RU2634341C2 - Способ испытаний малоразмерных лопаточных турбомашин и испытательный стенд для его реализации - Google Patents
Способ испытаний малоразмерных лопаточных турбомашин и испытательный стенд для его реализации Download PDFInfo
- Publication number
- RU2634341C2 RU2634341C2 RU2016107655A RU2016107655A RU2634341C2 RU 2634341 C2 RU2634341 C2 RU 2634341C2 RU 2016107655 A RU2016107655 A RU 2016107655A RU 2016107655 A RU2016107655 A RU 2016107655A RU 2634341 C2 RU2634341 C2 RU 2634341C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- turbine
- compressor
- machines
- technological
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M15/00—Testing of engines
- G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines
Abstract
Изобретение относится к испытаниям лопаточных машин - компрессоров и турбин. В способе лопаточные машины изготовляют с помощью аддитивных технологий (или AF-технологий), а работоспособность лопаточных машин обеспечивают уменьшением характерной температуры рабочего процесса в соответствии с зависимостью: Ти/Тн≤(σи×ρн)/(σн×ρи); где Ти - характерная температура газодинамического процесса при испытаниях; Тн - соответствующая температура в натурных условиях работы; σи - определяющая прочностная характеристика материала модели; σн - соответствующая определяющая прочностная характеристика материала критичных натурных деталей лопаточной машины; ρи - плотность материала модели; ρн - плотность материала критичных натурных деталей лопаточной машины. Данный способ реализуется на стенде, содержащем регулируемый источник газового потока, выполненный в виде технологического компрессора с регулируемым приводом, технологическую турбину, на валу ротора которой крепятся ротора испытуемых лопаточных турбомашин - компрессора и турбины, пневматически соединяемых в замкнутый контур через криогенный теплообменник. Технический результат изобретения – сокращение затрат на подготовку и проведение многовариантных исследований лопаточных машин. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к испытаниям машин и оборудования, в частности к способам испытаний лопаточных машин - компрессоров и турбин. Изобретение решает задачу уменьшения цены и сроков подготовки испытаний турбомашин.
При создании и модернизации компрессора и турбины, для улучшения их качеств, а именно повышения коэффициента полезного действия, увеличения производительности, снижения шума, расширения диапазона устойчивой работы, помимо выполнения газодинамических расчетов, необходимо проведение исследований структуры течения рабочего тела для различных вариантов проточных частей проектируемых лопаточных турбомашин. Испытания лопаточных турбомашин - дорогостоящий процесс. Необходимо иметь сложный экспериментальный стенд. Для привода турбомашины требуется большая мощность. А если испытывается турбина, то требуется еще и устройство, поглощающее большую мощность (Экспериментальное определение характеристик малоразмерных лопаточных машин: учебное пособие / [сост. О.В. Батурин и др.]. - Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2006, стр. 67, рис. 3.11, стр. 85, рис. 3.4). Одним из способов уменьшения мощности привода или поглощающего устройства является проведение испытаний в модельных условиях. В практике испытаний лопаточных машин (компрессоров и турбин) широко применяют модельные испытания. При модельных условиях для получения достоверных характеристик необходимо обеспечить геометрическое и кинематическое подобие натуры и модели и равенство следующих критериев (Теория лопаточных машин авиационных газотурбинных двигателей жидкостных ракетных двигателей: Курс лекций / Н.Т. Тихонов, Н.Ф. Мусаткин, В.Н. Матвеев. - Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2001, стр. 73, 131):
где М и Re соответственно критерии Маха и Рейнольдса, а индексы «н» и «м» обозначают натурные и модельные условия.
В рассматриваемой практике исследований дорогостоящей является также подготовка испытаний. Испытываемую лопаточную машину необходимо изготовить, адаптировать к испытательному стенду и оснастить измерительными датчиками. Для лопаточных машин применяют уникальные труднообрабатываемые сплавы. Технологический цикл изготовления заготовок для ответственных деталей характеризуется достаточно длительными промежутками времени. Причина этому - экстремальные условия работы, особенно деталей ротора. Для совершения рабочего процесса в современных лопаточных машинах требуются высокие окружные скорости. Эти высокие окружные скорости вызывают в деталях ротора лопаточных машин такие большие напряжения от центробежных сил, что их могут выдержать только сплавы с уникальными свойствами. Затраты по времени и стоимость подготовки экспериментов значительно возрастают при проведении многовариантных исследований.
Известен также способ проектирования новых и модернизации компрессора и/или турбины с использованием современной технологии лазерной стереолитографии. Данный способ включает построение графических трехмерных моделей компрессора и/или турбины, дальнейшее изготовление по ним стереолитографических опытных моделей (SLA-модели), продувка этих SLA-моделей на экспериментальном стенде с ограничением частоты вращения ротора до уровня, при котором эквивалентные напряжения в деталях не превышают 40 МПа (Исследование применимости технологии лазерной стереолитографии для изготовления турбоприводов / Л.С. Шаблий // Вестник Самарского гос. аэрокосм. ун-та им. С.П. Королева. - 2011, №2, стр. 200-205).
Испытания прототипов (моделей) лопаточных турбомашин, изготовленных послойным выращиванием, с помощью аддитивных технологий (AF-технологий), как и самих лопаточных машин, должны проводиться в модельных условиях. Однако эти условия не выполняются в полной мере для всего диапазона натурных режимов исследуемой турбомашины. Так, при работе на известном стенде для испытаний турбокомпрессора двигателя внутреннего сгорания (Патент РФ №2199727, опубл. 27.02.2003 г.) перед турбиной реализуемы температура и давление воздуха окружающей среды, а перед компрессором воздух с давлением и температурой ниже окружающей среды на величины перепадов на турбине. При этом возникают ограничения на режимы испытаний SLA-моделей лопаточных турбомашин по данному способу на известном испытательном стенде, обусловленные прочностными свойствами материала моделей и реализуемыми параметрами рабочего тела стенда. Эти ограничения не позволяют в полной мере для всего диапазона интересующих режимов исследуемой турбомашины провести испытания, используя SLA-модели и обеспечивая критерии подобия (1) и (2).
Так, в приведенном примере (Патент РФ №2199727) при возможном использовании в турбине атмосферного воздуха с температурой 288 К и давлением рабочего тела перед испытуемым компрессором 0,06 МПа, должна реализовываться частота вращения ротора 11620 об/мин (реализуемая для натурного объекта), при максимально возможной, из условия прочности материала SLA-модели (40 МПа - Патент РФ №2199727) 9895 об/мин.
Целью данного изобретения является сокращение затрат на подготовку и проведение многовариантных исследований лопаточных турбомашин, с реализацией на испытаниях полного диапазона интересующих режимов в модельных условиях.
Поставленная цель достигается тем, что в известном способе газодинамических испытаний лопаточных машин, включающем изготовление одного или нескольких альтернативных вариантов испытываемой (исследуемой) лопаточной машины, поочередную установку их на испытательном стенде, где создаются модельные условия газодинамического процесса - характерного давления, например, давление газа на входе в лопаточную машину, по критерию Рейнольдса, измерение газодинамических параметров, обработку и анализ результатов измерений, что согласно изобретению испытываемые лопаточные машины изготавливают с помощью аддитивных технологий (или AF-технологий), а модельные условия на испытательном стенде обеспечивают работоспособность лопаточных машин путем уменьшения характерной температуры рабочего процесса в соответствии со следующей зависимостью:
где Ти - характерная температура газодинамического процесса при испытаниях, например температура газа на входе в лопаточную машину; Тн - соответствующая температура в натурных условиях работы; σи - определяющая прочностная характеристика материала модели, например придел прочности материала модели аддитивных технологий; σн - соответствующая определяющая прочностная характеристика материала критичных натурных деталей лопаточной машины, например лопаток и/или дисков; ρи - плотность материала модели; ρн - плотность материала критичных натурных деталей лопаточной машины.
Поставленная цель достигается также тем, что стенд для испытания малоразмерных лопаточных турбомашин - турбокомпрессоров, содержащий технологическую магистраль, соединенную с испытуемым турбокомпрессором, регулируемый источник газового потока, выполненный в виде технологического компрессора с регулируемым приводом, устройства измерения и управления, согласно изобретению дополнительно оборудован криогенным теплообменником, технологической турбиной и клапанами, один из которых регулируемый. Технологическая магистраль стенда соединена с атмосферой. Магистраль последовательно пневматически соединяет атмосферу через регулируемый клапан с технологическим компрессором и технологической турбиной. Выхлоп технологической турбины соединен с атмосферой. Проточная часть испытуемого турбокомпрессора (компрессора и турбины) включена в замкнутый пневматический контур, в котором выхлоп турбины соединен с входом в компрессор через первый контур криогенного теплообменника, а выход компрессора с входом в турбину, и через клапан, с входом в технологический компрессор. При этом магистраль второго контура криогенного теплообменника имеет на входе клапан.
Кроме того, ротор технологической турбины имеет кинематическое соединение с ротором испытуемого турбокомпрессора.
Криогенный теплообменник может быть выполнен в виде сосуда Дьюара с погруженным в него первым контуром теплообменника - трубопроводом замкнутого пневматического контура испытуемой турбомашины. В качестве охладителя здесь может использоваться жидкий азот. Тогда на входе в магистраль второго контура криогенного теплообменника устанавливается клапан-дозатор охладителя, а выход магистрали второго контура криогенного теплообменника соединен с атмосферой.
На фигуре показана принципиальная схема испытательного стенда малоразмерных лопаточных турбомашин.
Основными элементами испытательного стенда являются технологический компрессор 1 с регулируемым приводом 2, технологическая турбина 3 и криогенный теплообменник 4, клапаны 5, 6, 7, трубопроводы пневматических магистралей: замкнутая 8, откачивающая 9, технологическая 10 и охладителя - второго контура криогенного теплообменника 11, испытуемый турбокомпрессор: компрессор 12 и турбина 13, с роторами, имеющими кинематическое соединение с ротором технологической турбины 3. На принципиальной схеме стрелками указаны направления движения потоков, а имеющиеся устройства измерения и управления не показаны.
При этом вход технологического компрессора 1 соединен технологической магистралью 10, через регулирующий клапан 5 с атмосферой, а его выход с пневматическим входом технологической турбины 3, выхлоп которой соединен с атмосферой. На валу ротора технологической турбины 3 закреплены роторы испытуемых компрессора 12 и турбины 13, проточная часть которых соединена пневматической магистралью 8 замкнутым контуром: последовательно выход компрессора 12 со входом турбины 13, выхлоп которой через первый контур криогенного теплообменника 4 с входом в компрессор 12. Кроме того, пневматическая магистраль 8 соединена откачивающей магистралью 9 с технологической магистралью 10 через клапан 6, располагаемый на входе в технологический компрессор 1 параллельно регулирующему клапану 5. И еще, криогенный теплообменник 4 имеет магистраль второго контура 11, вход которой соединен с емкостью охладителя (не показана) через дозирующий клапан 7, а выход с атмосферой. Для вращения ротора технологического компрессора 1 он соединен с регулируемым приводом 2.
Газодинамические исследования на заявляемом испытательном стенде по заявляемому способу осуществляются следующим образом. Изготовленные с помощью AF-технологий для испытаний модели вариантов турбины и компрессора устанавливаются в замкнутый контур пневматической магистрали 8 испытательного стенда. Ротор технологической турбины 3 кинематически соединяют с роторами испытуемых компрессора 12 и турбины 13.
С помощью технологического компрессора 1 через откачивающую магистраль 9 производится откачка воздуха из замкнутой магистрали 8. При этом клапан 6 открыт, а клапан 5 закрыт. Клапан 6 закрывается после установки давления (откачки) в контуре 8 Po=Ри+ΔPt, где Ри=P31 - полное давление перед турбиной 13 во время модельных испытаний из условий (2), при температуре Ти из условий (3); ΔPt - падение давления в замкнутом магистрали 8 при установке в ней температуры Ти. После этого открываются клапаны 5 и 7. При этом во второй контур криогенного теплообменника 4 поступает охладитель, например жидкий азот. Пары азота из второго контура криогенного теплообменника 4 удаляются через выход магистрали охладителя 11. Степень открытия клапана 7 магистрали (второго контура) охладителя 11 определяется необходимым значением температуры Ти из соотношения (3). С помощью системы управления привода 2 производится регулирование частоты вращения технологического компрессора 1. Это позволяет получить необходимый перепад давления (степень расширения) на технологической турбине 3. Параметры данного перепада давления определяются из величины необходимой мощности технологической турбины 3 для компенсации недостающей мощности испытуемой турбины 13, в комплексе с компрессором 12 при соблюдении (1) и (2). Кроме того, мощность турбины 3 регулируется также изменением расхода воздуха в магистрали 10 с помощью регулируемого клапана 5.
Так, например, предполагается, что будут испытываться элементы условного ГТД со следующими параметрами: номинальный расход воздуха - 1 кг/с; номинальная степень повышения давления - 7,5; номинальная температура газа перед турбиной - 1200 К; номинальное полное давление перед турбиной - 720 кПа; номинальная степень расширения в турбине - 6,6; номинальный адиабатический КПД компрессора - 0,8; номинальный адиабатический КПД турбины - 0,9; номинальные параметры оговорены при стандартных условиях на входе в компрессор (Тн = 288 К и Рн = 101,3 кПа), номинальная частота вращения n=72000 об/мин.
Параметры атмосферного воздуха во время испытаний: температура ~ 300 K и давление ~100 кПа).
Давление воздуха на входе в испытываемый компрессор предполагается поддерживать на уровне 10 кПа (из условия моделирования по критерию Рейнольдса).
На режиме, эквивалентном номинальному, будут следующие параметры:
1. Замкнутый контур
1.1. Параметры на входе в испытываемый компрессор 12:
- полная температура T1=80 К обеспечивается за счет теплоты испарения жидкого азота и эффективности криогенного теплообменника 4 (температура кипения азота при давлении 100 кПа 77,2 К);
- полное давление P1=10 кПа - из условия моделирования по критерию Рейнольдса (2);
1.2. Параметры испытываемого компрессора 12:
- расход воздуха G=0,19 кг/с - из условия подобия по расходу 
, где Т - температура адиабатно заторможенного газа (К), Р - давление адиабатно заторможенного газа (Па). Параметры Т и Р здесь рассматриваются в произвольных, но соответствующих точках газового тракта. Так, для испытываемого компрессора расход воздуха рассчитан из условий на входе в компрессор: 
, где Gy=1 кг/с - расход воздуха через компрессор условного ГТД; Ту=288 К - температура на входе в компрессор условного ГТД; Ру=101,3 кПа - давление на входе в компрессор условного ГТД; Т=80К - температура на входе в испытываемый компрессор; Р=10 кПа - давление на входе в испытываемый компрессор;
- перепад температуры ΔТк1=83 К в соответствии с уравнением политропического сжатия 
, где показатель адиабаты воздуха (T1=80 К) k=1,43; степень повышения давления в компрессоре πк=7,5; адиабатический КПД компрессора ηк=0,8;
- мощность, затраченная на вращение Nк=16,4 кВт из Nк=GcpΔTк1, где удельная теплоемкость воздуха при постоянном давлении ср=1,04 кДж/кг⋅К;
- из прочностных свойств моделей частота вращения nк=36000 об/мин;
1.3. Параметры на выходе из испытываемого компрессора 12:
- полная температура T21=T1+ΔTк1=163 К;
- полное давление P21=πк P1=75 кПа;
1.4. Параметры на входе в турбину 13:
- полная температура T31=163 К;
- полное давление P31=75 кПа;
1.5. Параметры на выходе из турбины 13:
- полное давление Р41=10,7 кПа;
- полная температура T41=98 К в соответствии с уравнением политропического расширения 
, где показатель адиабаты воздуха (T31=163 К) k=1,43; степень понижения полного давления (степень расширения) πт1=7,0 (с учетом потери давления 0,5 кПа на криогенном теплообменнике 4 и пневматической магистрали 8); адиабатический КПД турбины ηтт=0,9;
1.6. Параметры турбины 13:
- расход воздуха G=0,19 кг/с;
- степень расширения πт1=7,0;
- перепад температуры (при КПД процесса 0,9) ΔTT1=65 К;
- мощность NT1=12,82 кВт из NT1=GcpΔTT1;
1.7. Параметры криогенного теплообменника:
- полная температура на входе Тох1=98 К;
- полное давление на входе Pox1=10,7 кПа;
- полная температура на выходе Тох2=80 К;
- полное давление на выходе Рох2=10 кПа;
- расход воздуха G=0,19 кг/с;
- перепад температуры ΔТох=18 К;
- мощность охлаждения Nox=GcpΔTox=3,58 кВт;
- расход жидкого азота G=Nox/RN2=0,018 кг/с (82 л/ч) (RN2 - теплота испарения азота ~ 200 кДж/кг);
Технологический контур магистрали 10 после закрытия клапана 6 не связан по рабочему телу с контуром магистрали 8. Поэтому параметры технологического контура регулируются в обеспечение технологической турбиной 3 требуемой компенсации недостающей мощности турбины 13 для вращения компрессора 12 NT2=Nк-NT1=16,4-12,82=3,58 кВт (В расчете технологического контура показатель адиабаты воздуха (T1=300 К) k=1,4);
2.1. Параметры технологической турбины:
- мощность NT2=3,58 кВт;
- степень расширения πТ2=1,33 (с учетом показателя адиабаты воздуха k=1,4, при Т=288…340 К);
- полная температура на входе Т32=332 К;
- полное давление на входе Р32=133 кПа;
- перепад температуры (при КПД процесса 0,9) ΔТТ2=24 К;
- полная температура за турбиной Т42=308 К;
- полное давление за турбиной Р4=100 кПа;
- расход воздуха технологического контура GT=0,15 кг/с;
2.2. Параметры из технологического компрессора:
- полная температура на входе T12=300 К;
- полное давление на входе P12=100 кПа;
- степень повышения давления πк2=P3/P12=1,33;
- перепад температуры ΔТк2=32 К (при КПД процесса 0,8);
- полная температура на выходе Т2=332 К;
- полное давление на выходе Р2=133 кПа;
- расход воздуха Gт=0,15 кг/с;
- мощность Nк2=4,82 кВт (при КПД процесса 0,8).
Сопоставленный анализ предложенного технического решения с прототипом и аналогами показал, что предложенные технические решения отличаются наличием нового, в способе - процесса проведения испытания малоразмерных лопаточных турбомашин, а именно изготовление моделей компрессора и турбины с помощью AF-технологий для испытания их на модельных режимах в границах температур, задаваемых критерием физических свойств материалов, и новых элементов в устройстве, а именно криогенного теплообменника, регулируемого клапана на входе в технологический компрессор, технологической турбины, наддуваемой технологическим компрессором, а также схемой соединения элементов между собой и с испытуемым турбокомпрессором, включающей замыкающую магистралью контура испытуемого турбокомпрессора. Установлены границы параметров рабочего тела, обеспечивающие проведение испытаний моделей компрессора и турбины, изготовленных с помощью AF-технологий, во всем диапазоне интересующих режимов при полной эквивалентности штатным условиям работы натурных лопаточных машин. Это доказывает соответствие предложенного стенда критериям "новизна" и "изобретательский уровень".
Поддержание на испытательном стенде, при создании модельных условий газодинамического процесса, характерных параметров рабочего тела: давления - по критерию Рейнольдса и температуры в заданных пределах - Ти/Тн≤(σи×ρн)/(σн×ρи), обеспечивает работоспособность модели малоразмерной лопаточной турбомашины, изготовленной с помощью AF-технологий, во всем диапазоне моделируемых рабочих режимов. Использование при испытаниях вместо натурных малоразмерных лопаточных турбомашин их экспериментальных моделей, изготовленных с помощью AF-технологий, сокращает затраты на подготовку эксперимента, позволяет в короткий промежуток времени подготовить и провести большую серию испытаний различных вариантов и модификаций турбомашин, что повышает качество проводимых работ, получением более достоверных характеристик.
Claims (6)
1. Способ газодинамических испытаний лопаточных машин, включающий изготовление одного или нескольких альтернативных вариантов испытываемой лопаточной машины, поочередную установку их на испытательном стенде, создание эквивалентных натурным условий работы - характерного давления по критерию Рейнольдса, измерение газодинамических параметров, обработку и анализ результатов измерений, отличающийся тем, что лопаточные машины изготавливают с помощью аддитивных технологий (AF-технологий), а работоспособность лопаточных машин обеспечивают уменьшением характерной температуры рабочего процесса в соответствии с зависимостью:
Ти/Тн≤(σи×ρн)/(σн×ρи);
где Ти - характерная температура газодинамического процесса при испытаниях; Тн - соответствующая температура в натурных условиях работы; σи - определяющая прочностная характеристика материала модели; σн - соответствующая определяющая прочностная характеристика материала критичных натурных деталей лопаточной машины; ρи - плотность материала модели; ρн - плотность материала критичных натурных деталей лопаточной машины.
2. Стенд для испытаний малоразмерных лопаточных турбомашин, обеспечивающий осуществление способа по п. 1, содержащий технологическую магистраль, соединенную с испытуемым турбокомпрессором, регулируемый источник газового потока, выполненный в виде технологического компрессора с регулируемым приводом, устройства измерения и управления, отличающийся тем, что дополнительно оборудован криогенным теплообменником, технологической турбиной и клапанами, один из которых регулируемый и установлен в технологическую магистраль стенда, которая последовательно соединяет атмосферу через регулируемый клапан с технологическим компрессором и технологической турбиной, выхлоп которой соединен с атмосферой, а проточная часть испытуемого турбокомпрессора (компрессора и турбины) включена в замкнутый пневматический контур, в котором выхлоп турбины соединен с входом в компрессор через первый контур криогенного теплообменника, затем выход компрессора с входом в турбину и через клапан с входом в технологический компрессор, кроме того, ротор технологической турбины имеет кинематическое соединение с ротором испытуемого турбокомпрессора.
3. Стенд для испытаний малоразмерных лопаточных турбомашин по п. 2, отличающийся тем, что выход магистрали второго контура криогенного охладителя соединен с атмосферой, а вход через дозирующий клапан с емкостью с криогенной жидкостью.
4. Стенд для испытаний малоразмерных лопаточных турбомашин по п. 2, отличающийся тем, что второй контур криогенного теплообменника заполняется жидким азотом.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016107655A RU2634341C2 (ru) | 2016-03-02 | 2016-03-02 | Способ испытаний малоразмерных лопаточных турбомашин и испытательный стенд для его реализации |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016107655A RU2634341C2 (ru) | 2016-03-02 | 2016-03-02 | Способ испытаний малоразмерных лопаточных турбомашин и испытательный стенд для его реализации |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016107655A RU2016107655A (ru) | 2017-09-07 |
| RU2634341C2 true RU2634341C2 (ru) | 2017-10-25 |
Family
ID=59798716
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016107655A RU2634341C2 (ru) | 2016-03-02 | 2016-03-02 | Способ испытаний малоразмерных лопаточных турбомашин и испытательный стенд для его реализации |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2634341C2 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU182301U1 (ru) * | 2018-01-15 | 2018-08-13 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | Устройство для исследования характеристик активной турбины |
| RU2686234C1 (ru) * | 2018-02-14 | 2019-04-24 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Объединенный институт высоких температур Российской академии наук (ОИВТ РАН) | Способ испытаний малоразмерных турбин и испытательный стенд для его реализации |
| RU2716767C1 (ru) * | 2019-09-20 | 2020-03-17 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Объединенный институт высоких температур Российской академии наук (ОИВТ РАН) | Испытательный стенд лопаточных компрессоров и способ газодинамических испытаний лопаточных компрессоров |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0057069A2 (en) * | 1981-01-23 | 1982-08-04 | The Babcock & Wilcox Company | Apparatus for measuring flowing gas or air stream parameters |
| RU2145705C1 (ru) * | 1998-06-11 | 2000-02-20 | Самарский институт инженеров железнодорожного транспорта | Стенд для испытания турбокомпрессора двигателя внутреннего сгорания |
| RU2199727C2 (ru) * | 2001-04-25 | 2003-02-27 | Самарский институт инженеров железнодорожного транспорта | Стенд для испытания турбокомпрессора двигателя внутреннего сгорания |
| RU2255319C1 (ru) * | 2003-11-18 | 2005-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Экспериментальная установка для исследования газодинамического взаимодействия роторных и статорных лопаточных венцов в осевых турбомашинах |
| EP1314857B1 (en) * | 2001-11-21 | 2006-10-25 | United Technologies Corporation | Controlling turbine blade tip clearance according to thermal growth model |
| RU2554544C2 (ru) * | 2013-09-26 | 2015-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Цифровая электронная система управления с встроенной полной термогазодинамической математической моделью газотурбинного двигателя и авиационный газотурбинный двигатель |
-
2016
- 2016-03-02 RU RU2016107655A patent/RU2634341C2/ru active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0057069A2 (en) * | 1981-01-23 | 1982-08-04 | The Babcock & Wilcox Company | Apparatus for measuring flowing gas or air stream parameters |
| RU2145705C1 (ru) * | 1998-06-11 | 2000-02-20 | Самарский институт инженеров железнодорожного транспорта | Стенд для испытания турбокомпрессора двигателя внутреннего сгорания |
| RU2199727C2 (ru) * | 2001-04-25 | 2003-02-27 | Самарский институт инженеров железнодорожного транспорта | Стенд для испытания турбокомпрессора двигателя внутреннего сгорания |
| EP1314857B1 (en) * | 2001-11-21 | 2006-10-25 | United Technologies Corporation | Controlling turbine blade tip clearance according to thermal growth model |
| RU2255319C1 (ru) * | 2003-11-18 | 2005-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Экспериментальная установка для исследования газодинамического взаимодействия роторных и статорных лопаточных венцов в осевых турбомашинах |
| RU2554544C2 (ru) * | 2013-09-26 | 2015-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Цифровая электронная система управления с встроенной полной термогазодинамической математической моделью газотурбинного двигателя и авиационный газотурбинный двигатель |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU182301U1 (ru) * | 2018-01-15 | 2018-08-13 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ КАЗЕННОЕ ВОЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ Военная академия Ракетных войск стратегического назначения имени Петра Великого МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ | Устройство для исследования характеристик активной турбины |
| RU2686234C1 (ru) * | 2018-02-14 | 2019-04-24 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Объединенный институт высоких температур Российской академии наук (ОИВТ РАН) | Способ испытаний малоразмерных турбин и испытательный стенд для его реализации |
| RU2716767C1 (ru) * | 2019-09-20 | 2020-03-17 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Объединенный институт высоких температур Российской академии наук (ОИВТ РАН) | Испытательный стенд лопаточных компрессоров и способ газодинамических испытаний лопаточных компрессоров |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2016107655A (ru) | 2017-09-07 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| AU2014243206B2 (en) | Methods and systems for antisurge control of turbo compressors with side stream | |
| Cousins et al. | Evaluating complex inlet distortion with a parallel compressor model: Part 1—Concepts, theory, extensions, and limitations | |
| RU2634341C2 (ru) | Способ испытаний малоразмерных лопаточных турбомашин и испытательный стенд для его реализации | |
| Zhang et al. | A method to select loss correlations for centrifugal compressor performance prediction | |
| Leylek et al. | An investigation into performance modeling of a small gas turbine engine | |
| Wei | Meanline Analysis of Raidal Inflow Turbines at Design and Off-Design Conditions | |
| Roclawski et al. | Influence of degree of reaction on turbine performance for pulsating flow conditions | |
| Yang et al. | Internal flow mechanism and experimental research of low pressure axial fan with forward-skewed blades | |
| RU2686234C1 (ru) | Способ испытаний малоразмерных турбин и испытательный стенд для его реализации | |
| Belardini et al. | Modeling of Pressure Dynamics During Surge and ESD | |
| Sid Ali et al. | The number of blade effects on the performance of a mixed turbine rotor | |
| Ming et al. | Experimental study on performance of helium high pressure compressors of HTR-10GT | |
| Mataczynski et al. | Design, Simulation, and Testing of a Pressure Wave Supercharger for a Small Internal Combustion Engine | |
| Sundström et al. | Evaluation of centrifugal compressor performance models using large eddy simulation data | |
| RU2488086C2 (ru) | Способ и устройство для определения характеристик и границы устойчивой работы компрессора в составе гтд | |
| RU2549276C1 (ru) | Способ и устройство для определения характеристик и границы устойчивой работы ступени осевого компрессора в составе гтд | |
| Harrison et al. | NASA Small Engine Components Compressor Test Facility: High Efficiency Centrifugal Compressor Vaneless Diffuser and Transition Duct Configurations | |
| Li et al. | Development of a Throughflow Method for Aerodynamic Analysis of Highly Loaded Axial Flow Compressors | |
| Podeur et al. | Experimental and numerical similitude study using a novel turbocompressor test facility operating with helium-neon gas mixtures | |
| Thomas et al. | Mean-Line Modelling of a Variable Geometry Turbocharger (VGT) and Prediction of the Engine-Turbocharger Coupled Performance | |
| Ferrara et al. | Wet Compression: Performance Test of a 3D Impeller and Validation of Predictive Model | |
| Wei et al. | Numerical study on the unsteady behavior of a centrifugal compressor for the fuel-cell vehicle | |
| Gallar et al. | Compressor performance 2d modelling at reverse flow conditions | |
| Krivosheev et al. | Analysis of Options for Converting Aviation Two Spool Turbojet Engines with Afterburner when Developing Gas-Turbine-Driven Compressor Plant for Gas-Compressor Unit | |
| Mikaillian | Test Turbine Measurements and Comparison with Meanline and Throughflow Calculations |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20191029 |