RU2697588C1 - Способ испытания газотурбинного двигателя в термобарокамере высотного стенда - Google Patents

Способ испытания газотурбинного двигателя в термобарокамере высотного стенда Download PDF

Info

Publication number
RU2697588C1
RU2697588C1 RU2018137704A RU2018137704A RU2697588C1 RU 2697588 C1 RU2697588 C1 RU 2697588C1 RU 2018137704 A RU2018137704 A RU 2018137704A RU 2018137704 A RU2018137704 A RU 2018137704A RU 2697588 C1 RU2697588 C1 RU 2697588C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
value
pressure chamber
altitude
force
Prior art date
Application number
RU2018137704A
Other languages
English (en)
Inventor
Борис Михайлович Клинский
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова"
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" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова"
Priority to RU2018137704A priority Critical patent/RU2697588C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2697588C1 publication Critical patent/RU2697588C1/ru

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
    • 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

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

Изобретение относится к испытаниям газотурбинных двигателей, в частности к способам испытаний для определения высотно-скоростных характеристик газотурбинных двигателей в имитируемых полетных условиях по схеме с присоединенным трубопроводом, и может найти применение в авиационной промышленности. Способ характеризуется тем, что запускают испытываемый двигатель, установленный по схеме с присоединенным трубопроводом на входе с внешней обвязкой в термобарокамере высотного стенда. Подают воздух в ресивер высотного стенда на вход в двигатель. Регулируют величину перепада давлений в системе технологической вентиляции термобарокамеры высотного стенда. Проводят градуировку при работающем двигателе с постоянной величиной приведенных оборотов ротора двигателя путем измерения двух контрольных точек. Вычисляют коэффициент парусности. Затем, при испытаниях двигателя, используя полученную градуировочную зависимость и измеренную величину перепада давлений в системе технологической вентиляции, определяют величину внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере. С учетом результатов определения величины внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере определяют величину внутренней полетной тяги и величину стендовой тяги двигателя. Техническое решение позволяет повысить точность определения величин стендовой и внутренней полетной тяги двигателя. 5 ил.

Description

Изобретение относится к испытаниям газотурбинных двигателей, в частности к способам испытаний для определения высотно-скоростных характеристик газотурбинных двигателей в имитируемых полетных условиях по схеме с присоединенным трубопроводом, и может найти применение в авиационной промышленности.
Известен способ определения аэродинамической силы (Авиационный стандарт ОСТ 102781-2004 «Сила аэродинамическая при испытаниях газотурбинных двигателей на наземных закрытых стендах. МВИ», стр. 6-12), в котором запускают испытываемый газотурбинный двигатель, измеряют силу от тяги двигателя и перепад между полным и статистическим давлениями, а величина силы парусности определяется расчетно-экспериментальным путем как сумма составляющих внешних аэродинамических сил, приложенных к испытываемому двигателю.
Недостатком способа определения аэродинамической силы является высокая погрешность ее определения из-за низкой точности измерения местных скоростей потока воздуха и высокой погрешности определения коэффициентов аэродинамического сопротивления элементов конструкции газотурбинного двигателя, установленного в термобарокамере.
Наиболее близким аналогом изобретения является способ определения стендовой и внутренней полетной тяги газотурбинного двигателя (Ю.А. Литвинов, В.О. Боровик. «Характеристики и эксплуатационные свойства авиационных турбореактивных двигателей». М.: Машиностроение, 1979 г., стр. 154-156), в котором испытания газотурбинного двигателя проводят на высотных стендах в термобарокамере по схеме с присоединенным трубопроводом на входе, где устанавливается заглушка в подвижной части входного присоединенного трубопровода, а сила парусности определяется калибровкой при неработающем двигателе, измеряются усилия на силоизмерительной системе при различных перепадах давления в системе вентиляции термобарокамеры. В процессе стендовой градуировки производят измерения внешней силы аэродинамического сопротивления двигателя и перепада давлений в вентиляционной системе стенда. Коэффициент парусности определяется как отношение величины внешнего сопротивления двигателя и его обвязки к величине перепада давления вентиляционного потока, который вентилирует элементы конструкции и двигателя в термобарокамере. Недостатком данного способа является повышенная погрешность определения внешней силы аэродинамического сопротивления двигателя. Кроме того, у неработающего двигателя при таком способе определения стендовой и внутренней полетной тяги из-за отсутствия реактивного потока воздуха внешнее обтекание двигателя и его обвязки вентиляционным потоком отлично от того, которое имеет место при работающем двигателе в термобарокамере.
Техническая проблема, решаемая заявляемым изобретением, заключается в повышении точности определения величины внешнего аэродинамического сопротивления газотурбинного двигателя и его обвязки в термобарокамере высотного стенда по схеме с присоединенным трубопроводом на входе.
Технический результат, обеспечиваемый предлагаемым изобретением, заключается в повышении точности определения величин стендовой и внутренней полетной тяги двигателя.
Заявленный технический результат достигается за счет того, что при осуществлении способа испытания газотурбинного двигателя в термобарокамере высотного стенда запускают испытываемый двигатель, установленный по схеме с присоединенным трубопроводом на входе с внешней обвязкой в термобарокамере высотного стенда, подают воздух в ресивер высотного стенда на вход в двигатель, регулируют величину ΔРВЕНТ перепада давлений в системе технологической вентиляции термобарокамеры высотного стенда, проводят градуировку при работающем двигателе с постоянной величиной приведенных оборотов ротора двигателя путем измерения двух контрольных точек, первую контрольную точку определяют в условиях имитации постоянной высоты полета и постоянного числа Маха полета для обеспечения постоянной величины приведенных оборотов ротора двигателя и критической величины степени понижения давлений в реактивном сопле двигателя при величине ΔРВЕНТ.1 перепада давлений в системе технологической вентиляции термобарокамеры высотного стенда равной нулю, определяют приведенную величину силы от тяги двигателя, вторую контрольную точку определяют в условиях имитации постоянной высоты полета и постоянного числа Маха полета для обеспечения постоянной величины приведенных оборотов ротора двигателя с заданной величиной ΔРВЕНТ.2 перепада давлений в системе технологической вентиляции термобарокамеры высотного стенда, определяют приведенную величину силы от тяги двигателя, затем вычисляют коэффициент парусности по формуле:
Figure 00000001
,
где
КПАР - коэффициент парусности, м2;
RCT.1.ПР - приведенная величина силы от тяги двигателя в первой контрольной точке, Н;
RCT.2.ПР - приведенная величина силы от тяги двигателя во второй контрольной точке, Н,
затем, при испытаниях двигателя, используя полученную градуировочную зависимость
KПАР=ƒ(ΔРВЕНТ.2)
и измеренную величину ΔРВЕНТ перепада давлений в системе технологической вентиляции, определяют величину внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере по формуле
RПАР=KПАР⋅ΔРВЕНТ,
где RПAP - величина внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере (сила парусности), Н,
с учетом результатов определения величины внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере определяют величину внутренней полетной тяги и величину стендовой тяги двигателя.
Указанные существенные признаки обеспечивают решение поставленной технической проблемы с достижением заявленного технического результата, так как только совокупность всех действий и операций, описывающая изобретение, позволяет повысить точность определения величин стендовой и внутренней полетной тяги двигателя.
Настоящее изобретение поясняется подробным описанием способа испытания газотурбинного двигателя в термобарокамере высотного стенда со ссылкой на иллюстрации, представленные на фиг. 1-5, где
на фиг. 1 изображен высотный стенд с испытываемым газотурбинным двигателем по схеме с присоединенным трубопроводом на входе;
на фиг. 2 представлен график зависимости силы от тяги двигателя от приведенной частоты вращения ротора газотурбинного двигателя и от величины перепада давлений в системе технологической вентиляции термобарокамеры высотного стенда;
на фиг. 3 - график зависимости приведенной величины силы от тяги двигателя от величины перепада давлений в системе технологической вентиляции термобарокамеры высотного стенда;
на фиг. 4 - график зависимости величины коэффициента парусности от величины перепада давлений в системе технологической вентиляции термобарокамеры высотного стенда;
на фиг. 5 - график зависимости числа Маха полета при изменении приведенной частоты вращения ротора газотурбинного двигателя.
На фиг. 1 приняты следующие обозначения:
1 - воздухоподводящий патрубок;
2 - распылительный воздушный вентиляционный коллектор;
3 - регулирующий дроссель;
4 - газотурбинный двигатель;
5 - динамометрическая платформа;
6 - лемнискатный насадок;
7 - ресивер;
8 - передняя лента сжатия;
9 - задняя лента сжатия;
10 - стендовый газовод;
11 - лабиринтное уплотнение;
12 - присоединенный входной трубопровод;
13 - подмоторная рама;
14 - опорная стойка;
15 - опорно-упорная стойка;
16 - реактивное сопло;
17 - патрубок;
18 - неподвижная входная часть.
Способ испытания газотурбинного двигателя в термобарокамере высотного стенда реализуется следующим образом. Запускают испытываемый газотурбинный двигатель 4, установленный по схеме с присоединенным трубопроводом на входе с внешней обвязкой в термобарокамере высотного стенда (фиг. 1). Подают воздух в ресивер 7 высотного стенда на вход в газотурбинный двигатель 4 с помощью воздухоподводящего патрубка 1 и установленного на неподвижной входной части 18 присоединенного входного трубопровода 12 лемнискатного насадка 6 и затем с помощью патрубков 17 в распылительном воздушном вентиляционном коллекторе 2 воздух поступает в термобарокамеру и обдувает испытываемый двигатель 4 и его обвязку (на чертеже не показана). Поток газа из реактивного сопла 16 двигателя 4 и вентиляционный поток воздуха из патрубков 17 направляется в стендовый газовод 10. Для обеспечения измерения силы от тяги двигателя 4 неподвижная входная часть 18 бесконтактно соединена с трубопроводом 12 с помощью лабиринтного уплотнения 11. В обвязку входят импульсные линии измерения давлений и каналы измерения температуры в расходомерном коллекторе (не показан), установленном в присоединенном входном трубопроводе 12, а так же трубопровод подвода топлива к насосу-регулятору двигателя 4 и трубопровод подвода сжатого воздуха к воздушному стартеру двигателя 4. Воздух обдувает присоединенный входной трубопровод 12, подмоторную раму 13, установленную на передней и задней лентах сжатия 8 и 9, опорную стойку 14, опорно-упорную стойку 15 и динамометрическую платформу 5. С помощью регулирующего дросселя 3 регулируют величину ΔРВЕНТ перепада давлений в системе технологической вентиляции термобарокамеры высотного стенда. Затем проводят градуировку при работающем испытываемом двигателе 4 с постоянной величиной приведенных оборотов ротора двигателя путем измерения двух контрольных точек:
первую контрольную точку определяют в условиях имитации постоянной высоты полета и постоянного числа Маха полета для обеспечения постоянной величины приведенных оборотов ротора двигателя и критической величины степени понижения давлений в реактивном сопле двигателя при величине ΔPВЕНТ.1 перепада давлений в системе технологической вентиляции термобарокамеры высотного стенда равной нулю, определяют приведенную величину силы от тяги двигателя по формуле:
Figure 00000002
,
где
RCT.1.ПР - приведенная величина силы от тяги двигателя в первой контрольной точке, Н;
RCT.1 - измеренная величина силы от тяги двигателя в первой контрольной точке, Н;
Р* ВХ.НОМ - полное давление потока воздуха на входе в двигатель, соответствующее заданным номинальным значениям МП.НОМ числа Маха полета и значениям ННОМ высоты полета, Па;
Р* ВХ - полное давление потока воздуха на входе в двигатель, Па,
вторую контрольную точку определяют в условиях имитации постоянной высоты полета и постоянного числа Маха полета для обеспечения постоянной величины приведенных оборотов ротора двигателя с заданной величиной ΔРВЕНТ.2 перепада давлений в системе технологической вентиляции термобарокамеры высотного стенда, определяют приведенную величину силы от тяги двигателя по формуле:
Figure 00000003
,
где
RCT.2.ПР - приведенная величина силы от тяги двигателя во второй контрольной точке, Н;
RCT.2 - измеренная величина силы от тяги двигателя во второй контрольной точке, Н,
затем вычисляют коэффициент парусности по формуле:
Figure 00000004
,
где
КПАР - коэффициент парусности, м2.
Далее, при испытаниях двигателя, используя полученную градуировочную зависимость
KПАР=ƒ(ΔРВЕНТ.2)
и измеренную величину ΔРВЕНТ перепада давлений в системе технологической вентиляции, определяют величину внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере по формуле
RПАР=KПАР⋅ΔРВЕНТ,
где RПАР - величина внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере (сила парусности), Н.
Градуировочная величина коэффициента парусности КПАР (фиг. 4) определяется как среднее арифметическое значение КПАР по результатам измерений отдельных контрольных точек при
ΔРВЕНТ.2 ≈ const,
по формуле:
Figure 00000005
,
где:
n - количество контрольных точек.
С учетом результатов определения величины внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере определяют номинальную величину RV.HOM внутренней полетной тяги двигателя по формуле:
Figure 00000006
где
RCT - измеряемая величина силы от тяги двигателя, Н;
GB - расход воздуха, измеряемый на входе в двигатель, кг/с;
VК2 - скорость потока воздуха в подвижной части лабиринтного уплотнения 11 присоединенного входного трубопровода 12, м/с;
FК2 - площадь проходного сечения подвижной части лабиринтного уплотнения 11 присоединенного входного трубопровода 12, определяется специальными измерениями, м2;
РК2 - статическое давление потока воздуха в подвижной части лабиринтного уплотнения 11 присоединенного входного трубопровода 12, Па;
РТБК - статическое давление в термобарокамере (вне рабочего потока воздуха из реактивного сопла), Па;
FК1 - площадь торцевого (кольцевого) сечения подвижной части лабиринтного уплотнения 11, м2;
PК1 - статическое давление, измеряемое в торцевом сечении подвижной части лабиринтного уплотнения 11, Па;
КТБК - коэффициент для поправки силы от тяги двигателя на перепад давлений между В0 и РТБК, м2;
В0 - давление атмосферное (вне термобарокамеры), Па;
FC - площадь выходного сечения сопла, м2;
РН.НОМ - давление окружающей среды согласно «стандартной атмосфере» по ГОСТ 4401-81, Па;
Т* ВХ - заторможенная температура потока воздуха на входе в двигатель, К;
Т* ВХ.НОМ - величина заторможенной температуры потока воздуха на входе в двигатель, соответствующая заданным номинальным значениям МП.НОМ числа Маха полета и значениям ННОМ высоты полета К;
КВ - показатель адиабаты потока воздуха на входе;
RB - газовая постоянная воздуха на входе,
Figure 00000007
;
ТН.НОМ - температура окружающей среды согласно «стандартной атмосфере» по ГОСТ 4401-81, К,
и величину Rо.пр стендовой приведенной к стандартным условиям тяги двигателя по формуле:
Figure 00000008
где
Figure 00000009
- стандартное значение полного давления на входе в двигатель согласно ГОСТ 4401-81, Па.
Ниже описан пример использования предложенного способа испытания газотурбинного двигателя для определения величины внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере по схеме с присоединенным трубопроводом на входе, позволяющий повысить точность определения величин стендовой и внутренней полетной тяги двигателя.
В условиях нулевого перепада давлений вентиляционного потока воздуха была снята зависимость приведенной величины силы от тяги газотурбинного двигателя, измеренной стендовым силоизмерительным устройством, от приведенной частоты вращения ротора газотурбинного двигателя (фиг. 2) при поддержании постоянной величины числа Маха полета (фиг. 5).
В середине диапазона по приведенным оборотам ротора двигателя был установлен перепад давлений в системе технологической вентиляции
ΔРВЕНТ2 ≈ 1600, Па
и при постоянной величине приведенных оборотов ротора газотурбинного двигателя были измерены соответствующие значения силы от тяги испытываемого газотурбинного двигателя (фиг. 3). На основании указанных материалов была определена величина коэффициента парусности двигателя в термобарокамере (фиг. 4), необходимая для вычисления величины внешней аэродинамической силы сопротивления, входящей в формулу (1) внутренней полетной тяги двигателя и в формулу (2) стендовой тяги испытываемого двигателя.
Так же при испытаниях газотурбинного двигателя в термобарокамере высотного стенда была получена практически постоянной величина числа Маха полета, равная 0,8, при изменении приведенной частоты вращения ротора газотурбинного двигателя (фиг. 5).
Таким образом, согласно изобретению градуировку по определению внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере по схеме с присоединенным трубопроводом на входе в отличие от используемой на практике градуировки на неработающем двигателе проводят:
- при работающем двигателе, т.е. при воспроизведении реальной газодинамической схемы истечения активного эжектирующего потока газов из сопла газотурбинного двигателя в кормовую часть термобарокамеры высотного стенда;
- при числе Маха полета, равного 0,8 в приведенном примере, обеспечивается сверхкритическое отношение давлений в реактивном сопле двигателя и отсутствие из-за этого влияния внешнего обдува двигателя вентиляционным технологическим потоком воздуха на смещение рабочей точки по напорной ветви характеристики компрессоров испытываемого двигателя;
- при измерении стендовым силоизмерительным устройством номинальных величин по диапазону измерения приведенных величин силы от тяги газотурбинного двигателя.
Предложенный способ позволяет решить проблему повышения точности определения величины внешнего аэродинамического сопротивления газотурбинного двигателя и его обвязки в термобарокамере высотного стенда путем снижения погрешности определения величин стендовой и внутренней полетной тяги двигателя.

Claims (11)

  1. Способ испытания газотурбинного двигателя в термобарокамере высотного стенда, характеризующийся тем, что запускают испытываемый двигатель, установленный по схеме с присоединенным трубопроводом на входе с внешней обвязкой в термобарокамере высотного стенда, подают воздух в ресивер высотного стенда на вход в двигатель, регулируют величину ΔРВЕНТ перепада давлений в системе технологической вентиляции термобарокамеры высотного стенда, проводят градуировку при работающем двигателе с постоянной величиной приведенных оборотов ротора двигателя путем измерения двух контрольных точек, первую контрольную точку определяют в условиях имитации постоянной высоты полета и постоянного числа Маха полета для обеспечения постоянной величины приведенных оборотов ротора двигателя и критической величины степени понижения давлений в реактивном сопле двигателя при величине ΔРВЕНТ.1 перепада давлений в системе технологической вентиляции термобарокамеры высотного стенда, равной нулю, определяют приведенную величину силы от тяги двигателя, вторую контрольную точку определяют в условиях имитации постоянной высоты полета и постоянного числа Маха полета для обеспечения постоянной величины приведенных оборотов ротора двигателя с заданной величиной ΔРВЕНТ.2 перепада давлений в системе технологической вентиляции термобарокамеры высотного стенда, определяют приведенную величину силы от тяги двигателя, затем вычисляют коэффициент парусности по формуле:
  2. Figure 00000010
  3. где КПАР - коэффициент парусности;
  4. RСТ.1.ПР - приведенная величина силы от тяги двигателя в первой контрольной точке;
  5. RCT.2.ПР - приведенная величина силы от тяги двигателя во второй контрольной точке,
  6. затем, при испытаниях двигателя, используя полученную градуировочную зависимость
  7. Figure 00000011
  8. и измеренную величину ΔРВЕНТ перепада давлений в системе технологической вентиляции, определяют величину внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере по формуле
  9. Figure 00000012
  10. где RПАР - величина внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере (сила парусности),
  11. с учетом результатов определения величины внешней аэродинамической силы сопротивления двигателя в термобарокамере определяют величину внутренней полетной тяги и величину стендовой тяги двигателя.
RU2018137704A 2018-10-25 2018-10-25 Способ испытания газотурбинного двигателя в термобарокамере высотного стенда RU2697588C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018137704A RU2697588C1 (ru) 2018-10-25 2018-10-25 Способ испытания газотурбинного двигателя в термобарокамере высотного стенда

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018137704A RU2697588C1 (ru) 2018-10-25 2018-10-25 Способ испытания газотурбинного двигателя в термобарокамере высотного стенда

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2697588C1 true RU2697588C1 (ru) 2019-08-15

Family

ID=67640555

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018137704A RU2697588C1 (ru) 2018-10-25 2018-10-25 Способ испытания газотурбинного двигателя в термобарокамере высотного стенда

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2697588C1 (ru)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110702292A (zh) * 2019-11-28 2020-01-17 北京航天三发高科技有限公司 一种发动机试验台进气推力测量装置及使用方法
CN113723019A (zh) * 2021-08-02 2021-11-30 北京动力机械研究所 一种地面静止试验中发动机天地性能参数一致性计算方法
CN113899519A (zh) * 2021-12-13 2022-01-07 中国飞机强度研究所 一种室内飞机试验微压力控制系统及控制方法
CN114383850A (zh) * 2021-12-10 2022-04-22 厦门大学 一种自然风条件下露天试车台推力修正方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU311167A1 (ru) * Е. А. Дженеев, Н. В. Мартынов, П. В. Перстнев , Т. М. Сутырина Стенд для высотно-скоростных испытаний агрегатов и внешних систем газотурбинных двигателей
SU373570A1 (ru) * 1971-05-05 1973-03-12
US5396793A (en) * 1993-09-17 1995-03-14 United Technologies Corporation Altitude gas turbine engine test cell
RU2252406C1 (ru) * 2003-12-05 2005-05-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") Способ испытания газотурбинного двигателя
RU2467302C1 (ru) * 2011-05-19 2012-11-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Стенд для высотных испытаний двухконтурных турбореактивных двигателей и способ его функционирования (варианты)

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU311167A1 (ru) * Е. А. Дженеев, Н. В. Мартынов, П. В. Перстнев , Т. М. Сутырина Стенд для высотно-скоростных испытаний агрегатов и внешних систем газотурбинных двигателей
SU373570A1 (ru) * 1971-05-05 1973-03-12
US5396793A (en) * 1993-09-17 1995-03-14 United Technologies Corporation Altitude gas turbine engine test cell
RU2252406C1 (ru) * 2003-12-05 2005-05-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") Способ испытания газотурбинного двигателя
RU2467302C1 (ru) * 2011-05-19 2012-11-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Стенд для высотных испытаний двухконтурных турбореактивных двигателей и способ его функционирования (варианты)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110702292A (zh) * 2019-11-28 2020-01-17 北京航天三发高科技有限公司 一种发动机试验台进气推力测量装置及使用方法
CN110702292B (zh) * 2019-11-28 2023-12-19 北京航天三发高科技有限公司 一种发动机试验台进气推力测量装置及使用方法
CN113723019A (zh) * 2021-08-02 2021-11-30 北京动力机械研究所 一种地面静止试验中发动机天地性能参数一致性计算方法
CN113723019B (zh) * 2021-08-02 2024-05-07 北京动力机械研究所 一种地面静止试验中发动机天地性能参数一致性计算方法
CN114383850A (zh) * 2021-12-10 2022-04-22 厦门大学 一种自然风条件下露天试车台推力修正方法
CN113899519A (zh) * 2021-12-13 2022-01-07 中国飞机强度研究所 一种室内飞机试验微压力控制系统及控制方法
CN113899519B (zh) * 2021-12-13 2022-03-15 中国飞机强度研究所 一种室内飞机试验微压力控制系统及控制方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2697588C1 (ru) Способ испытания газотурбинного двигателя в термобарокамере высотного стенда
US9043054B2 (en) Method for determining the speed air aircraft and aircraft equipped with means for implementation
CN110615091A (zh) 控制系统
CN109460628A (zh) 一种进气道与发动机共同工作的流量匹配评估方法
RU2381471C1 (ru) Устройство для определения тяговых характеристик имитаторов воздушно-реактивных двигателей (врд), способ определения тяговых характеристик имитаторов врд и способ контроля достоверности определения тяговых характеристик имитаторов врд
RU2339928C1 (ru) Калибровочная аэродинамическая модель для определения систематических погрешностей и способ определения систематических погрешностей
CN110836713A (zh) 一种考虑校准箱气体质量变化的文氏管流量系数标定方法
RU2702443C1 (ru) Способ испытания газотурбинного двигателя
CN115756035A (zh) 航空发动机高空过渡态全环境模拟试验平台及控制方法
RU2725591C1 (ru) Способ испытания газотурбинного двигателя
Campbell et al. Preliminary evaluation of turbine performance with variable-area turbine nozzles in a turbojet engine
Fawke et al. Experimental investigation of methods for improving the dynamic response of a twin-spool turbojet engine
Quémard et al. High Reynolds number air intake tests in the ONERA F1 and S1MA wind tunnels
RU2739168C1 (ru) Стенд для испытания газогенератора турбореактивного двухконтурного двигателя
Jones et al. Model Preparation Areas for Propulsion Airframe Integration Testing at the NASA Langley Research Center
Lee et al. Assessment of the air flowrate measurement in altitude engine tests by the national measurement standards system
Wu et al. Aerodynamic calibration and thrust correction method with inflow separation in indoor sea level test facility
UA137484U (uk) Спосіб визначення реактивної тяги турбореактивних двоконтурних двигунів зі змішуванням потоків
Syberg et al. Performance variations in high aspect ratio subsonic diffusers due to geometric constraints in supersonic tactical aircraft inlet installations
Wells Experimental Investigation of an Airfoil with Co-Flow Jet Flow Control
Ciepluch Effect of Inlet Air Distortion on the Steady-State and Surge Characteristics of an Axial-Flow Turbojet Compressor
RU2641187C1 (ru) Способ подготовки стенда к испытаниям авиационного двигателя для определения достаточности запасов газодинамической устойчивости
Bergman Exhaust nozzle drag: Engine vs airplane force model
Murray et al. Observed effect of bypass flow on jet noise
Thacker et al. Measurements of fan efficiency at low pressure ratio

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20210804