RU2023248C1 - Method and bench for testing turbo-supercharging compressor of internal combustion engine - Google Patents

Method and bench for testing turbo-supercharging compressor of internal combustion engine Download PDF

Info

Publication number
RU2023248C1
RU2023248C1 SU4824550A RU2023248C1 RU 2023248 C1 RU2023248 C1 RU 2023248C1 SU 4824550 A SU4824550 A SU 4824550A RU 2023248 C1 RU2023248 C1 RU 2023248C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbocharger
turbocompressor
turbine
compressor
nozzle
Prior art date
Application number
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Л.И. Сень
О.В. Фомин
В.А. Антипов
В.В. Куренков
Original Assignee
Мурманская государственная академия рыбопромыслового флота
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 Мурманская государственная академия рыбопромыслового флота filed Critical Мурманская государственная академия рыбопромыслового флота
Priority to SU4824550 priority Critical patent/RU2023248C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2023248C1 publication Critical patent/RU2023248C1/en

Links

Images

Abstract

FIELD: test technology. SUBSTANCE: method involves applying high-pressure air from a start-up compressor into a hinged nozzle of air-gas branch pipe of a turbine preliminarily rotating the nozzle for producing direct or inverse pressure drop in a flow-through portion of a turbocompressor, measuring flow necessary parameters in each case. Furthermore, tests can be carried out with a rotor, removed or braked, flow parameters being measured as well. The bench for testing turbocompressor furthermore is provided with a two-stage injector mounted behind the turbine, the first stage including diffuser and hinged nozzle connected with the start-up compressor and the second one including a diffuser and annular nozzle connected to a pressure branch-pipe of the turbocompressor behind combustion chamber. EFFECT: enhanced accuracy. 5 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к испытательной технике, а именно к методам и средствам для испытаний турбокомпрессоров с полнопоточной турбиной. The invention relates to testing equipment, and in particular to methods and means for testing turbochargers with a full-flow turbine.

Известен способ испытаний турбокомпрессоров путем подвода рабочего тела с постоянным расходом к турбине, измерения давления перед турбиной и за компрессором, определения отклонения частоты вращения ротора турбокомпрессора от эталонных значений [1]. A known method of testing turbochargers by supplying a working fluid with a constant flow rate to the turbine, measuring the pressure in front of the turbine and behind the compressor, determining the deviation of the rotor speed of the turbocompressor from the reference values [1].

Недостатком указанного способа является узость диапазона испытаний турбокомпрессора, обусловленная отсутствием возможности испытаний газовоздушного тракта турбокомпрессора в режиме без вращения ротора и со снятым ротором, а также сложность поддержания постоянного расхода рабочего тела на турбине и увеличенная мощность источника рабочего тела (пускового компрессора), обеспечивающая эталонную (номинальную) частоту вращения ротора турбокомпрессора. The disadvantage of this method is the narrowness of the test range of the turbocharger, due to the inability to test the gas-air path of the turbocharger in the mode without rotor rotation and with the rotor removed, as well as the difficulty in maintaining a constant flow of the working fluid on the turbine and the increased power of the working fluid source (starting compressor), which provides a reference ( nominal) rotor speed of the turbocharger.

Известен способ испытаний турбокомпрессоров путем подвода рабочего тела от пускового или испытуемого компрессора и камеры сгорания к турбине с измерением частоты вращения турбкомпрессора и давлений за компрессором и перед турбиной [2]. A known method of testing turbochargers by supplying a working fluid from the starting or test compressor and the combustion chamber to the turbine with measuring the speed of the turbocharger and the pressure behind the compressor and in front of the turbine [2].

Известен стенд для испытаний турбокомпрессора, содержащий испытуемый турбокомпрессор с газовоздушным трактом с камерой сгорания, всасывающим, напорным и газоотводным патрубками и пусковым компрессором [3]. A known test bench for a turbocompressor, containing the test turbocharger with a gas path with a combustion chamber, a suction, pressure and exhaust pipes and a starting compressor [3].

Недостатками известного способа и стенда являются узость диапазона испытаний из-за наличия приводной турбины с парциальным впуском, невозможность испытаний газовоздушного тракта при снятом и заторможенном роторе турбокомпрессора с прямым и обратным направлениями движения рабочего тела, что затрудняет оценку состояния элементов газовоздушного тракта и не позволяет анализировать отдельно неподвижную и подвижную части турбокомпрессора, а также повышенная мощность пускового компрессора особенно для перегрузочных режимов работы турбокомпрессора. The disadvantages of this method and the stand are the narrowness of the test range due to the presence of a drive turbine with a partial inlet, the impossibility of testing the gas-air path when the turbocharger rotor is removed and braked with the forward and reverse directions of the working fluid, which makes it difficult to assess the state of the elements of the gas-air path and does not allow separate analysis stationary and moving parts of the turbocompressor, as well as increased power of the starting compressor, especially for turbine overload modes compressor.

Целью изобретения является расширение диапазона испытаний турбокомпрессора. The aim of the invention is to expand the test range of the turbocharger.

Сущность предлагаемого способа, включающего подачу воздуха высокого давления от пускового компрессора в зону турбины турбокомпрессора и измерение давления, температуры и расхода воздуха по газовоздушному тракту турбокомпрессора, заключается в том, что воздух высокого давления от пускового компрессора подают в поворотное сопло газоотводящего патрубка турбины, предварительно поворачивая сопло для создания прямого или обратного перепада давления в проточной части турбокомпрессора, а измерения параметров потока по тракту турбокомпрессора проводят как при прямом, так и при обратном перепаде давления в проточной части турбокомпрессора. К роме того, измерения по тракту турбокомпрессора проводят при снятом или заторможенном роторе турбокомпрессора. The essence of the proposed method, including the supply of high-pressure air from the starting compressor to the turbine of the turbocharger and measuring pressure, temperature and air flow through the gas-air path of the turbocharger, is that the high-pressure air from the starting compressor is fed into the rotary nozzle of the turbine exhaust pipe, previously turning nozzle for creating a direct or reverse pressure drop in the flow part of the turbocompressor, and measuring the flow parameters along the path of the turbocompressor litter performed as in the forward and the reverse pressure differential in the flow part of the turbocharger. In addition, measurements along the turbocompressor path are carried out with the turbocompressor rotor removed or inhibited.

Стенд для испытаний турбокомпрессора включает испытуемый турбокомпрессор, состоящий из компрессора, турбины, входного напорного и газоотводного патрубков, камеру сгорания и пусковой компрессор, соединенные с испытуемым турбокомпрессором патрубками, дополнительно снабжен двухступенчатым эжектором, установленным за турбиной в газоотводном патрубке, причем первая ступень эжектора снабжена диффузором и поворотным соплом, соединенным трубопроводом с пусковым компрессором, а вторая ступень снабжена диффузором с кольцевым соплом, соединенным трубопроводом с напорным патрубком турбокомпрессора за камерой сгорания. The test bench for a turbocharger includes a test turbocharger, consisting of a compressor, a turbine, an inlet discharge and exhaust pipes, a combustion chamber and a start compressor connected to the test turbocharger pipes, is additionally equipped with a two-stage ejector installed behind the turbine in the exhaust pipe, and the first stage of the ejector and a rotary nozzle connected by a pipeline to the starting compressor, and the second stage is equipped with a diffuser with an annular nozzle, connected ennym conduit with a pressure nozzle turbocharger for combustion chamber.

Достигаемый технический результат заключается в расширении диапазона режимов испытаний турбокомпрессора путем испытаний газовоздушного тракта при снятом или заторможенном роторе турбокомпрессора с прямым и обратным направлением движения рабочего тела, что позволяет анализировать отдельно неподвижную и подвижную части турбокомпрессора. Кроме того, наличие двухступенчатого эжектора, установленного за турбиной, позволяет снизить мощность пускового компрессора особенно для перегрузочных режимов работы турбокомпрессора, что существенно снижает затраты на испытания. Кроме того, предлагаемые способ и стенд испытаний турбокомпрессора позволяют путем измерений определить величину кромочных, профильных и иных потерь отдельно в подвижных и неподвижных частях газовоздушного тракта турбокомпрессора, а также производить испытания турбокомпрессора с частотой вращения ротора выше номинальной, т.е. в режимах с перегрузкой. При этом диапазон испытаний режимов работы турбокомпрессора расширяется от частоты вращения ротора равной нулю до предельной, определяемой прочностью конструкции без применения пускового компрессора с мощностью, превышающей испытуемый. The technical result achieved is to expand the range of turbocharger test modes by testing the gas-air path with the turbocharger rotor removed or inhibited with the forward and reverse directions of the working fluid movement, which makes it possible to analyze separately the stationary and moving parts of the turbocharger. In addition, the presence of a two-stage ejector installed behind the turbine allows to reduce the power of the starting compressor, especially for the overload modes of the turbocompressor, which significantly reduces the cost of testing. In addition, the proposed method and test bench for a turbocompressor make it possible to measure edge, profile and other losses separately in the moving and fixed parts of the gas-air path of the turbocompressor by measuring, as well as test a turbocompressor with a rotor speed higher than the nominal one, i.e. in overload modes. The test range of the turbocharger operating modes expands from the rotor speed equal to zero to the ultimate, determined by the strength of the structure without the use of a starting compressor with a power exceeding the test one.

Сравнение изобретения с прототипом позволяет установить соответствие его критерию "новизна". При изучении других известных технических решений в данной области техники признаки, отличающие изобретение от прототипов, не были выявлены и поэтому они обеспечивают заявляемым техническим решениям соответствие критерию "существенные отличия". Comparison of the invention with the prototype allows you to establish compliance with its criterion of "novelty." In the study of other well-known technical solutions in the art, the features that distinguish the invention from prototypes were not identified and therefore they provide the claimed technical solutions with the criterion of "significant differences".

На чертеже изображена принципиальная схема стенда. The drawing shows a schematic diagram of the stand.

Стенд содержит испытуемый турбокомпрессор 1, турбины 2 и общего ротора, газовоздушный тракт в составе всасывающего патрубка 4 напорного патрубка 5 с камерой сгорания 6 и газоотводного патрубка 7, двухступенчатый эжектор 8 с осевым поворотным соплом 9 первой ступени и периферийно-кольцевым соплом 10 второй ступени, пусковой компрессор 11 с патрубком 12, подключенным при помощи клапана 13 к соплу 9. Сопло 10 подключено трубопроводом 14 при помощи клапана 15 к напорному патрубку 5 за камерой сгорания. The stand contains a test turbocharger 1, turbine 2 and a common rotor, a gas-air duct as a part of the suction pipe 4 of the pressure pipe 5 with a combustion chamber 6 and a gas pipe 7, a two-stage ejector 8 with an axial rotary nozzle 9 of the first stage and a peripheral-annular nozzle 10 of the second stage, starting compressor 11 with a pipe 12 connected by a valve 13 to the nozzle 9. The nozzle 10 is connected by a pipe 14 with a valve 15 to the discharge pipe 5 behind the combustion chamber.

П р и м е р. На стенде, включающем испытуемый турбокомпрессор 1, 2 и 3, газовоздушный тракт с камерой сгорания 6, всасывающий 4, напорный 5 и газоотводящий 7 патрубки с двухступенчатым эжектором 8 и пусковой компрессор 11, производят подготовку к испытаниям. Для этого на первом этапе вначале снимают ротор 3 турбокомпрессора. Затем пускают пусковой компрессор 11 и подают сжатый воздух на поворотное сопло 9 двухступенчатого эжектора 8, установленное в направлении по ходу рабочего тела и создают разряжение в газоотводном патрубке 7. При этом воздух поступает во всасывающую патрубок 4, проходит последовательно через диффузор и улитку компрессора 1, напорный патрубок 5 с камерой сгорания 6, улитку и сопловой аппарат турбины 2, гзаоотводной патрубок 7, первую и вторую ступени эжектора 8 с диффузорами и выбрасывается в атмосферу. При таком прямом движении воздуха определяют его расход, температуру и перепады давлений по газовоздушному тракту, что позволяет определить сопротивление газовоздушного тракта и судить о состоянии изготовления и монтажа упомянутых элементов, включая входные кромки диффузора компрессора 1 и соплового аппарата турбины 2 с улитками. После этого поворачивают сопло 9 двухступенчатого эжектора 8 на 180o и создают и избыточное давление в газотводном патрубке 7. При этом атмосферный воздух поступает через диффузоры эжектора 8 к соплу 9, смешивается с воздухом пускового компрессора 11 в газоотводном патрубке 7 и далее проходит последовательно через сопловой аппарат и улитку турбины 2, напорный патрубок 5 с камерой сгорания 6, улитку и диффузор компрессора 1 и через всасывающий патрубок 4 выбрасывается в атмосферу. При таком обратном движении воздуха определяют его расход, температуру и перепады давлений по газовоздушному тракту, что позволяет определить сопротивление элементов газовоздушного тракта и судить о состоянии изготовления и монтажа упомянутых элементов, включая выходные кромки диффузора компрессора 1 и соплового аппарата турбины 2 с улитками.PRI me R. At the stand, including the tested turbocharger 1, 2 and 3, a gas-air path with a combustion chamber 6, a suction 4, a pressure 5 and a gas outlet 7 nozzles with a two-stage ejector 8 and a starting compressor 11, prepare for testing. For this, at the first stage, the rotor 3 of the turbocharger is first removed. Then, the start-up compressor 11 is started and compressed air is supplied to the rotary nozzle 9 of the two-stage ejector 8, installed in the direction along the working fluid and create a vacuum in the gas outlet 7. In this case, the air enters the suction pipe 4, passes sequentially through the diffuser and the compressor scroll 1, discharge pipe 5 with a combustion chamber 6, the cochlea and nozzle apparatus of the turbine 2, exhaust manifold 7, the first and second stages of the ejector 8 with diffusers and is released into the atmosphere. With this direct movement of air, its flow rate, temperature and pressure drops along the gas-air path are determined, which allows determining the resistance of the gas-air path and judging the state of manufacture and installation of the mentioned elements, including the inlet edges of the compressor diffuser 1 and the nozzle apparatus of the turbine 2 with snails. After that, the nozzle 9 of the two-stage ejector 8 is rotated 180 ° and excess pressure is also created in the gas outlet 7. In this case, atmospheric air flows through the diffusers of the ejector 8 to the nozzle 9, mixes with the air of the starting compressor 11 in the gas outlet 7 and then passes sequentially through the nozzle the apparatus and the scroll of the turbine 2, the discharge pipe 5 with the combustion chamber 6, the scroll and the diffuser of the compressor 1 and through the suction pipe 4 are released into the atmosphere. With this reverse movement of air, its flow rate, temperature and pressure drops along the gas-air path are determined, which allows us to determine the resistance of the elements of the gas-air path and to judge the state of manufacture and installation of the mentioned elements, including the outlet edges of the compressor diffuser 1 and the nozzle apparatus of the turbine 2 with snails.

На втором этапе испытаний устанавливают ротор 3 турбокомпрессора на место и укрепляют его в неподвижном состоянии. После этого производят аналогичные испытаний турбокомпрессора и газовоздушного тракта в прямом и обратном направлениях движения воздуха, Это позволяет получить характеристики элементов газовоздушного тракта и сравнить их с теми же значениями, полученными на первом этапе. В этом случае оказывается возможным судить об аэродинамике рабочих колес компрессора 1 и турбины 2 с учетом аэродинамики диффузора, соплового аппарата и улиток компрессора и турбины. At the second stage of the tests, the rotor 3 of the turbocharger is installed in place and strengthened in a stationary state. After that, similar tests of the turbocharger and the gas-air duct in the forward and reverse directions of air movement are performed. This allows you to obtain the characteristics of the elements of the gas-air duct and compare them with the same values obtained in the first stage. In this case, it is possible to judge the aerodynamics of the impellers of the compressor 1 and the turbine 2, taking into account the aerodynamics of the diffuser, nozzle apparatus and compressor scrolls and turbines.

На третьем этапе ротор 3 компрессора освобождается от тормоза и при подаче воздуха от пускового компрессора 11 к поворотному соплу 9 двухступенчатого эжектора 8, установленного в направлении по ходу рабочего тела, турбокомпрессор вводится в действие. При этом снимаются характеристики турбокомпрессора на "холостом ходу", который устанавливается в зависимости от расхода воздуха, поступающего от пускового компрессора 11 к соплу 9 эжектора 8. Это позволяет определить характеристики "холодного" стенда при одинаковом массовом расходе рабочего тела через компрессор 1 и турбины 2. При этом не требуется определения отдельно расходов рабочего тела через компрессор 1 и турбину 2. Испытания "холодного" стенда позволяют оценить совершенство аэродинамических характеристик газовоздушного тракта компрессора и турбины, поскольку исключается погрешность в определении расходов рабочего тела. At the third stage, the compressor rotor 3 is released from the brake, and when the air is supplied from the starting compressor 11 to the rotary nozzle 9 of the two-stage ejector 8 installed in the direction along the working fluid, the turbocharger is activated. In this case, the characteristics of the turbocharger are idled, which is set depending on the air flow coming from the starting compressor 11 to the nozzle 9 of the ejector 8. This allows you to determine the characteristics of the "cold" stand with the same mass flow rate of the working fluid through the compressor 1 and turbine 2 At the same time, it is not necessary to separately determine the flow rates of the working fluid through compressor 1 and turbine 2. Tests of the “cold” bench allow one to evaluate the perfection of the aerodynamic characteristics of the gas-air duct Spring and turbine excluded because the error in determining the working fluid spending.

На четвертом этапе осуществляют испытания турбокомпрессора с подводом топлива в камеру сгорания 6 для увеличения температуры газов перед газовой турбиной 2. На этом этапе снимаются рабочие характеристики турбокомпрессора, включая частоту вращения ротора 3. Определяются условия запирания соплового аппарата турбины 2, которые способны вызвать помпажные явления в проточной части компрессора 1, находятся границы устойчивой работы турбокомпрессора. На последнем пятом этапе осуществляют испытания турбокомпрессора со сбросом части рабочего тела из напорного патрубка 5 во вторую ступень эжектора с кольцевым соплом 10. При этом увеличивается разряженное в газоотводном патрубке 7, при котором растет перепад давлений на турбине 2 и ее мощность, а ротор 3 раскручивается до частоты вращения выше номинальной. Этот этап позволяет производить испытания турбокомпрессора на достижение предельной частоты вращения ротора вплоть до разрушения. В результате расширяется диапазон испытаний турбокомпрессора при мощности пускового компрессора 11 ниже испытуемого. At the fourth stage, a turbocompressor is tested with fuel supplied to the combustion chamber 6 to increase the temperature of the gases in front of the gas turbine 2. At this stage, the operating characteristics of the turbocompressor, including the rotor speed 3, are determined. The conditions for locking the nozzle apparatus of the turbine 2 are determined, which can cause surging phenomena in the flow part of the compressor 1, there are boundaries of the stable operation of the turbocompressor. At the last fifth stage, a turbocharger is tested with a part of the working fluid discharged from the discharge pipe 5 to the second stage of the ejector with an annular nozzle 10. At the same time, the discharge in the gas outlet pipe 7 increases, at which the pressure drop across the turbine 2 increases and its power rotates, and the rotor 3 spins up to speed above nominal. This stage allows testing the turbocharger to achieve the maximum rotor speed up to failure. As a result, the test range of the turbocharger is expanded with the power of the starting compressor 11 below the test.

Стенд испытаний турбокомпрессора работает следующим образом. The test bench turbocharger operates as follows.

При снятом или заторможенном роторе 3 запускают в работу пусковой компрессор 11 и при открытии клапана 13 по трубопроводу 12 подводят воздух к поворотному соплу 9 двухступенчатого эжектора 8. При положении поворотного сопла 9 в соответствии со схемой на фиг.1 в газовоотводном патрубке 7 создают разрежение. При этом воздух поступает во всасывающий патрубок и проходит последовательно через диффузор и улитку компрессора (не показаны), напорный патрубок 5, камеру сгорания 6, улитку и сопловой аппарат турбины 2, газоотводной патрубок 7, двухступенчатый эжектор 8 и выбрасывается в атмосферу. При этом снимаются показания приборов по элементам газовоздушного тракта. Затем патрубок сопла 9 разворачивают на 180о и в газоотводном патрубке 7 создают избыточное давление. При этом воздух движется через газовоздушный тракт в обратном направлении. Снова снимают показания приборов по элементам газовоздушного тракта.When the rotor 3 is removed or braked, the starting compressor 11 is launched and, when the valve 13 is opened, air is supplied through the pipe 12 to the rotary nozzle 9 of the two-stage ejector 8. When the rotary nozzle 9 is in accordance with the diagram in FIG. 1, a vacuum is created in the gas outlet pipe 7. In this case, air enters the suction pipe and passes sequentially through the compressor diffuser and scroll (not shown), pressure pipe 5, combustion chamber 6, scroll and nozzle apparatus of turbine 2, gas pipe 7, two-stage ejector 8 and is discharged into the atmosphere. At the same time, the readings are taken on the elements of the gas-air path. Then the nozzle nozzle 9 is rotated 180 ° and in the gas outlet 7 creates excessive pressure. In this case, air moves through the gas-air duct in the opposite direction. Again, take readings on the elements of the gas-air path.

При установленном и расторможенном роторе 3 запуск стенда в работу обеспечивают аналогично при направлении сопла 9 в соответствии со схемой на фиг. 1. При этом снимают показания приборов при холостом ходе турбокомпрессора без подогрева рабочего тела. Затем подают топливо в камеру сгорания 6, воспламеняют его и увеличивают температуру рабочего тела перед турбиной 2 до поэтапного достижения номинальной частоты вращения ротора и снимают на каждом этапе показания приборов, установленных по газовоздушному тракту. With the rotor 3 installed and released, the stand is put into operation in the same way when the nozzle 9 is directed in accordance with the diagram in FIG. 1. At the same time, the readings are taken during the idling of the turbocharger without heating the working fluid. Then fuel is supplied to the combustion chamber 6, ignite it and increase the temperature of the working fluid in front of the turbine 2 until the nominal speed of the rotor is reached in stages and at each stage the readings of the instruments installed along the gas-air path are taken.

Достижение предельной частоты вращения ротора турбокомпрессора осуществляют путем увеличения температуры рабочего тела выше номинальной и открытием клапана 15 на трубопроводе 14 с подачей части рабочего тела из напорного патрубка 5 за камерой сгорания 6 в периферийно-кольцевое сопло 10 двухступенчатого эжектора 8. При этом увеличивают разрежение в газоотводном патрубке 7, перепад давлений на турбине 2 и ее мощность, что выводит ротор 3 на предельную частоту вращения с фиксацией показаний приборов газо- воздушного тракта. The limiting rotational speed of the turbocharger rotor is achieved by increasing the temperature of the working fluid above the nominal temperature and opening the valve 15 on the pipe 14 with the supply of a part of the working fluid from the discharge pipe 5 behind the combustion chamber 6 to the peripheral-annular nozzle 10 of the two-stage ejector 8. At the same time, the vacuum in the gas outlet is increased. pipe 7, the pressure drop across the turbine 2 and its power, which displays the rotor 3 at the maximum speed with fixing the readings of the instruments of the gas-air tract.

В сравнении с прототипом изобретение обеспечивает получение характеристик стенда при снятом роторе турбокомпрессора с движением воздуха в прямом и обратном направлениях; получение характеристик стенда при заторможенном роторе турбокомпрессора с движением воздуха в прямом и обратном направлениях; получение характеристик стенда на холостых ходах ротора испытуемого турбокомпрессора при одинаковом расходе воздуха через проточную часть турбокомпрессора и газовоздушный тракт. Кроме того, повышается частота вращения ротора турбокомпрессора с парциальной или полнопроточной турбиной от номинальной до предельной при мощности пускового компрессора ниже испытуемого. In comparison with the prototype, the invention provides obtaining the characteristics of the stand when the rotor of the turbocompressor is removed with the movement of air in the forward and reverse directions; obtaining the characteristics of the stand when the rotor of the turbocompressor is inhibited with the movement of air in the forward and reverse directions; obtaining the characteristics of the stand at idle rotor of the tested turbocompressor with the same air flow through the flow part of the turbocompressor and the gas-air duct. In addition, the rotor speed of the turbocompressor with a partial or full-flow turbine increases from nominal to maximum when the starting compressor power is lower than the test one.

В результате изобретение позволяет расширить диапазон испытаний турбокомпрессора и снизить мощность пускового компрессора. As a result, the invention allows to expand the test range of the turbocharger and reduce the power of the starting compressor.

Предлагаемые способ и стенд испытаний турбокомпрессоров наддува двигателей внутреннего сгорания могут быть использованы на испытательных стендах машиностроительных и ремонтных заводов, исследовательских лабораторий НИИ и КБ. The proposed method and test bench for turbochargers for boosting internal combustion engines can be used at the test benches of engineering and repair plants, research laboratories of the research institute and design bureaus.

Claims (4)

1. Способ испытания турбокомпрессора наддува двигателя внутреннего сгорания, заключающийся в подаче воздуха высокого давления от пускового компрессора в зону турбины турбокомпрессора и измерении давления, температуры и расхода воздуха по газовоздушному тракту турбокомпрессора, отличающийся тем, что, с целью расширения диапазона испытания турбокомпрессора, воздух высокого давления от пускового компрессора подают в поворотное сопло газоотводящего патрубка турбины, предварительно поворачивая сопло для создания прямого или обратного перепада давления в проточной части турбокомпрессора, а измерения параметров потока по тракту турбокомпрессора проводят как при прямом, так и при обратном перепаде давления в проточной части турбокомпрессора. 1. A method of testing a turbocharger of a pressurization of an internal combustion engine, which consists in supplying high pressure air from a starting compressor to a zone of a turbocompressor turbine and measuring pressure, temperature and air flow through a gas-air path of a turbocompressor, characterized in that, in order to expand the test range of the turbocompressor, high air pressure from the starting compressor is fed into the rotary nozzle of the turbine exhaust pipe, previously turning the nozzle to create a direct or reverse erepada pressure in the flow part of the turbocharger and flow measurement is carried out over path turbocharger as in the forward and the reverse pressure differential in the flow part of the turbocharger. 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что измерения по тракту турбокомпрессора проводят при заторможенном роторе турбокомпрессора. 2. The method according to claim 1, characterized in that the measurement along the path of the turbocompressor is carried out with the braked rotor of the turbocompressor. 3. Способ по п.1, отличающийся тем, что измерения по тракту турбокомпрессора проводят при снятом роторе турбокомпрессора. 3. The method according to claim 1, characterized in that the measurement along the path of the turbocharger is carried out with the rotor of the turbocharger removed. 4. Стенд для испытания турбокомпрессора наддува двигателя внутреннего сгорания, включающий испытуемый турбокомпрессор, состоящий из компрессора, турбины, входного, напорного и газоотводного патрубков, камеру сгорания и пусковой компрессор, соединенные с испытуемым турбокомпрессором патрубками, отличающийся тем, что, с целью расширения диапазона испытания турбокомпрессора, стенд дополнительно снабжен двухступенчатым эжектором, установленным за турбиной в газоотводном патрубке, причем первая ступень эжектора снабжена диффузором и поворотным соплом, соединенным трубопроводом с пусковым компрессором, а вторая ступень снабжена диффузором с кольцевым соплом, соединенным трубопроводом с напорным патрубком турбокомпрессора за камерой сгорания. 4. A test bench for a turbocharger for boosting an internal combustion engine, including a turbocharger under test, consisting of a compressor, a turbine, an inlet, pressure and exhaust pipes, a combustion chamber and a starting compressor connected to the test turbocharger pipes, characterized in that, in order to expand the test range turbocharger, the stand is additionally equipped with a two-stage ejector installed behind the turbine in the gas outlet pipe, and the first stage of the ejector is equipped with a diffuser and orotnym nozzle, a conduit connected with the starting compressor and the second stage is provided with an annular diffuser with a nozzle pipe connected to the discharge pipe for the combustion chamber of the turbocharger.
SU4824550 1990-05-21 1990-05-21 Method and bench for testing turbo-supercharging compressor of internal combustion engine RU2023248C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU4824550 RU2023248C1 (en) 1990-05-21 1990-05-21 Method and bench for testing turbo-supercharging compressor of internal combustion engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU4824550 RU2023248C1 (en) 1990-05-21 1990-05-21 Method and bench for testing turbo-supercharging compressor of internal combustion engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2023248C1 true RU2023248C1 (en) 1994-11-15

Family

ID=21513846

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SU4824550 RU2023248C1 (en) 1990-05-21 1990-05-21 Method and bench for testing turbo-supercharging compressor of internal combustion engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2023248C1 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2013050442A1 (en) 2011-10-06 2013-04-11 Schenck Rotec Gmbh Method and device for powering a turbocharger
DE102013100368A1 (en) 2013-01-15 2014-07-17 Schenck Rotec Gmbh Method and device for driving a turbocharger
RU2686234C1 (en) * 2018-02-14 2019-04-24 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Объединенный институт высоких температур Российской академии наук (ОИВТ РАН) Method of testing small-sized turbines and test bench for its implementation

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
1. Авторское свидетельство СССР N 974190, кл. G 01M 15/00, 1982. *
2. Авторское свидетельство СССР N 976130, кл. F 04B 51/00, 1982. *
3. Авторское свидетельство СССР N 1016723, кл. G 01M 15/00, 1983. *

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2013050442A1 (en) 2011-10-06 2013-04-11 Schenck Rotec Gmbh Method and device for powering a turbocharger
DE102011054236A1 (en) * 2011-10-06 2013-04-11 Schenck Rotec Gmbh Method and device for driving a turbocharger
DE102011054236B4 (en) * 2011-10-06 2015-07-02 Schenck Rotec Gmbh Method and device for driving a turbocharger
DE102013100368A1 (en) 2013-01-15 2014-07-17 Schenck Rotec Gmbh Method and device for driving a turbocharger
WO2014111330A2 (en) 2013-01-15 2014-07-24 Schenck Rotec Gmbh Method and device for driving a turbocharger
RU2686234C1 (en) * 2018-02-14 2019-04-24 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Объединенный институт высоких температур Российской академии наук (ОИВТ РАН) Method of testing small-sized turbines and test bench for its implementation

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4244222A (en) Instrumentation probe
GB1534731A (en) Method and apparatus for supercharging and recirculating exhaust gas to an internal combustion engine
CN105588712B (en) Using the turbine blade cooling effect experimental rig and method of the pumping of combustion engine compressor
CN110726562A (en) Diffuser and flame tube optimization matching experimental research device
CN105352676A (en) Measurement method of air leakage of compressor and turbine of turbocharger
RU168392U1 (en) Test bench for turbochargers of internal combustion engines
RU2023248C1 (en) Method and bench for testing turbo-supercharging compressor of internal combustion engine
US6293105B1 (en) Gas turbine with a plurality of burners and a fuel distribution system, and a method for balancing a fuel distribution system
GB2335281A (en) Gas flow are measurement
RU2348910C1 (en) Method of turbocharger trial
US6499299B2 (en) Apparatus and method for diagnosing pressure-related problems in turbocharged engines
Prahst et al. Experimental results of the first two stages of an advanced transonic core compressor under isolated and multi-stage conditions
RU2495394C1 (en) Ice turbo compressor test bench
CN106017908B (en) Rotary turbine flow and cooling test device and method
RU2243530C1 (en) Test stand for internal combustion engine turbocompressor
RU151732U1 (en) TEST FOR TURBOCHARGER FOR INTERNAL COMBUSTION ENGINE
Bright et al. Closed Loop Active Flow Seperation Detection and Control in a Multistage Compressor
Marelli et al. Effect of circuit geometry on steady flow performance of an automotive turbocharger compressor
CN112254973B (en) High-pressure compressor test piece mechanism
Chiang et al. An investigation of steady and dynamic performance of a small turbojet engine
Clements et al. The influence of diffuser vane leading edge geometry on the performance of a centrifugal compressor
CN113074949A (en) System and method for detecting parameters of miniature aviation turbojet engine
RU2792508C1 (en) Method for determining the air flow through the internal and external circuits of a bypass turbojet engine
RU132555U1 (en) TURBO COMPRESSOR TEST STAND
AU753256B2 (en) Gas flow area measurement