RU2686234C1 - Способ испытаний малоразмерных турбин и испытательный стенд для его реализации - Google Patents
Способ испытаний малоразмерных турбин и испытательный стенд для его реализации Download PDFInfo
- Publication number
- RU2686234C1 RU2686234C1 RU2018105616A RU2018105616A RU2686234C1 RU 2686234 C1 RU2686234 C1 RU 2686234C1 RU 2018105616 A RU2018105616 A RU 2018105616A RU 2018105616 A RU2018105616 A RU 2018105616A RU 2686234 C1 RU2686234 C1 RU 2686234C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- compressor
- heat exchanger
- turbines
- gas
- Prior art date
Links
- 238000012360 testing method Methods 0.000 title claims abstract description 64
- 238000010998 test method Methods 0.000 title description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract description 45
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 claims abstract description 11
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 8
- 239000000654 additive Substances 0.000 claims abstract description 7
- 230000000996 additive effect Effects 0.000 claims abstract description 7
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 claims abstract description 7
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 claims abstract description 5
- 238000012545 processing Methods 0.000 claims abstract description 4
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims abstract description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 25
- 239000003507 refrigerant Substances 0.000 claims description 9
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 7
- 238000005086 pumping Methods 0.000 claims description 6
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 4
- 238000007710 freezing Methods 0.000 abstract description 4
- 230000008014 freezing Effects 0.000 abstract description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000002826 coolant Substances 0.000 abstract 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 16
- 238000003801 milling Methods 0.000 description 5
- IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N Atomic nitrogen Chemical compound N#N IJGRMHOSHXDMSA-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 3
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 3
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 3
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 2
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 2
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 2
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000007717 exclusion Effects 0.000 description 2
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 2
- 229910052757 nitrogen Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 2
- 238000007605 air drying Methods 0.000 description 1
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 1
- 230000036760 body temperature Effects 0.000 description 1
- 244000309464 bull Species 0.000 description 1
- 238000012512 characterization method Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 239000000498 cooling water Substances 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 239000007790 solid phase Substances 0.000 description 1
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
Landscapes
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
Abstract
Изобретение относится к энергетике, в частности к способам испытаний турбин. Способ газодинамических испытаний малоразмерных турбин включает изготовление одного или нескольких альтернативных вариантов испытываемой турбины, поочередную установку их на испытательном стенде, создание эквивалентных натурным условий работы - характерного давления по критериям Маха и Рейнольдса. Кроме того, воздух откачивается из замкнутого контура с помощью технологического компрессора и охлаждается с помощью теплообменника. Способ также включает в себя измерение газодинамических параметров, обработку и анализ результатов измерений. Турбины изготавливают с помощью аддитивных технологий, а их работоспособность обеспечивают уменьшением характерной температуры рабочего процесса. Регулирование частоты вращения ротора турбины осуществляется регулированием технологического компрессора с помощью регулируемого привода. Поддержание теплового режима работы турбины обеспечивается регулированием количества прокачиваемого хладагента через теплообменник. Также раскрыт стенд для испытания малоразмерных турбин. Технический результат заключается в исключении вероятности обмерзания магистралей и, как следствие, получении более достоверных характеристик. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Изобретение относится к энергетике, в частности к способам испытаний турбин.
При создании и модернизации турбин, 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 турбин. Испытания турбин дорогостоящий процесс. Необходимо иметь сложный экспериментальный стенд. Для привода турбины требуется затраты энергии 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 энергии привода и мощности поглощающего устройства является проведение испытаний в модельных условиях. В практике испытаний лопаточных машин (компрессоров и турбин, в том числе малоразмерных) 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 турбину необходимо изготовить, адаптировать к испытательному стенду и оснастить измерительными датчиками. Для турбин 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 (при условии еще и высоких температур) вызывают в деталях ротора турбин 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.
Известны также способы проектирования новых и модернизации турбин, включающие изготовление опытных моделей с использованием современной аддитивной технологии - лазерной стереолитографии (SLA), либо традиционного пятикоординатного фрезерования легкообрабатываемых сплавов, типа алюминия. Аддитивный способ, как и фрезерный, включает построение графических трехмерных моделей турбины, дальнейшее изготовление по ним опытных моделей (из легкообрабатываемого материала или SLA-моделей), продувка этих моделей на экспериментальном стенде с ограничением по температуре рабочего тела и частоты вращения ротора до уровней работоспособности материала изготовления моделей. Так, для опытных моделей из алюминия эквивалентные напряжения в деталях не должны превышать 40 МПа при температуре 530…570 К, как и для SLA-моделей при 380…410 К (Исследование применимости технологии лазерной стереолитографии для изготовления турбоприводов/Л.С. Шаблий // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета им. С.П. Королева. - 2011. - №2. - С. 200-205). Это требование ограничивает возможную область исследования рабочих режимов турбины.
Известен способ испытаний малоразмерных лопаточных турбомашин и испытательный стенд для его реализации (патент РФ №2634341 МПК G01M 15/14, опубликован 25.10.2017, бюл. №30), выбранный в качестве прототипа. Известный стенд для испытаний лопаточных турбомашин содержит технологическую магистраль, соединенную с испытуемым турбокомпрессором, регулируемый источник газового потока, выполненный в виде технологического компрессора с регулируемым приводом, криогенный теплообменник, технологическую турбину и клапана, один из которых регулируемый, установлен на входе атмосферы в технологическую магистраль стенда, которая последовательно соединяет атмосферу через регулируемый клапан с пневматическим входом технологического компрессора, пневматический выход из которого с пневматическим входом в технологическую турбину и выхлоп последней с атмосферой, а проточная часть испытуемого турбокомпрессора (компрессора и турбины) включена в замкнутый контур, в котором выхлоп турбины соединен с пневматическим входом в компрессор через криогенный теплообменник, затем, пневматический выход компрессора с пневматическим входом в турбину и через клапан с входом в технологический компрессор. Кроме того, ротор технологической турбины имеет кинематическое соединение с ротором испытуемых турбины и компрессора. И еще, криогенный теплообменник заполняется жидким азотом. Указанный стенд обеспечивает модельные газодинамические испытания макетов турбин, изготавливаемых с помощью аддитивных технологий, во всем диапазоне рабочих режимов натурной турбины при выполнении условий:
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.
Однако, известный стенд обладает сложными кинематическими связями - наличие дополнительной технологической турбины, а испытания турбины характеризуются большими затратами жидкого азота и потерями энергии в газодинамическом приводе технологической турбины и компрессора. Предотвращение обмерзания трубопроводов требует дополнительных затрат на осушку воздуха. Все это ведет к увеличению сроков и стоимости подготовки и проведения испытаний турбины.
Задачей данного изобретения является упрощение конструкции, а также сокращение затрат на подготовку и проведение многовариантных исследований турбин, с реализацией на испытаниях полного диапазона интересуемых режимов в модельных условиях.
Технический результат заключается в исключении вероятности обмерзания магистралей и, как следствие, получение более достоверных характеристик.
Указанный технический результат достигается в способе газодинамических испытаний малоразмерных турбин. Способ включает в себя изготовление одного или нескольких альтернативных вариантов испытываемой турбины, поочередную установку их на испытательном стенде, создание эквивалентных натурным условий работы - характерного давления по критериям Маха и Рейнольдса исходя из условий:
Мн=Мм;
Reн=Reм;
где М и Re, соответственно критерии Маха и Рейнольдса, а индексы «н» и «м» обозначают натурные и модельные условия.
Способ также включает измерение газодинамических параметров, обработку и анализ результатов измерений. Турбины изготавливают с помощью аддитивных технологий (AF-технологий), а их работоспособность 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 турбины; ρи - плотность материала модели; ρн - плотность материала критичных натурных деталей турбины.
При этом, создание эквивалентных натурным условий работы включает в себя откачивание воздуха из замкнутого контура с помощью технологического компрессора, установленного в замкнутом контуре между выходом нагрузочного компрессора и входом в испытуемую турбину, и охлаждение воздуха, поступающего в турбину, с помощью теплообменника, при этом поддержание теплового режима работы турбины обеспечивается регулированием количества прокачиваемого хладагента через теплообменник.
Регулирование частоты вращения ротора турбины осуществляется регулированием технологического компрессора с помощью регулируемого привода и прокачки хладагента через теплообменник.
Хладагентом, прокачиваемым через теплообменник, может являться вода.
Температура воздуха на выходе из испытуемой турбины может поддерживаться в пределах от 274 до 288 К.
Указанный технический результат достигается также за счет стенда для испытаний малоразмерных турбин, который обеспечивает осуществление описанного выше способа. Стенд содержит технологический компрессор с регулируемым приводом, откачивающую магистраль, замкнутую пневматическую магистраль, с установленными в ней нагрузочным компрессором, испытуемой турбиной и теплообменником. При этом, технологический компрессор расположен в замкнутой пневматической магистрали, а его вход соединен с выходом нагрузочного компрессора. Один из выходов технологического компрессора соединен со входом испытуемой турбины через теплообменник, а другой выход технологического компрессора соединен через откачивающую магистраль с атмосферой.
Технологический компрессор может быть выполнен с возможностью обеспечения давления в замкнутой магистрали перед началом испытаний исходя из условий:
Мн=Мм;
Reн=Reм;
где М и Re, соответственно критерии Маха и Рейнольдса, а индексы «н» и «м» обозначают натурные и модельные условия.
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 турбины; ρи - плотность материала модели; ρн - плотность материала критичных натурных деталей турбины.
Теплообменник может быть выполнен с возможностью поддержания температуры на выходе из испытуемой турбины в пределах от 274 до 288 К.
На представленной фигуре показана принципиальная схема испытательного стенда малоразмерных турбин.
Основными элементами испытательного стенда являются технологический компрессор 1 с регулируемым приводом 2, нагрузочный компрессор 3, теплообменник 4, трубопровод замкнутой пневматической магистрали 5 и испытуемая турбина 6. На принципиальной схеме стрелками указаны направления движения потоков, трубопровод (магистраль) 7 на выходе из турбины 6, а имеющиеся устройства измерения и управления не показаны.
При этом, замкнутая пневматическая магистраль 5 соединяет вход нагрузочного компрессора 3 с выходом испытуемой турбины 6, выход нагрузочного компрессора 3 с входом в технологический компрессор 1, а выход технологического компрессора 1 с входом в испытуемую турбину 6 через теплообменник 4. Кроме того, теплообменник подключен к источнику воды. 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 фрезерованием из легкообрабатываемого материала или с помощью AF-технологий для испытаний модели вариантов турбины 6 устанавливаются в замкнутый контур пневматической магистрали 5 испытательного стенда. Ротор испытуемых турбин 6 кинематически соединяют с ротором нагрузочного компрессора 3.
С помощью технологического компрессора 1 через откачивающую магистраль (не показана) производиться откачка воздуха из замкнутой магистрали 5. После установки необходимого давления (откачки) в контуре 5 из условий проведения модельных испытаний с соблюдением критериев (1), (2), и условий (3), при раскрутке турбины 6 и компрессора 3, с помощью прокачки хладагента (например, охлаждающей воды) через теплообменник 4, обеспечивается температура воздуха на выходе из турбины 6 в пределах от 274 до 288 К. Вращение ротора турбины 6 обеспечивается за счет работы технологического компрессора 1, а регулирование частоты вращения ротора турбины 6 осуществляется за счет изменения частоты вращения технологического компрессора 1 регулируемым приводом 2. При установке частоты вращения ротора турбины 6 также регулируется количество прокачиваемого хладагента через теплообменник 1 для поддержания необходимого теплового режима на выходе из турбины 6.
Выбранный интервал температур от 274 до 288 К за турбиной 6 гарантирует отсутствие эффекта обмерзания трубопровода 7 из-за наличия влаги в рабочем теле - воздухе, что обеспечивает достоверность замеряемых параметров рабочего тела. Включение технологического компрессора 1 в замкнутый контур 5, как и исключение криогенного теплообменника с технологической турбиной снижает затраты на подготовку и проведение испытаний.
Так, например, предполагается, что будет испытываться турбина условного ГТД со следующими параметрами:
- номинальный расход газа через турбину условного ГТД (Gy) - 1 кг/с;
- номинальная температура газа перед турбиной условного ГТД (Ty3) - 1200 К;
- полная температура газа за турбиной условного ГТД (Ty4) - 796 К;
- номинальное полное давление перед турбиной условного ГТД (Py3) - 720 кПа;
- полное давление газа за турбиной условного ГТД (Py4) - 109,09 кПа;
- номинальная степень понижения полного давления в турбине (πт) - 6,6;
- номинальный адиабатический КПД турбины (ηт) - 0,9;
- номинальная частота вращения n=72000 об/мин;
- показатель адиабаты газа (Ty3=1200 К) k=1,33;
На режиме эквивалентном номинальному будут следующие параметры: 1. Температуру воздуха на выходе из испытываемой турбины Т4 предполагается поддерживать не ниже 275 К, исходя из требования отсутствия выпадения твердой фазы влаги (воды) из воздуха - рабочего тела стенда. Таким образом, модельная температура воздуха за испытываемой турбиной в 2,895 раза меньше температуры газа за условной турбиной. Если пренебречь различием в газовых постоянных газа в условной турбине и воздуха, используемого в качестве рабочего тела при испытаниях, тогда для из условия подобия по критерию Маха, скорость воздуха должна быть в 1,7 раза меньше скорости газа.
Тогда условию подобия по критерию Рейнольдса будет соответствовать давление воздуха на выходе из испытываемой турбины Р4=27,6 кПа:
Reн=Reм;
где
- скорость звука в среде:
- кинематическая вязкость:
где
- динамическая вязкость газа (Ty4=796 К) μ=37 МПа⋅с;
- динамическая вязкость воздуха (Т4=275 К) μ=17,2 МПа⋅с;
При подстановке уравнений (2), (3), (4), (5), уравнение (1) принимает вид:
С учетом уравнения Клайперона-Менделеева
Номинальная суммарная (общая) степень повышения давления в технологических компрессорах (нагрузочном и технологическом) πкΣ=7,5, исходя из πт=6,6 и необходимости компенсации потерь давления в теплообменнике-холодильнике, трубопроводах и патрубках стенда.
1.2. Расход воздуха G=0,46 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.
1.3. Частота вращения испытуемой турбины nт=42353 об/мин, из соотношений скоростей по критерию геометрического подобия.
1.4. Параметры на входе в турбину:
- полное давление Р3=182,5 кПа:
Р3=P4⋅πт;
- полная температура Т3=412 К в соответствии с уравнением политропического расширения
где
- показатель адиабаты воздуха (Т3=412 К) k=1,403;
- степень расширения πт=6,6;
- адиабатический КПД турбины ηт=0,9;
Откуда:
- перепад температуры (при КПД процесса 0,9) ΔТТ=137 К;
- мощность NТ=65,5 кВт из
NT=GcpΔTT,
где
- удельная теплоемкость воздуха при постоянном давлении ср=1,04 кДж/кгК;
2. Параметры нагрузочного компрессора 3:
- расход воздуха G=0,46 кг/с;
- потребляемая мощность - Nк=Nт=65,5 кВт;
- полная температура воздуха на входе - Tк31=Т4=275 К
- перепад температуры (повышение температуры в компрессоре) ΔТк3=137 К К из
ΔТк3=Nк3/Gcp;
- полная температура воздуха на выходе Тк32=412 К из
Тк32-Тк31+ΔТк3.
- степень повышения давления πк2=3,22 в соответствии с уравнением политропического сжатия
где
- показатель адиабаты воздуха (Tк31=275 К) k=1,403;
- адиабатический КПД компрессора ηк=0,8.
3. Параметры технологического компрессора 1:
- расход воздуха G=0,46 кг/с;
- полная температура воздуха на входе - Тк11=Тк322=412 К
- степень повышения давления πк1=2,33 из
πк1=πкΣ/πк2
- полная температура воздуха на выходе Tк12=553,5 К, в соответствии с уравнением политропического сжатия
где
- показатель адиабаты воздуха (Tк11=412 К) k=1,403;
- перепад температуры (повышение температуры в компрессоре) ΔTк1=141,5 К из
ΔТк1=Тк12-Тк11;
- потребляемая мощность Nк1=67,7 кВт из
Nпр=GcpΔTк1;
4. Параметры теплообменника:
- полная температура на входе Tох1=Tк12=553,5 К;
- полная температура на выходе Тох2=Т3=412 К;
- расход воздуха G=0,46 кг/с;
- перепад температуры ΔТох=141,5 К;
- мощность охлаждения Nох=GcpΔTох=67,7 кВт;
- расход охладителя (воды)
G=Nox/срвΔТохв=0,4…0,32 кг/с (~ 1,3 м3/ч),
где
- теплоемкость воды срв=4,18 кДж/кгК;
- подогреве воды ΔТохв=40…50 К;
Анализ предложенного технического решения с прототипом и аналогами показал, что предложенные технические решения отличаются наличием нового, в способе - создание эквивалентных натурным условий работы включает в себя откачкивание воздуха из замкнутого контура с помощью технологического компрессора, установленного в замкнутом контуре между выходом нагрузочного компрессора и входом в испытуемую турбину, и охлаждение воздуха, поступающего в турбину, с помощью теплообменника, установленного перед входом в турбину за счет теплообмена с хладагентом, прокачиваемым через теплообменник, а регулирование частоты вращения ротора турбины осуществляется регулированием технологического компрессора с помощью регулируемого привода, при этом поддержание теплового режима работы турбины обеспечивается регулированием количества прокачиваемого хладагента через теплообменник. В устройстве - технологический компрессор расположен в замкнутой пневматической магистрали, при этом вход технологического компрессора соединен с выходом нагрузочного компрессора, а один из выходов технологического компрессора соединен со входом испытуемой турбины через теплообменник, другой выход технологического компрессора соединен через откачивающую магистраль с атмосферой. Это доказывает соответствие предложенных способа и 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 за турбиной заданных пределах - от 274 до 288 К, обеспечивает работоспособность модели турбины, изготовленной фрезерованием из легкообрабатываемого материала или с помощью AF-технологий, во всем диапазоне моделируемых рабочих режимов. Использование при испытаниях вместо натурных турбин их экспериментальных моделей, изготовленных фрезерованием из легкообрабатываемого материала или с помощью AF-технологий, сокращает затраты на подготовку эксперимента, позволяет в короткий промежуток времени подготовить и провести большую серию испытаний различных вариантов и модификаций турбин, что повышает качество проводимых работ, получением более достоверных характеристик.
В сравнении с известными устройствами, заявляемые способ и устройство обеспечивают исключение вероятности обмерзания магистралей и, как следствие, получение более достоверных характеристик.
Claims (19)
1. Способ газодинамических испытаний малоразмерных турбин, включающий изготовление одного или нескольких альтернативных вариантов испытываемой турбины, поочередную установку их на испытательном стенде, создание эквивалентных натурным условий работы - характерного давления по критериям Маха и Рейнольдса исходя из условий:
Мн=Мм;
Reн=Reм;
где М и Re, соответственно, критерии Маха и Рейнольдса, а индексы «н» и «м» обозначают натурные и модельные условия;
измерение газодинамических параметров, обработку и анализ результатов измерений, причем турбины изготавливают с помощью аддитивных технологий, а работоспособность турбин 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 турбины; ρи - плотность материала модели; ρн - плотность материала критичных натурных деталей турбины,
отличающийся тем, что создание эквивалентных натурным условий работы включает в себя откачивание воздуха из замкнутого контура с помощью технологического компрессора, установленного в замкнутом контуре между выходом нагрузочного компрессора и входом в испытуемую турбину, и охлаждение воздуха, поступающего в турбину, с помощью теплообменника, установленного перед входом в турбину за счет теплообмена с хладагентом, прокачиваемым через теплообменник, а регулирование частоты вращения ротора турбины осуществляется регулированием технологического компрессора с помощью регулируемого привода, при этом поддержание теплового режима работы турбины обеспечивается регулированием количества прокачиваемого хладагента через теплообменник.
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что хладагентом, прокачиваемым через теплообменник, является вода.
3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что температура воздуха на выходе из испытуемой турбины поддерживается в пределах от 274 до 288 К.
4. Стенд для испытаний малоразмерных турбин, обеспечивающий осуществление способа по п. 1, содержащий технологический компрессор с регулируемым приводом, откачивающую магистраль, замкнутую пневматическую магистраль с установленными в ней нагрузочным компрессором, испытуемой турбиной и теплообменником, отличающийся тем, что технологический компрессор расположен в замкнутой пневматической магистрали, при этом вход технологического компрессора соединен с выходом нагрузочного компрессора, а один из выходов технологического компрессора соединен с входом испытуемой турбины через теплообменник, другой выход технологического компрессора соединен через откачивающую магистраль с атмосферой.
5. Стенд по п. 4, отличающийся тем, что технологический компрессор выполнен с возможностью обеспечения давления в замкнутой магистрали перед началом испытаний исходя из условий:
Мн=Мм;
Reн=Reм;
где М и Re, соответственно критерии Маха и Рейнольдса, а индексы «н» и «м» обозначают натурные и модельные условия;
измерение газодинамических параметров, обработку и анализ результатов измерений, причем турбины изготавливают с помощью аддитивных технологий, а работоспособность турбин 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 турбины; ρи - плотность материала модели; ρн - плотность материала критичных натурных деталей турбины.
6. Стенд по п. 4, отличающийся тем, что теплообменник выполнен с возможностью поддержания температуры на выходе из испытуемой турбины в пределах от 274 до 288 К.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018105616A RU2686234C1 (ru) | 2018-02-14 | 2018-02-14 | Способ испытаний малоразмерных турбин и испытательный стенд для его реализации |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018105616A RU2686234C1 (ru) | 2018-02-14 | 2018-02-14 | Способ испытаний малоразмерных турбин и испытательный стенд для его реализации |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2686234C1 true RU2686234C1 (ru) | 2019-04-24 |
Family
ID=66314549
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018105616A RU2686234C1 (ru) | 2018-02-14 | 2018-02-14 | Способ испытаний малоразмерных турбин и испытательный стенд для его реализации |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2686234C1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 |
| RU2779514C1 (ru) * | 2021-12-29 | 2022-09-08 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Алмаз" имени академика А.А. Расплетина" (ПАО "НПО "Алмаз") | Испытательный стенд лопаточных компрессоров и способ газодинамических испытаний лопаточных компрессоров |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1561007A2 (ru) * | 1988-04-28 | 1990-04-30 | Предприятие П/Я В-8534 | Способ испытани турбин |
| RU2023248C1 (ru) * | 1990-05-21 | 1994-11-15 | Мурманская государственная академия рыбопромыслового флота | Способ испытаний турбокомпрессора наддува двигателя внутреннего сгорания и стенд для его осуществления |
| RU2030726C1 (ru) * | 1992-02-25 | 1995-03-10 | НТО ГСКБ "Трансдизель" | Способ испытаний турбокомпрессора |
| RU2403547C1 (ru) * | 2009-04-13 | 2010-11-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" - Корпорация | Испытательный стенд |
| RU2634341C2 (ru) * | 2016-03-02 | 2017-10-25 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "Лианозовский электромеханический завод" | Способ испытаний малоразмерных лопаточных турбомашин и испытательный стенд для его реализации |
-
2018
- 2018-02-14 RU RU2018105616A patent/RU2686234C1/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1561007A2 (ru) * | 1988-04-28 | 1990-04-30 | Предприятие П/Я В-8534 | Способ испытани турбин |
| RU2023248C1 (ru) * | 1990-05-21 | 1994-11-15 | Мурманская государственная академия рыбопромыслового флота | Способ испытаний турбокомпрессора наддува двигателя внутреннего сгорания и стенд для его осуществления |
| RU2030726C1 (ru) * | 1992-02-25 | 1995-03-10 | НТО ГСКБ "Трансдизель" | Способ испытаний турбокомпрессора |
| RU2403547C1 (ru) * | 2009-04-13 | 2010-11-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" - Корпорация | Испытательный стенд |
| RU2634341C2 (ru) * | 2016-03-02 | 2017-10-25 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "Лианозовский электромеханический завод" | Способ испытаний малоразмерных лопаточных турбомашин и испытательный стенд для его реализации |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 |
| RU2779514C1 (ru) * | 2021-12-29 | 2022-09-08 | Публичное акционерное общество "Научно-производственное объединение "Алмаз" имени академика А.А. Расплетина" (ПАО "НПО "Алмаз") | Испытательный стенд лопаточных компрессоров и способ газодинамических испытаний лопаточных компрессоров |
| RU2789295C1 (ru) * | 2022-06-03 | 2023-02-01 | Федеральное Автономное Учреждение "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Устройство для газодинамических испытаний лопаточных машин газотурбинной установки |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| AU2014243206B2 (en) | Methods and systems for antisurge control of turbo compressors with side stream | |
| Zhang et al. | A method to select loss correlations for centrifugal compressor performance prediction | |
| Dehner et al. | Prediction of surge in a turbocharger compression system vs. measurements | |
| CN111473941B (zh) | 一种闭式循环涡轮特性试验方法 | |
| KR100925914B1 (ko) | 터보 챠저 시험 장치 | |
| RU2686234C1 (ru) | Способ испытаний малоразмерных турбин и испытательный стенд для его реализации | |
| RU2634341C2 (ru) | Способ испытаний малоразмерных лопаточных турбомашин и испытательный стенд для его реализации | |
| De Bellis et al. | Advanced numerical and experimental techniques for the extension of a turbine mapping | |
| Roclawski et al. | Influence of degree of reaction on turbine performance for pulsating flow conditions | |
| Belardini et al. | Modeling of pressure dynamics during surge and ESD | |
| RU2243530C1 (ru) | Стенд для испытания турбокомпрессора двигателя внутреннего сгорания | |
| Sid Ali et al. | The number of blade effects on the performance of a mixed turbine rotor | |
| Allison et al. | Experimental Validation of a Wide-Range Centrifugal Compressor Stage for Supercritical CO2 Power Cycles | |
| RU151732U1 (ru) | Стенд для испытания турбокомпрессора двигателя внутреннего сгорания | |
| Macek et al. | Calibration and results of a radial turbine 1-d model with distributed parameters | |
| Sebastián et al. | Experimental investigation of key aerothermal phenomena in micro-scale radial turbocompressors | |
| Dai et al. | Numerical study and experimental validation of the performance of two different volutes with the same compressor impeller | |
| RU2716767C1 (ru) | Испытательный стенд лопаточных компрессоров и способ газодинамических испытаний лопаточных компрессоров | |
| Ma et al. | Design of a transonic research turbine facility | |
| Tian et al. | Influence of adjustable inlet guide vanes on the performance characteristics of a shrouded centrifugal compressor | |
| Rosli et al. | Investigation on the Flow Angle of a Mixed Flow Turbocharger Turbine Under Steady State Operating Conditions | |
| Cui et al. | Numerical and experimental investigation of heat transfer in a low flow single stage centrifugal compressor | |
| Faltin et al. | Combined Numerical and Experimental Investigation of a Centrifugal Compressor with Surge Supression Holes at the Impeller Hub | |
| Beneda | Preliminary results of active centrifugal compressor surge control using variable inducer shroud bleed | |
| Berdanier et al. | Scaling Sealing Effectiveness in a Stator-Rotor Cavity for Differing Blade Spans |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| TC4A | Change in inventorship |
Effective date: 20191122 |