Стенд для испытаний компрессора газотурбинного двигателя

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.

 

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.

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.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области контроля и диагностики системы впрыска бензина (СВБ) автомобильного двигателя внутреннего сгорания (ДВС). Технический результат заключается в обеспечении бортовой локализации внутренних утечек СВБ, а также повышении точности и сокращении времени диагностирования утечек СВБ.

Изобретение относится к технике диагностирования двигателей внутреннего сгорания и предназначено для определения технического состояние цилиндропоршневой группы двигателя.

Изобретение относится к способу определения фактического такта в цилиндре двигателя с поступательно движущимися поршнями. Способ определения фактического такта в цилиндре (113) двигателя (100) с поступательно движущимися поршнями, имеющего коленчатый вал (110) и распределительный вал (120), кинематически связанный с приводным валом (211) топливного насоса (210), который повышает давление топлива и подает его в топливопровод (230), без возможности своего независимого от этого приводного вала вращения относительно него, заключается в том, что топливным насосом (210) подают топливо в топливопровод (230) двигателя (100) с поступательно движущимися поршнями, откуда оно может впрыскиваться в цилиндр (113) двигателя (100) с поступательно движущимися поршнями, регистрируют характер (420) изменения давления топлива в топливопроводе (230), с помощью датчика (118), работающего в паре с задающим диском на коленчатом валу, регистрируют вращение коленчатого вала (110) и выдают характеризующий его угловое положение сигнал и на основании зарегистрированного характера (420) изменения давления топлива в топливопроводе (230) делают вывод о происходящем в топливном насосе (210) движении (421, 422, 423) подачи и на основании этого, а также на основании сигнала, характеризующего угловое положение коленчатого вала, делают вывод о фактическом такте в цилиндре (113) двигателя.

Изобретение относится к области техники испытаний газотурбинных двигателей, а именно к способам стендовых испытаний турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) с проверкой отсутствия автоколебаний рабочих лопаток вентилятора двигателя.

Изобретение относится к области техники испытаний газотурбинных двигателей, а именно к способам стендовых испытаний турбореактивных двухконтурных двигателей (ТРДД) с проверкой отсутствия автоколебаний рабочих лопаток вентилятора двигателя.
Изобретение относится к методикам оценки остаточного ресурса объектов аттракционной техники в условиях эксплуатации. Сущность: осуществляют измерение эксплуатационных повреждений на элементах конструкции аттракциона, определяющих ресурс путем измерения размеров эксплуатационных повреждений, таких как коррозионное поражение, механическое повреждение, износ или усталостные трещины с применением неразрушающих методов контроля, установление допустимости изменения их усталостной прочности посредством вычисления усталостной прочности конструкции на основании результатов измерений для каждого элемента конструкции аттракциона с обнаруженным повреждением, с определением максимальных, возникающих от воздействия расчетных эксплуатационных нагрузок, напряжений с учетом влияния эксплуатационного повреждения, присвоение уровня опасности повреждениям на основании выдвинутых критериев с формулированием критериев оценки элемента конструкции с повреждением, присвоением числового уровня опасности повреждениям, составлением матрицы опасности повреждений для всех элементов конструкции, анализом матрицы опасности по принятым критериям, составлением вывода о возможности или невозможности проведения процедуры оценки остаточного ресурса и определение остаточного ресурса объекта аттракционной техники в условиях эксплуатации с учетом анализа отработанных часов оперативного времени работы аттракциона в пределах назначенного ресурса.

Предложен компрессограф и реализуемый посредством него способ динамической компрессографии, который включает воздушный накопитель. Это позволяет получить осциллограмму давления в цилиндре автомобильного бензинового ДВС, на основании которой рассчитать компрессию и динамику ее нарастания на каждом последующем такте сжатия, и путем сравнения их значений в разных цилиндрах между собой и с нормативными значениями определить технический диагноз цилиндров с высокой достоверностью.

Изобретение относится к технике отбора образцов проб воздуха, отбираемых от компрессора авиационных газотурбинных двигателей (ГТД). Устройство для отбора средней за полет пробы воздуха от авиационных газотурбинных двигателей при проведении испытаний на летающих лабораториях содержит диффузор с одним внутренним соплом, ориентированным по направлению потока, отбираемого от компрессора газотурбинного двигателя воздуха, пробоотборник с встроенными концентраторами, тройник.

Изобретение относится к энергомашиностроению и может быть использовано в системах диагностики работающих на насыщенном паре или паре с фиксированным перегревом конденсационных турбин турбогенераторных установок при их эксплуатации или стендовых испытаниях.

Изобретения относятся к области компрессоростроения, в частности к системам защиты турбокомпрессоров, и могут быть использованы в различных отраслях промышленности и позволяют повысить надежность распознавания попадания несжимаемых объектов в проточную часть турбокомпрессора при одновременном упрощении способа и системы обнаружения попадания данных объектов.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к способам испытаний авиационных турбореактивных двигателей (ТРД). Способ испытаний авиационного ТРД осуществляется с подогревом и наддувом воздуха на входе в двигатель. Согласно изобретению для двигателя, содержащего систему наддува опор, предварительно создают математическую модель, корректируют ее по результатам испытаний репрезентативного количества от трех до пяти двигателей, по математической модели определяют перепад давления на масляных уплотнениях в опорах двигателя при заданных условиях полета, а при испытаниях с подогревом и наддувом воздуха на входе в двигатель обеспечивают дополнительную подачу или эвакуацию воздуха из предмасляных полостей опор двигателя для обеспечения перепада давлений на масляных уплотнениях в опорах двигателя, соответствующих имитируемым полетным условиям. Предложенный способ позволяет обеспечить штатную работу системы наддува опор, предотвратить выброс масла в проточную часть изделия и обеспечить расход масла, соответствующий имитируемым полетным условиям. 2 табл.

Предлагаемое изобретение относится к стендам для испытаний осевых компрессоров низкого давления двух-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.

Наверх