RU2682219C1 - Стенд для испытаний компрессора газотурбинного двигателя - Google Patents

Стенд для испытаний компрессора газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2682219C1
RU2682219C1 RU2018109395A RU2018109395A RU2682219C1 RU 2682219 C1 RU2682219 C1 RU 2682219C1 RU 2018109395 A RU2018109395 A RU 2018109395A RU 2018109395 A RU2018109395 A RU 2018109395A RU 2682219 C1 RU2682219 C1 RU 2682219C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
compressor
gas turbine
engine
turbine engine
test
Prior art date
Application number
RU2018109395A
Other languages
English (en)
Inventor
Михаил Юрьевич Вовк
Зоя Васильевна Птицына
Антон Андреевич Соломенников
Original Assignee
Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
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 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") filed Critical Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority to RU2018109395A priority Critical patent/RU2682219C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2682219C1 publication Critical patent/RU2682219C1/ru

Links

Images

Classifications

    • GPHYSICS
    • G01MEASURING; TESTING
    • G01MTESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00Testing of engines

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

Предлагаемое изобретение относится к стендам для испытаний осевых компрессоров низкого давления двух-(много)контурного газотурбинного двигателя и может быть использовано при изучении характеристик компрессоров низкого давления, а также их параметрической доводки в процессе выполнения работ по разработке новых газотурбинных двигателей. Техническим результатом, достигаемым при использовании заявленного изобретения, является возможность имитации условий различных режимов работы испытуемого компрессора в составе двухконтурного двигателя в реальных условиях. 1 ил.

Description

Предлагаемое изобретение относится к стендам для испытаний осевых компрессоров низкого давления двух-(много)контурного газотурбинного двигателя (далее двигателя) и может быть использовано при изучении характеристик компрессоров низкого давления, а также их параметрической доводки в процессе выполнения работ по разработке новых газотурбинных двигателей.
Известен стенд для испытаний компрессора газотурбинного двигателя, содержащий последовательно установленные расходомерный коллектор, испытуемый компрессор, ресивер, воздухоотводящий канал с регулируемым дросселем (см. рис. 12, по ссылке https://lektsia.com/3×2de2.html сети Интернет).
Данное устройство выбрано в качестве прототипа.
Недостатком выбранного устройства является реализация в установке условий на выходе из компрессора отличных от условий, реализуемых в двигателе. В частности, в реальном двигателе, в отличие от испытательного стенда, за компрессором низкого давления устанавливается промежуточный корпус (ПК), который предназначен для разделения потока за компрессором низкого давления на два потока: потока наружного и потока внутреннего контура (вход в компрессор высокого давления). Известно, что при дозвуковом течении возмущения воздушного потока распространяются как вниз, так и вверх по потоку, следовательно, деление потока на ПК генерирует возмущения, которые распространяются вверх по потоку и влияют на параметры последних ступеней компрессора. Кроме того, в двигателе, распределение расхода воздуха за КНД по контурам происходит по определенному закону:
GНК = GВНА, nКНД) - GКВДВНА, nКВД), где
G - расход потока через наружный контур;
GВНА, nКНД) _ расход воздуха через компрессор низкого давления, который зависит от угла установки входного направляющего аппарата (ВНА) и частоты вращения nКНД;
GКВДВНА, nКВД) _ расход воздуха через компрессор высокого давления (КВД), который зависит от угла установки ВНА КВД и частоты вращения КВД.
Двигатель имеет сопловой аппарат турбины высокого давления, который в работе является «запертым» (q(λ)=1), что определяет линию рабочих режимов (JIPP) КВД. Как известно, ЛРР КВД в двухконтурном двигателе при неизменном отборе воздуха от КВД не имеет расслоений, следовательно, увеличение расхода воздуха через КВД возможно путем увеличения подачи топлива в камеру сгорания и как следствие этого повышения частоты вращения КВД. Увеличение расхода воздуха через КНД возможно как за счет увеличения подачи топлива в камеру сгорания так и за счет раскрытия сопла (увеличения степени расширения на турбине). Таким образом, при изменении режима работы двигателя, расход воздуха через КНД может изменяться непропорционально относительно к расходу воздуха через КВД, что приводит к изменению отношения расхода воздуха через наружный и внутренний контура.
В экспериментальной установке прототипа отсутствует имитация промежуточного корпуса двигателя, а также устройство для обеспечения заданного расхода воздуха через внутренний контур промежуточного корпуса двигателя, что не обеспечивает моделирование потока воздуха за компрессором низкого давления подобно реальному двигателю. В результате деление воздуха на потоки наружного и внутренних контуров происходит произвольно, что не позволяет адекватно оценивать характеристики КНД в условиях испытаний на стенде. Из опыта испытаний известно, что характеристики компрессоров в составе двигателя отличаются от характеристик компрессоров, полученных на стенде, что может является следствием отсутствия моделирования деления потока подобно делению на двигателе.
Техническим результатом, достигаемом при использовании заявленного изобретения является возможность имитации условий различных режимов работы испытуемого компрессора в составе двухконтурного газотурбинного двигателя.
Указанный технический эффект достигается тем, что стенд для испытаний компрессора газотурбинного двигателя, содержащий последовательно установленные расходомерный коллектор, испытуемый компрессор, ресивер, воздухоотводящий канал с регулируемым дросселем, согласно настоящему изобретению содержит установленный непосредственно перед ресивером, соосно с испытуемым компрессором, кольцевой разделитель газового потока, с образованием наружного и внутреннего воздухопроводящих каналов, а также дополнительный регулируемый дроссель, установленный во внутреннем воздухопроводящем канале.
Наличие кольцевого разделителя газового потока, установленного непосредственно перед ресивером, соосно с испытуемым компрессором, позволяет имитировать промежуточный корпус двухконтурного газотурбинного двигателя, а наличие дополнительного регулируемого дросселя, установленного во внутреннем воздухопроводящем канале обеспечивает заданный расход воздуха, проходящего через образованный кольцевым разделителем внутреннего воздухопроводящего канала (имитирующего внутренний контур промежуточного корпуса двигателя). В связи с этим появляется возможность имитации условий различных режимов работы испытуемого компрессора в составе двухконтурного газотурбинного двигателя.
На фигуре представлена схема заявленного стенда для испытаний компрессора газотурбинного двигателя.
Стенд для испытаний компрессора газотурбинного двигателя, содержит последовательно установленные расходомерный коллектор 1, испытуемый компрессор 2, ресивер 3, воздухоотводящий канал 4 с регулируемым дросселем 5. Стенд дополнительно содержит установленный непосредственно перед ресивером 3, соосно с испытуемым компрессором 2, кольцевой разделитель газового потока 6, предназначенный для деления потока на наружный и внутренний воздухопроводящие каналы (имитирующие наружный и внутренний контура промежуточного корпуса реального двигателя), а также дополнительный регулируемый дроссель 7 во внутреннем воздухопроводящем канале.
Привод 8 и мультипликатор 9 обеспечивают заданную частоту вращения ротора испытуемого компрессора 2.
Воздух поступает на вход в объект испытаний- испытуемый компрессор 2 через расходомерный коллектор 1. На выходе из испытуемого компрессора 2 воздух поступает в кольцевой разделитель газового потока 6, который геометрически полностью подобен промежуточному корпусу газотурбинного двигателя. Во внутреннем контуре установлен регулируемый дроссель 7. Регулируемый дроссель 7 предназначен для обеспечения расхода воздуха через внутренний контур согласно закону GКВД = ƒ(αВНА, nКНД), где частота вращения компрессора низкого давления nКНД определяется по зависимости nКНД = ƒ(nКВД), которая определяется из расчетов двигателя с выбранной программой управления. В наружный контур поступает воздух, который не проходит через регулируемый дроссель 7. За кольцевым разделителем газового потока 6 установлен ресивер 3, в котором потоки воздуха наружного и внутреннего контуров смешиваются и направляются в воздухоотводящий канал 4, в котором установлен регулируемый дроссель 5, с помощью которого происходит изменение давления на выходе из испытуемого компрессора 2 и обеспечивается положение рабочей точки на напорной ветке испытуемого компрессора 2. Привод 8 испытуемого компрессора 2 осуществляется электродвигателем (или другим доступным приводом) через мультипликатор 9. В данной установке, в отличие от прототипа, регулируемый дроссель 7 имитирует работу компрессора высокого давления, а регулируемый дроссель 5 имитирует сопло двигателя. Таким образом, при изолированных испытаниях КНД, течение воздуха за ним, достигается максимально подобным течению воздуха за КНД в составе двигателя, что увеличивает точность определения экспериментальных характеристик, а также позволяет исследовать поля неравномерности параметров за КНД и характеристики промежуточного корпуса в условиях максимально приближенных к условиям работы этих узлов в составе двигателя.

Claims (1)

  1. Стенд для испытаний компрессора газотурбинного двигателя, содержащий последовательно установленные расходомерный коллектор, испытуемый компрессор, ресивер, воздухоотводящий канал с регулирующим дросселем, отличающийся тем, что содержит установленный непосредственно перед ресивером, соосно с испытуемым компрессором, кольцевой разделитель газового потока с образованием наружного и внутреннего воздухопроводящих каналов, а также дополнительный регулирующий дроссель, установленный во внутреннем воздухопроводящем канале.
RU2018109395A 2018-03-16 2018-03-16 Стенд для испытаний компрессора газотурбинного двигателя RU2682219C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018109395A RU2682219C1 (ru) 2018-03-16 2018-03-16 Стенд для испытаний компрессора газотурбинного двигателя

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018109395A RU2682219C1 (ru) 2018-03-16 2018-03-16 Стенд для испытаний компрессора газотурбинного двигателя

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2682219C1 true RU2682219C1 (ru) 2019-03-15

Family

ID=65806021

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018109395A RU2682219C1 (ru) 2018-03-16 2018-03-16 Стенд для испытаний компрессора газотурбинного двигателя

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2682219C1 (ru)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU84556U1 (ru) * 2008-12-25 2009-07-10 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Самарский государственный университет путей сообщения" (СамГУПС) Стенд для исследования компрессоров
RU2403547C1 (ru) * 2009-04-13 2010-11-10 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" - Корпорация Испытательный стенд
RU174050U1 (ru) * 2017-02-02 2017-09-26 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Самарский государственный университет путей сообщения" (СамГУПС) Стенд для испытания турбокомпрессора двигателя внутреннего сгорания
CN107271194A (zh) * 2017-06-14 2017-10-20 华电电力科学研究院 燃气轮机压气机振动模拟试验台
US20180038377A1 (en) * 2016-08-08 2018-02-08 Borgwarner Inc. Method Of Extended Thermodynamic Turbine Mapping Via Compressor Inlet Throttling

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU84556U1 (ru) * 2008-12-25 2009-07-10 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Самарский государственный университет путей сообщения" (СамГУПС) Стенд для исследования компрессоров
RU2403547C1 (ru) * 2009-04-13 2010-11-10 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" - Корпорация Испытательный стенд
US20180038377A1 (en) * 2016-08-08 2018-02-08 Borgwarner Inc. Method Of Extended Thermodynamic Turbine Mapping Via Compressor Inlet Throttling
RU174050U1 (ru) * 2017-02-02 2017-09-26 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Самарский государственный университет путей сообщения" (СамГУПС) Стенд для испытания турбокомпрессора двигателя внутреннего сгорания
CN107271194A (zh) * 2017-06-14 2017-10-20 华电电力科学研究院 燃气轮机压气机振动模拟试验台

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Ю. Н. НЕЧАЕВ, Р. М. ФЕДОРОВ, ТЕОРИЯ АВИАЦИОННЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ЧАСТЬ 1, М., "МАШИНОСТРОЕНИЕ" 1997, СТР. 115, РИС. 4.1. *

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Broatch et al. Methodology for experimental validation of a CFD model for predicting noise generation in centrifugal compressors
RU2467302C1 (ru) Стенд для высотных испытаний двухконтурных турбореактивных двигателей и способ его функционирования (варианты)
Leylek et al. An investigation into performance modeling of a small gas turbine engine
JP6662884B2 (ja) レシプロ内燃機関をテストする際の環境空気を調整するための装置
Matas et al. Experimental investigation and numerical modelling of 3D radial compressor stage and influence of the technological holes on the working characteristics
RU2682219C1 (ru) Стенд для испытаний компрессора газотурбинного двигателя
RU2649171C1 (ru) Способ испытания авиационного двигателя при проверке на отсутствие автоколебаний рабочих лопаток компрессора низкого давления
CN112254973B (zh) 高压压气机试验件机构
Zhu et al. Pressure fluctuation test and vortex observation in Francis turbines draft tube
CN106017908A (zh) 一种旋转透平流动与冷却试验装置和方法
RU2792508C1 (ru) Способ определения расхода воздуха через внутренний и наружный контуры двухконтурного турбореактивного двигателя
Pietroniro et al. A steady-state based investigation of automotive turbocharger compressor noise
Floyd Jr et al. Validation of a modified parallel compressor model for prediction of the effects of inlet swirl on compressor performance and operability
RU2549276C1 (ru) Способ и устройство для определения характеристик и границы устойчивой работы ступени осевого компрессора в составе гтд
RU2013149456A (ru) Турбореактивный двигатель
RU132555U1 (ru) Стенд для испытания турбокомпрессора
US20170335776A1 (en) Method of controlling a test apparatus for a gas turbine engine and test apparatus
RU142807U1 (ru) Турбореактивный двигатель
RU154500U1 (ru) Установка для предварительных испытаний форсажной камеры двухконтурного газотурбинного двигателя
RU2488086C2 (ru) Способ и устройство для определения характеристик и границы устойчивой работы компрессора в составе гтд
RU2739168C1 (ru) Стенд для испытания газогенератора турбореактивного двухконтурного двигателя
Yin et al. Performance analysis and diagnostics of a small gas turbine
RU2797897C1 (ru) Стенд автоматизированных испытаний газогенератора турбореактивного двухконтурного двигателя
RU2013149466A (ru) Турбореактивный двигатель
Kavvalos et al. Compressor Characteristics for Transient and Part-Load Performance Simulation