SU847129A1 - Test-bed for testing turbojet engine combustion chambers - Google Patents

Test-bed for testing turbojet engine combustion chambers Download PDF

Info

Publication number
SU847129A1
SU847129A1 SU792735822A SU2735822A SU847129A1 SU 847129 A1 SU847129 A1 SU 847129A1 SU 792735822 A SU792735822 A SU 792735822A SU 2735822 A SU2735822 A SU 2735822A SU 847129 A1 SU847129 A1 SU 847129A1
Authority
SU
USSR - Soviet Union
Prior art keywords
test
combustion chambers
testing
bed
engine combustion
Prior art date
Application number
SU792735822A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Александр Анатольевич Корноухов
Эдуард Львович Симкин
Виктор Георгиевич Скуридин
Original Assignee
Предприятие П/Я Р-6838
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 Предприятие П/Я Р-6838 filed Critical Предприятие П/Я Р-6838
Priority to SU792735822A priority Critical patent/SU847129A1/en
Application granted granted Critical
Publication of SU847129A1 publication Critical patent/SU847129A1/en

Links

Landscapes

  • Testing Of Engines (AREA)

Description

(54) СТЕНД ДЛЯ ИСПЫТАНИЯ КАМЕР СГОРАНИЯ ТУРБОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ(54) STAND FOR TESTING THE COMBUSTION CHAMBERS OF TURBO-REACTIVE ENGINES

1one

Изобретение относитс  к авиадвигателестроению и, в частности к стендам дл  испытани  камер сгорани  газотурбинных двигателей .The invention relates to aircraft engine construction and, in particular, to stands for testing combustion chambers of gas turbine engines.

Известен стенд дл  испытани  камер сгорани  газотурбинных двигателей, содержащий воздухопровод щий трубопровод с дроссельной заслонкой, подсоединенный к испытуемой камере 1.A test stand for testing combustion chambers of gas turbine engines is known, comprising an air-conducting pipeline with a throttle valve connected to test chamber 1.

Недостатком такого стенда  вл етс  невозможность создани  параметров потока, близких к реальным на переходных режимах двигател .The disadvantage of this test bench is the impossibility of creating flow parameters that are close to real at transients in the engine.

Наиболее близким по технической сущности к изобретению известен стенд дл  испытани  камер сгорани  газотурбинных двигателей , содержащий подключенный к источнику сжатого воздуха трубопровод, перекрываемый вращающейс  заслонкой, расположенной перпендикул рно к потоку 2.The closest in technical essence to the invention is a stand for testing the combustion chambers of gas turbine engines, which contains a pipeline connected to a source of compressed air and blocked by a rotating flap located perpendicular to flow 2.

Недостатком такого стенда  вл етс  невозможность имитировани  помпажа или срыва потока в компрессоре.The disadvantage of such a bench is the impossibility of simulating a surge or stall in the compressor.

Цель изобретени  - расщирение режимов испытани  камер сгорани .The purpose of the invention is to extend the test modes of the combustion chambers.

Указанна  цель достигаетс  тем, что ось вращени  заслонки стенда смещена относительно оси трубопровода.This goal is achieved by the fact that the axis of rotation of the stand flap is offset relative to the axis of the pipeline.

На фиг. 1 схематично изображен стенд, продольный разрез; на фиг. 2 - сечение А-А на фиг. I.FIG. 1 schematically shows a stand, a longitudinal section; in fig. 2 is a section A-A in FIG. I.

Стенд дл  испытани  камер сгорани  содержит трубопровод 1, подключенный через ресивер 2 и магистраль 3 к источнику сжатого воздуха. Перпендикул рно потоку воздуха в трубопроводе 1 установлена вращающа с  дроссельна  заслонка 4, соеди10 ненна  с приводом 5. Заслонка 4 имеет профилированную несимметричную форму, а ось смещена относительно оси трубопровода 1. Трубопровод подсоединен к испытуемой камере 6 сгорани  на выходе из которой установлен дроссель 7.The test bench for the combustion chambers contains pipeline 1 connected through receiver 2 and line 3 to a source of compressed air. Perpendicular to the air flow in the pipeline 1, a rotating throttle valve 4 is installed, connected to the actuator 5. The valve 4 has a shaped asymmetrical shape, and the axis is offset relative to the axis of the pipeline 1. The pipeline is connected to the test chamber 6 at the outlet of which the throttle 7 is installed.

При испытании камеры сжатый воздух от источника поступает через магистраль 3 и ресивер 2 в трубопровод 1 и затем при открытой дроссельной заслонке 4 в испытуемую камеру сгорани  6. Прихнеобходи20 мостй создани  на входе в камеру сгорани  параметров потока, соответствующих помпажному или срывному режиму компрессора двигател , заслонка 4, спрофилиWhen testing the chamber, the compressed air from the source enters through line 3 and receiver 2 into pipeline 1 and then with open throttle valve 4 into the test combustion chamber 6. Approaching the flow parameters corresponding to the surge or stall mode of the compressor of the engine, the valve at the entrance to the combustion chamber 4, profiles

Claims (1)

Формула изобретенияClaim Стенд для испытания камер сгорания турбореактивных двигателей, содержащийTest bench for combustion chambers of turbojet engines, containing подключенный к источнику сжатого воздуха трубопровод, перекрываемый вращающей ся дроссельной заслонкой, расположенной перпендикулярно потоку, и подсоединенный к испытываемой камере сгорания, и выхлоп5 ной патрубок с регулируемым проходным сечением, отличающийся тем, что, с целью расширения режимов испытаний, ось вращения заслонки смещена относительно оси трубопровода.a pipe connected to a source of compressed air, shut off by a rotating throttle valve located perpendicular to the flow, and connected to the combustion chamber under test, and an exhaust nozzle with adjustable flow cross section, characterized in that, to expand the test conditions, the axis of rotation of the valve is offset relative to the axis pipeline 10ten
SU792735822A 1979-03-07 1979-03-07 Test-bed for testing turbojet engine combustion chambers SU847129A1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU792735822A SU847129A1 (en) 1979-03-07 1979-03-07 Test-bed for testing turbojet engine combustion chambers

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU792735822A SU847129A1 (en) 1979-03-07 1979-03-07 Test-bed for testing turbojet engine combustion chambers

Publications (1)

Publication Number Publication Date
SU847129A1 true SU847129A1 (en) 1981-07-15

Family

ID=20814858

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SU792735822A SU847129A1 (en) 1979-03-07 1979-03-07 Test-bed for testing turbojet engine combustion chambers

Country Status (1)

Country Link
SU (1) SU847129A1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2488086C2 (en) * 2011-10-24 2013-07-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" Method and device to determine characteristics and border of stable compressor operation within gas turbine engine
CN110374910A (en) * 2019-07-19 2019-10-25 中国航发沈阳发动机研究所 A kind of butterfly distortion device for compressor aberration test

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2488086C2 (en) * 2011-10-24 2013-07-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" Method and device to determine characteristics and border of stable compressor operation within gas turbine engine
CN110374910A (en) * 2019-07-19 2019-10-25 中国航发沈阳发动机研究所 A kind of butterfly distortion device for compressor aberration test

Similar Documents

Publication Publication Date Title
GB1345892A (en) Gas turbine engines
GB497188A (en) An internal combustion engine for use at high altitudes charged by turbo-blowers
GB1278903A (en) Turbocharger system for internal combustion engine
SE7507456L (en) DEVICE AT THE EXHAUST TURBINE.
GB1255269A (en) Method and apparatus for charging an internal combustion engine of the applied ignition type
GB1389347A (en) Gas turbine power plant
GB1320530A (en) Gas turbine engine
GB2062116A (en) Turbine Casing for Turbochargers
ATE223559T1 (en) INTERNATIONAL ENGINE TURBOCHARGER SYSTEM
SU847129A1 (en) Test-bed for testing turbojet engine combustion chambers
SU498915A3 (en) Device for cooling diesel
GB1008322A (en) Gas turbine engine
CN112610331B (en) Negative pressure adjustable injection type compressor simulation test device
GB1277075A (en) Improvements in or relating to gas turbine engines
RU142807U1 (en) TURBOJET
RU2023248C1 (en) Method and bench for testing turbo-supercharging compressor of internal combustion engine
SU976130A1 (en) Rig for testing turbocompressor
SE7607265L (en) GASTURBINE ENGINE
RU2159420C1 (en) Bed testing aircraft gas-turbine engines
AU753256B2 (en) Gas flow area measurement
SU428103A1 (en) DEVICE FOR SUPPORTING THE ENGINE OF INTERNAL COMBUSTION
RU77044U1 (en) SIMULATOR OF NATURAL CONDITIONS OF OPERATION OF A GAS TURBINE ENGINE IN TESTS FOR ABSENCE OF AUTO OSCILLATIONS OF WORKING BLADES OF THE COMPRESSOR
SU974189A1 (en) Air blower testing stand
SU325902A1 (en) Method of simulation of flight conditions of by-pass engine
RU20581U1 (en) INSTALLATION FOR TESTING THE COMBUSTION CHAMBER OF A GAS TURBINE ENGINE