RU2418281C1 - Способ автономных испытаний форсажной камеры со смешением потоков турбореактивного двухконтурного двигателя - Google Patents

Способ автономных испытаний форсажной камеры со смешением потоков турбореактивного двухконтурного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2418281C1
RU2418281C1 RU2009139033/06A RU2009139033A RU2418281C1 RU 2418281 C1 RU2418281 C1 RU 2418281C1 RU 2009139033/06 A RU2009139033/06 A RU 2009139033/06A RU 2009139033 A RU2009139033 A RU 2009139033A RU 2418281 C1 RU2418281 C1 RU 2418281C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
total pressure
mixer
inlet
pressure
flow
Prior art date
Application number
RU2009139033/06A
Other languages
English (en)
Inventor
Владимир Владимирович Медведев (RU)
Владимир Владимирович Медведев
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова"
Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации
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 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова", Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова"
Priority to RU2009139033/06A priority Critical patent/RU2418281C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2418281C1 publication Critical patent/RU2418281C1/ru

Links

Images

Landscapes

  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

Изобретение относится к способу автономных испытаний форсажной камеры со смешением потоков турбореактивного двухконтурного двигателя и направлено на снижение времени и стоимости газодинамических натурных и модельных испытаний ФК ТРДДФсм и обеспечение достоверного способа учета влияния входной температурной неравномерности потоков в контурах ФК на гидравлические потери в ее элементах. Указанный технический результат достигают тем, что при автономных испытаниях в форсажной камере дополнительно замеряют значения полных давлений потоков в воздуховодах внутреннего и наружного контуров, на срезе смесителя, выходе из диффузора и перед соплом ФК, причем на вход воздуховодов внутреннего и наружного контуров подают воздух одинаковой пониженной температуры. Далее, изменяя площадь сопла, достигают режима критического истечении потока из него, измеряют величины полного давления потока на входе и выходе исследуемого участка проточного тракта (смесителя, диффузора, стабилизаторов пламени) и камеры в целом, причем в качестве характеристики входной неравномерности выбирают величину отношения полных давлений потоков в контурах. Пересчет результатов по потерям на реальные условия работы двигателя осуществляют по приведенным зависимостям. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Изобретение относится к области экспериментальной (и промышленной) аэродинамики, а именно к газодинамическим испытаниям устройств, имеющих в проточном тракте на входе температурную неравномерность потока, например смесительным устройствам и форсажным камерам (ФК) турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДДФСМ), натурные испытания которых связаны с большой затратой времени и существенными материальными расходами.
На современном этапе развития авиационной техники повышение экономичности ТРДДФСМ требует уменьшения потерь полного давления во всех узлах двигателя, включая элементы проточной части форсажной камеры, к основным из которых следует отнести смеситель, диффузор и стабилизаторы пламени. Смеситель служит для согласования параметров потоков внутреннего и наружного контуров двигателя и для организации процесса их смешения. Диффузор предназначен для снижения скорости потока перед фронтовым устройством, а стабилизаторы пламени обеспечивают надежность и устойчивость процесса горения.
Известен способ испытаний форсажной камеры в составе одноконтурного турбореактивного двигателя (ТРДФ) с измерением основных термодинамических параметров рабочего тела по тракту проточной части ФК (см. Солохин Э.Л. Испытания авиационных воздушно-реактивных двигателей. М., Машиностроение, 1975, стр.38-47, рис.2.3). В данном способе гидравлические потери в проточной части форсажной камеры, т.е. между турбиной и соплом оцениваются коэффициентом восстановления полного давления
Figure 00000001
где
Figure 00000002
- полное давление на срезе сопла;
Figure 00000003
- полное давление на выходе турбины.
Потери также могут быть определены по элементам проточной части, расположенным за турбиной:
Figure 00000004
где
Figure 00000005
- коэффициент восстановления полного давления в проточной части на участке между турбиной и выходом внутреннего обтекателя турбины;
Figure 00000006
- полное давление в выходом сечении канала с внутренним обтекателем турбины;
Figure 00000007
- коэффициент восстановления полного давления в проточной части на участке между выходом внутреннего обтекателя турбины и входом в сопло;
Figure 00000008
- полное давление перед соплом ФК;
Figure 00000009
- коэффициент восстановления полного давления в проточной части на участке между входом и выходом сопла.
Однако для данной форсажной камеры нет температурной неравномерности на входе, обусловленной наличием потоков внутреннего и наружного контуров.
Применительно к двухконтурным двигателям - ТРДДФСМ характеристики, полученные при автономных испытаниях форсажных камер сгорания, используют при коррекции расчетных методик и доводке двигателя. Однако у различных ТРДДФСМ на входе в камеру смешения или ФК температурная неравномерность потока различна, а у одного и того же двигателя она изменяется по режимам работы. Это затрудняет систематизацию и обобщение результатов испытаний, полученных при различных уровнях температур потоков в контурах.
На стадиях предварительного проектирования исследования гидравлических характеристик могут выполняться на моделях ФК, что существенно снижает стоимость работ. При этом возможность проведения испытаний при пониженных температурах еще более уменьшает финансовые затраты. Последнее относится и к автономным испытаниям натурных камер.
Известно устройство и способ автономных испытаний ФК двухконтурного турбореактивного двигателя (см. Авторское свидетельство СССР №231869, МПК G01m, 1966). Устройство содержит камеру смешения и подогреватель. В газовоздушном тракте за камерой смешения установлена автономная ФК со сменными разделителями активного и пассивного потоков на входе. Газодинамические параметры потока (полные давления и температуры торможения) замеряются на входе и выходе форсажной камеры. Для подачи топлива и создания устойчивого горения камера оборудована двумя автономными топливными системами. Устройство используется для регулирования длины зоны смешения потоков и расширения диапазона измерения параметров струи на выходе из двигателя. По газодинамическим параметрам на входе и выходе форсажной камеры можно определить в целом потери в камере. Однако при данном способе препарирования невозможно определить, в каком именно элементе проточного тракта возникают эти потери.
Наиболее близким аналогом, выбранным за прототип, является способ испытаний ФК турбореактивного двухконтурного двигателя по авторскому свидетельству СССР №790958, М. Кл.5 G01M 15/00, 1997.
Согласно этому изобретению газодинамические испытания проводятся для ФК турбореактивного двухконтурного двигателя, содержащей смеситель, диффузор, стабилизаторы пламени, регулируемое сопло. ФК присоединена к стендовым воздуховодам внутреннего и наружного контуров двигателя с внутренним обтекателем. ФК и воздуховод внутреннего контура снабжены датчиками давления, которые через усилитель соединены с сравнивающим устройством, имеющим ввод программы испытаний. Автономные испытания заключаются в том, что через воздуховоды и смеситель подают воздух в камеру с параметрами согласно программе. Замеряют значения давлений воздуха в воздуховоде внутреннего контура и камере. Оценивают значения замеров давлений в сравнивающем устройстве со значениями давлений, заданными программой испытаний. По результатам оценки определяют величину потерь давления в камере.
В данных испытаниях одним из условий является обеспечение и поддержание входных параметров потоков в контурах, соответствующих реальным режимам работы двигателя. Это, прежде всего, относится к уровню давлений и температур торможения потоков.
Значения температур торможения потока за турбиной современных и перспективных ТРДДФСМ достигают 1100-1500 К, поэтому их обеспечение при испытаниях по исследованию газодинамических характеристик ФК приводит к существенному увеличению всех видов затрат. В настоящее время при создании ВРД всех видов идет «борьба» за снижение каждого процента потерь как отдельного узла, так и в двигателе в целом.
Основные конструктивные элементы проточного тракта ФК - такие как смеситель, диффузор, стабилизаторы пламени - вносят наибольший вклад в уровень гидравлических потерь. Потери в каждом элементе и камере в целом могут быть определены по результатам измерений полей полных давлений на входе и выходе.
В основу изобретения положены решения следующих задач:
- снижение времени и стоимости газодинамических натурных и модельных испытаний ФК ТРДДФСМ за счет их проведения при пониженных уровнях входных температур потоков во внутреннем и наружном контурах вплоть до одинаковых значений (равных, например, наземным стандартным атмосферным условиям);
- создание достоверного способа учета влияния температурной неравномерности потоков в контурах ФК, позволяющего адекватно пересчитывать результаты испытаний, полученные при пониженных входных температурах, на реальные условия работы двигателя.
Поставленные задачи решаются тем, что ФК содержит смеситель, диффузор, стабилизаторы пламени, регулируемое сопло и присоединена к стендовым воздуховодам наружного и внутреннего контуров с внутренним обтекателем. Камера и воздуховод внутреннего контура снабжены датчиками давления. При испытаниях через воздуховоды подают воздух в камеру согласно программе испытаний, измеряют значения давлений воздуха в воздуховоде внутреннего контура и камере. Оценивают замеры давлений в сравнивающем устройстве со значениями давлений, заданными программой испытаний. По результатам оценки определяют величину потерь давления в камере.
Новым в изобретении является то, что при испытаниях дополнительно замеряют значения полного давления воздуха в воздуховодах внутреннего и наружного контуров, на входе и на срезе смесителя, выходе из диффузора и перед соплом форсажной камеры. На вход воздуховодов внутреннего и наружного контуров подают воздух одинаковой пониженной температуры (вплоть до атмосферных значений). Причем в качестве характеристики входной неравномерности устанавливают величину отношения средних полных давлений потоков в контурах, соответствующую заданному значению для реального двигателя. Изменением площади сопла добиваются критического режима истечения из него, чем достигается постоянное значение среднемиделевой приведенной скорости в камере. В результате расходы воздуха и физические скорости потоков в контурах не будут соответствовать условиям реального двигателя. Однако числа Рейнольдса потоков должны находиться в автомодельной области. На установленном режиме измеряют величины полного давления потока на входе и выходе исследуемого участка проточного тракта (смесителя, диффузора или стабилизаторов пламени) и камеры в целом. По результатам измерений полей полного давления в характерных сечениях исследуемых участков проточного тракта выполняют процедуры их осреднения и определяют коэффициенты восстановления полного давления в соответствующих участках ФК.
Пересчет результатов по потерям на реальные условия работы двигателя для исследуемого участка и камеры в целом осуществляют по заданным зависимостям. Для камеры в целом (от сечения перед смесителем до сечения перед соплом) коэффициент восстановления полного давления определяют зависимостью
Figure 00000010
где
Figure 00000011
- среднее полное давление на входе в ФК (перед смесителем), найденное осреднением по модели идеального турбокомпрессора, индекс L;
Figure 00000012
- расчетный параметр, внешне аналогичный коэффициенту восстановления полного давления для потерь смешения;
Figure 00000013
- среднеимпульсное (индекс J) полное давление перед соплом ФК;
Figure 00000014
- среднеимпульсное полное давление на входе в ФК;
Figure 00000015
- отношение температур торможения потоков в контурах (для изотермических испытаний θ=1,0, для неизотермических θ>1,0).
Подача на вход воздуховодов внутреннего и наружного контуров ФК воздуха одинаковой пониженной температуры позволяет уменьшить стоимость самих испытаний, упростить эксперимент, снизить требования к материалам модели и технологическим системам стенда, повысить уровень безопасности испытаний.
Измерение величины полного давления потока на входе и выходе исследуемого участка проточного тракта камеры в целом и по элементам (смесителю, диффузору или стабилизатору пламени) позволяет определить потери в каждом элементе камеры или камере в целом и таким образом повысить надежность получаемых результатов.
Моделирование величины отношения полных давлений потоков в контурах в качестве характеристики входной неравномерности обеспечивает корректность применения способа пересчета получаемых результатов на реальные условия работы двигателя.
Пересчет получаемых результатов на реальные условия работы двигателя для конкретных исследуемых участков проточного тракта камеры нужно осуществлять по следующим зависимостям, которые развивают существенные признаки изобретения.
Для каналов внутреннего и наружного контуров смесителя коэффициенты восстановления полного давления определяют по зависимостям
Figure 00000016
;
Figure 00000017
.
где
Figure 00000018
- среднее полное давление на выходе смесителя по внутреннему контуру;
Figure 00000019
- среднее полное давление на выходе смесителя по наружному контуру;
Figure 00000020
- среднее полное давление на входе смесителя по внутреннему контуру.
- среднее полное давление на входе смесителя по наружному контуру.
Значения всех указанных давлений находят по одному способу осреднения (в данном случае использован способ осреднения по модели идеального турбокомпрессора, индекс L).
Для смесителя в целом коэффициент восстановления полного давления определяют как
Figure 00000022
где
Figure 00000023
- среднее полное давление на выходе смесителя;
Figure 00000024
- среднее полное давление на входе в смеситель.
Данный способ позволяет исследовать гидравлические потери в каналах смесителя в самостоятельных автономных испытаниях при пониженных уровнях температур, увеличить число вариантов исследуемых смесителей при минимальных затратах на эксперимент, обеспечить, в то же время, пересчет результатов на реальные условия работы двигателя.
Для диффузора с неравномерным распределением параметров потока на входе коэффициент восстановления полного давления определяют зависимостью
Figure 00000025
где
Figure 00000026
- среднеимпульсное полное давление в выходном сечении диффузора (найденное осреднением с сохранением расхода, энергии и полного импульса потока);
Figure 00000027
- среднеимпульсное полное давление соответственно во входном сечении;
Figure 00000028
;
Figure 00000029
- соответственно коэффициент восстановления полного давления в диффузоре с равномерным полем скоростей на входе и при смешении потоков.
Пересчет результатов
Figure 00000030
изотермических
Figure 00000031
испытаний на натурные условия (θ>1,0) осуществляют по формуле
Figure 00000032
где
T* B1 и T*B2 - температуры торможения потоков соответственно во внутреннем и наружном контурах;
- величины ,
Figure 00000034
для канала с внезапным расширением и
Figure 00000035
,
Figure 00000036
рассчитывают при идентичных с диффузором значениях степени расширения n1=FД/FС, отношения площадей на входе
Figure 00000037
, величины средней приведенной скорости на входе, отношения полных давлений
Figure 00000038
путем решения соответствующих систем уравнений расхода, энергии и полного импульса.
- FД и FС - площади соответственно выходного и входного сечений диффузора;
- FС2 и FС1 - площади каналов соответственно наружного и внутреннего контуров на срезе смесителя;
- p* C2 и p* C1 - полные давления потоков соответственно наружного и внутреннего контуров на срезе смесителя.
В итоге по каждому основному элементу форсажной камеры ТРДДФСМ определены условия проведения испытаний при пониженных уровнях температур и разработаны способы пересчета результатов на реальные условия работы двигателя.
Учет влияния различия температур потоков в контурах на потери полного давления в элементах форсажной камеры по приведенным зависимостям позволяет систематизировать и сравнивать результаты испытаний форсажных камер, получаемых при различных значениях входных температур потоков в контурах.
Таким образом, решены поставленные в изобретении задачи:
- снижены время и стоимость газодинамических натурных и модельных испытаний ФК ТРДДФСМ за счет их проведения при пониженных уровнях входных температур потоков во внутреннем и наружном контурах вплоть до одинаковых значений;
- создан достоверный способ учета влияния температурной неравномерности потоков в контурах ФК турбореактивного двухконтурного двигателя, позволяющий пересчитывать результаты стендовых испытаний, полученные при пониженных входных температурах, на реальные условия работы.
Настоящее изобретение поясняется описанием примерной конструкции ФК и способа ее испытаний со ссылкой на иллюстрации, представленные на фиг.1-5.
На фиг.1 изображены продольный разрез стендовых воздуховодов, форсажной камеры ТРДДФСМ с указанием сечений установки датчиков для измерения термодинамических параметров;
на фиг.2 - разрез В-В фиг.1 по трактам стендовых воздуховодов;
на фиг.3 - разрез С-С фиг.1 по срезу смесителя;
на фиг.4 - разрез Д-Д фиг.1 по срезу внутреннего обтекателя и выходу из дифузора;
на фиг.5 - разрез Ф-Ф фиг.1 перед соплом.
Схемы расположения датчиков на фиг.2-5 показаны со стороны среза сопла.
Форсажная камера 1 ТРДДФСМ содержит (см. фиг.1) смеситель кольцевого типа 2 или лепесткового типа 3, диффузор 4, стабилизаторы пламени 5 и регулируемое сопло 6. ФК 1 присоединена к стендовым воздуховодам внутреннего 7 и наружного 8 контуров с внутренним обтекателем 9. В различных местах камеры 1 (см. фиг.1-5) установлены приемники статического давления 10, гребенки полного давления 11 и гребенки температуры торможения 12.
Испытания ФК по заявляемому способу проводят следующим образом. В стендовые воздуховоды внутреннего 7 и наружного 8 контуров подают воздух одинаковой пониженной температуры и устанавливают величину
Figure 00000039
- отношения среднего полного давления p* B2 в наружном контуре к среднему полному давлению p* B1 во внутреннем контуре, соответствующую заданному значению для реального двигателя. В результате расходы воздуха и физические скорости потоков в контурах 7 и 8 не будут соответствовать условиям реального двигателя. Числа Рейнольдса должны находиться в автомодельной области. Изменяя площадь сопла 6, добиваются критического режима истечения из него, чем обеспечивается постоянное значение среднемиделевой приведенной скорости в камере 1. Измеряя поля полного давления потока на входе и выходе исследуемого участка (см. фиг.1-5) проточного тракта (смесителя 3, диффузора 4 или стабилизаторов пламени 5 и камеры 1 в целом), выполняют процедуры их осреднения, находят коэффициенты восстановления полного давления в соответствующем элементе форсажной камеры 1. Пересчет результатов по потерям на реальные условия работы двигателя для исследуемого участка и камеры 1 в целом осуществляют по указанным зависимостям.
В результате в комплексе решена задача понижения стоимости газодинамических модельных и натурных испытаний форсажных камер двухконтурных турбореактивных двигателей, определены условия проведения таких испытаний при пониженных уровнях температур потоков в контурах, создан способ пересчета результатов на реальные условия работы двигателя.
Подача на вход воздуховодов внутреннего и наружного контуров ФК воздуха одинаковой пониженной температуры позволяет уменьшить стоимость самих испытаний, упростить эксперимент, снизить требования к материалам модели и технологическим системам стенда, повысить уровень безопасности испытаний.
Измерение величины полного давления потока на входе и выходе исследуемого участка проточного тракта камеры в целом и по элементам (смесителю, диффузору или стабилизатору пламени) позволяет определить потери в каждом элементе камеры или камере в целом и таким образом повысить надежность получаемых результатов.
Моделирование величины отношения полных давлений потоков в контурах в качестве характеристики входной неравномерности обеспечивает корректность применения способа пересчета получаемых результатов на реальные условия работы двигателя.
Учет влияния различия температур потоков в контурах на потери полного давления в элементах форсажной камеры по приведенным зависимостям позволяет систематизировать и сравнивать результаты испытаний различных форсажных камер, получаемых при различных значениях входных температур потоков в контурах.

Claims (3)

1. Способ автономных испытаний форсажной камеры со смешением потоков турбореактивного двухконтурного двигателя, содержащей смеситель, диффузор, стабилизаторы пламени и регулируемое сопло, присоединенной к стендовым воздуховодам наружного и внутреннего контуров с внутренним обтекателем, где камера и воздуховод внутреннего контура снабжены датчиками давления, заключающийся в том, что через воздуховоды подают воздух в камеру согласно программе испытаний, измеряют значения давлений воздуха в воздуховоде внутреннего контура и камере, оценивают замеры давлений в сравнивающем устройстве со значениями давлений, заданными программой испытаний, а по результатам оценки определяют величину потерь давления в камере, отличающийся тем, что при испытаниях дополнительно замеряют значения полного давления воздуха в воздуховодах внутреннего и наружного контура, в камере на срезе смесителя, выходе из диффузора и перед соплом, где на вход воздуховодов внутреннего и наружного контуров подают воздух одинаковой пониженной температуры, причем в качестве характеристики входной неравномерности устанавливают величину отношения средних полных давлений потоков в контурах, соответствующую заданному значению для реального двигателя, изменяют площадь сопла и достигают режима критического истечения потока из него, измеряют величины полного давления потока на входе и выходе исследуемого участка проточного тракта (смесителя, диффузора или стабилизаторов пламени) и камеры в целом, а пересчет результатов по потерям на реальные условия работы двигателя для исследуемого участка и камеры в целом осуществляют по указанным зависимостям, так для камеры в целом (от сечения перед смесителем до сечения перед соплом) коэффициент восстановления полного давления определяют зависимостью
Figure 00000040

где
Figure 00000041
- расчетный параметр, внешне аналогичный коэффициенту восстановления полного давления для потерь смешения;
Figure 00000042
- среднеимпульсное (индекс J) полное давление на входе в ФК (перед смесителем);
Figure 00000043
- среднеимпульсное (индекс J) полное давление перед соплом ФК;
Figure 00000044
- полное давление на входе в ФК, осредненное по модели идеального турбокомпрессора, индекс L;
Figure 00000045
- отношение температур торможения потоков в контурах.
2. Способ автономных испытаний форсажной камеры по п.1, отличающийся тем, что для каналов внутреннего и наружного контуров смесителя коэффициенты восстановления полного давления определяют по зависимостям
Figure 00000046
Figure 00000047

где
Figure 00000048
- среднее полное давление на выходе смесителя по внутреннему контуру;
Figure 00000049
- среднее полное давление на выходе смесителя по наружному контуру;
Figure 00000050
- среднее полное давление на входе смесителя по внутреннему контуру;
Figure 00000051
- среднее полное давление на входе смесителя по наружному контуру, причем значения всех указанных давлений находят по одному способу осреднения (например, используют способ осреднения по модели идеального турбокомпрессора), так для смесителя в целом коэффициент восстановления полного давления определяют как
Figure 00000052

где
Figure 00000053
- среднее полное давление на выходе смесителя;
Figure 00000054
- среднее полное давление на входе в смеситель.
3. Способ автономных испытаний форсажной камеры по п.1, отличающийся тем, что для диффузора с неравномерным распределением параметров потока на входе коэффициент восстановления полного давления определяют зависимостью
Figure 00000055

где
Figure 00000056
- среднеимпульсное полное давление в выходном сечении диффузора (найденное осреднением с сохранением расхода, энергии и полного импульса потока);
Figure 00000057
- среднеимпульсное полное давление соответственно во входном сечении (найденное осреднением с сохранением расхода, энергии и полного импульса потока);
Figure 00000058
- среднее полное давление на выходе смесителя, причем пересчет результатов
Figure 00000059
изотермических
Figure 00000060
испытаний на натурные условия (θ>1,0) осуществляют по формуле
Figure 00000061

где величины
Figure 00000062
Figure 00000063
для канала с внезапным расширением и
Figure 00000064
Figure 00000065
рассчитывают при идентичных с диффузором значениях степени расширения n1=FД/FC, отношения площадей на входе
Figure 00000066
, величины средней приведенной скорости на входе, отношения полных давлений
Figure 00000067
путем решения соответствующих систем уравнений расхода, энергии и полного импульса.
RU2009139033/06A 2009-10-23 2009-10-23 Способ автономных испытаний форсажной камеры со смешением потоков турбореактивного двухконтурного двигателя RU2418281C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2009139033/06A RU2418281C1 (ru) 2009-10-23 2009-10-23 Способ автономных испытаний форсажной камеры со смешением потоков турбореактивного двухконтурного двигателя

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2009139033/06A RU2418281C1 (ru) 2009-10-23 2009-10-23 Способ автономных испытаний форсажной камеры со смешением потоков турбореактивного двухконтурного двигателя

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2418281C1 true RU2418281C1 (ru) 2011-05-10

Family

ID=44732776

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2009139033/06A RU2418281C1 (ru) 2009-10-23 2009-10-23 Способ автономных испытаний форсажной камеры со смешением потоков турбореактивного двухконтурного двигателя

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2418281C1 (ru)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105424309A (zh) * 2015-11-03 2016-03-23 南京航空航天大学 一种单/双涵道模式转换过程气流动态响应试验台
RU2609819C1 (ru) * 2015-09-23 2017-02-06 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Устройство для проведения высокотемпературных газодинамических испытаний проточных элементов турбомашин
RU2741819C2 (ru) * 2019-07-19 2021-01-28 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Двухконтурный турбореактивный двигатель
CN115219215A (zh) * 2022-08-31 2022-10-21 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种涡扇发动机低温起动试验发动机冷浸方法

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2609819C1 (ru) * 2015-09-23 2017-02-06 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Устройство для проведения высокотемпературных газодинамических испытаний проточных элементов турбомашин
CN105424309A (zh) * 2015-11-03 2016-03-23 南京航空航天大学 一种单/双涵道模式转换过程气流动态响应试验台
CN105424309B (zh) * 2015-11-03 2017-12-15 南京航空航天大学 一种单/双涵道模式转换过程气流动态响应试验台
RU2741819C2 (ru) * 2019-07-19 2021-01-28 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Двухконтурный турбореактивный двигатель
CN115219215A (zh) * 2022-08-31 2022-10-21 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种涡扇发动机低温起动试验发动机冷浸方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Cha et al. Experimental and numerical investigation of combustor-turbine interaction using an isothermal, nonreacting tracer
Roback et al. Hot streaks and phantom cooling in a turbine rotor passage: Part 1—separate effects
EP3584557B1 (en) System and method for estimating an air mass flow of air flowing in a bypass duct of a gas turbine engine
RU2418281C1 (ru) Способ автономных испытаний форсажной камеры со смешением потоков турбореактивного двухконтурного двигателя
CN109506744B (zh) 一种航空发动机整机试验文丘里喷嘴空气流量校准方法
Gurram et al. Study of film cooling in the trailing edge region of a turbine rotor blade in high speed flow using pressure sensitive paint
Clark et al. Using a tracer gas to quantify sealing effectiveness for engine realistic rim seals
Krichbaum et al. A large scale turbine test rig for the investigation of high pressure turbine aerodynamics and heat transfer with variable inflow conditions
CN103968907B (zh) 一种超临界态和气态碳氢燃料密流测量装置及方法
Gu et al. A novel experimental method to the internal thrust of rocket-based combined-cycle engine
Snyder et al. Application of an Advanced CFD-Based Analysis System to the PW6000 Combustor to Optimize Exit Temperature Distribution: Part II—Comparison of Predictions to Full Annular Rig Test Data
Hall et al. Experimental Study of Non-Reacting Low NOx Combustor Simulator for Scaled Turbine Experiments
Cox Jr Multiple jet correlations for gas turbine engine combustor design
Mathison et al. Aerodynamics and Heat Transfer for a Cooled One and One-Half Stage High-Pressure Turbine: Part I—Vane Inlet Temperature Profile Generation and Migration
Zhang et al. The effects of vane showerhead injection angle and film compound angle on nozzle endwall cooling (phantom cooling)
Mhetras et al. Effect of unsteady wake on full coverage film-cooling effectiveness for a gas turbine blade
Adamczuk et al. Impact of defects and damage in aircraft engines on the exhaust jet
Kunze et al. A New test rig for film cooling experiments on turbine endwalls
RU2609819C1 (ru) Устройство для проведения высокотемпературных газодинамических испытаний проточных элементов турбомашин
Ardey et al. Flow field measurements on a large scale turbine cascade with leading edge film cooling by two rows of holes
Williams et al. Impact of upstream boundary conditions on fuel injector performance in a low trl reacting flow experimental facility
Kasper et al. Experimental Investigation of an Aggressive S-Shaped Intermediate Compressor Duct
Joslyn et al. Three-dimensional flow in an axial turbine: part 2—profile attenuation
Zhang et al. Experimental study on discharge coefficient of long flow channel in airplane pressurized cabin
Barringer et al. Experimental evaluation of an inlet profile generator for high pressure turbine tests

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20191024