，
所述真压泵进气口与被试涡轮冷却器设置有风扇的该端部出气口相连接，所述真压泵的设置用于在所述风扇端的内部营造低压环境，
所述压力测量传感器、温度测量传感器以及转速测量传感器的输出端借助于数据线连接所述控制器的输入端，所述控制器的输出端借助于数据线连接所述真空泵、压力调节阀的输入端，控制器为单片机，压力测量传感器连接接线端子的输入端，接线端子的配置用于提供24V电力以及获取压力测量传感器的压力模拟信号，
接线端子的输出端连接模数转换芯片的输入端，连接模数转换芯片的输出端连接所述单片机的输入端，模数转换芯片用于将压力模拟信号转换为数字信号并发送至单片机。
7.根据权利要求6所述的试验设备，其特征在于：所述控制器内部设置有压力阈值、温度阈值以及转速阈值。
8.根据权利要求7所述的试验设备，其特征在于：所述单片机设置有光耦隔离模块。
9.根据权利要求6所述的试验设备，其特征在于：所述涡轮盘的进气端设置有压力测量传感器。
CN201910275776.7A 2019-04-08 2019-04-08 基于应力等效方法的针对薄弱环节的等效寿命试验方法及设备 Active CN109987251B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910275776.7A CN109987251B (zh) 2019-04-08 2019-04-08 基于应力等效方法的针对薄弱环节的等效寿命试验方法及设备

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910275776.7A CN109987251B (zh) 2019-04-08 2019-04-08 基于应力等效方法的针对薄弱环节的等效寿命试验方法及设备

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109987251A true CN109987251A (zh) 2019-07-09
CN109987251B CN109987251B (zh) 2020-08-28

Family

ID=67132454

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910275776.7A Active CN109987251B (zh) 2019-04-08 2019-04-08 基于应力等效方法的针对薄弱环节的等效寿命试验方法及设备

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109987251B (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110889172A (zh) * 2019-12-04 2020-03-17 中国直升机设计研究所 一种直升机旋翼系统弹击损伤预制方法
CN111178554A (zh) * 2019-12-19 2020-05-19 北京无线电测量研究所 一种设备健康管理方法、系统及雷达

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104156621A (zh) * 2014-08-26 2014-11-19 北京航空航天大学 一种基于理论模型的柱塞泵加速因子确定方法
CN104156599A (zh) * 2014-08-13 2014-11-19 北京航空航天大学 一种考虑多机理的加速寿命试验载荷谱确定方法
CN105547679A (zh) * 2016-01-08 2016-05-04 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种涡轮冷却器加速寿命试验方法
CN107122531A (zh) * 2017-04-13 2017-09-01 电子科技大学 一种基于加速寿命试验的高速叶轮寿命评估方法
CN208223794U (zh) * 2018-05-23 2018-12-11 贵州永红航空机械有限责任公司 一种空气涡轮冷却器寿命试验装置

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104156599A (zh) * 2014-08-13 2014-11-19 北京航空航天大学 一种考虑多机理的加速寿命试验载荷谱确定方法
CN104156621A (zh) * 2014-08-26 2014-11-19 北京航空航天大学 一种基于理论模型的柱塞泵加速因子确定方法
CN105547679A (zh) * 2016-01-08 2016-05-04 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种涡轮冷却器加速寿命试验方法
CN107122531A (zh) * 2017-04-13 2017-09-01 电子科技大学 一种基于加速寿命试验的高速叶轮寿命评估方法
CN208223794U (zh) * 2018-05-23 2018-12-11 贵州永红航空机械有限责任公司 一种空气涡轮冷却器寿命试验装置

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
苏青友: "《涡扇发动机主要零部件定寿指南》", 31 December 2004 *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110889172A (zh) * 2019-12-04 2020-03-17 中国直升机设计研究所 一种直升机旋翼系统弹击损伤预制方法
CN111178554A (zh) * 2019-12-19 2020-05-19 北京无线电测量研究所 一种设备健康管理方法、系统及雷达
CN111178554B (zh) * 2019-12-19 2023-08-11 北京无线电测量研究所 一种设备健康管理方法、系统及雷达

Also Published As

Publication number Publication date
CN109987251B (zh) 2020-08-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8014929B2 (en) Method of monitoring a gas turbine engine
US20090112519A1 (en) Foreign object/domestic object damage assessment
CN102680235A (zh) 用于涡轮机的分析的方法和系统
JP2017155744A (ja) 配管故障検知方法及びシステム
US10508597B2 (en) Systems and methods for icing detection of compressors
CN209542085U (zh) 一种涡轮冷却器等效寿命试验设备
CN109987251A (zh) 基于应力等效方法的针对薄弱环节的等效寿命试验方法及设备
US8965728B2 (en) Exhaust strut radial temperature measurement
CN106017968A (zh) 一种egr冷却器换热效率检测系统
WO2022103593A1 (en) Ice detection and precautionary system shut-down event reduction systems and related methods
CN113250947B (zh) 一种燃料电池空压机耐久性测试系统及方法
EP2586998A2 (en) Turbine radial sensor measurement
Hubinka et al. Design and construction of a two shaft test turbine for investigation of mid turbine frame flows
Agrawal et al. An analysis procedure for the validation of on-site performance measurements of gas turbines
Kunkel et al. Introduction and commissioning of the new Darmstadt Transonic Compressor test facility
RU2013149497A (ru) Способ доводки опытного турбореактивного двигателя
CN113267342B (zh) 燃气轮机零件、部件及系统的内嵌串装试验平台
CN111397906B (zh) 一种热气机动力系统综合试验台及试验方法
CN112761740B (zh) 一种透平叶片故障测试系统及其智能故障诊断方法
Zhang et al. Model-based degradation inference for auxiliary power unit start system
CN115560540B (zh) 一种集成化智能涡轮冷却器及其控制方法
CN206556813U (zh) 一种测试系统
RU2013149518A (ru) Способ доводки опытного газотурбинного двигателя
Cline et al. High pressure compressor component performance report
Harrison et al. NASA Small Engine Components Compressor Test Facility: High Efficiency Centrifugal Compressor Vaneless Diffuser and Transition Duct Configurations

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant