RU2199727C2 - Internal combustion engine turbocompressor test bed - Google Patents
Internal combustion engine turbocompressor test bed Download PDFInfo
- Publication number
- RU2199727C2 RU2199727C2 RU2001111449/06A RU2001111449A RU2199727C2 RU 2199727 C2 RU2199727 C2 RU 2199727C2 RU 2001111449/06 A RU2001111449/06 A RU 2001111449/06A RU 2001111449 A RU2001111449 A RU 2001111449A RU 2199727 C2 RU2199727 C2 RU 2199727C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- heat exchanger
- compressor
- adjustable
- circuit
- turbine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
- Supercharger (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к испытанию машин, в частности турбокомпрессоров наддува двигателей внутреннего сгорания, и может найти применение при испытании турбин и компрессоров в общем и энергетическом машиностроении. The invention relates to testing machines, in particular turbochargers of pressurization of internal combustion engines, and may find application in testing turbines and compressors in general and power engineering.
Известен стенд для испытания турбокомпрессора двигателя внутреннего сгорания, содержащий входную и выходную магистрали, устройства измерения и управления, регулируемый источник газового потока, выполненный в виде технологического компрессора с регулируемым приводом, причем входная и выходная магистрали соединены соответственно с компрессором и турбиной испытуемого турбокомпрессора, а регулируемый источник газового потока соединен с входной и выходной магистралями /1/. Недостатком этого стенда является то, что на испытание турбокомпрессора непроизводительно затрачивается значительное количество энергии. Кроме того, в известном стенде ограничены возможности имитации и воссоздания условий по структуре потока на входе в компрессор испытуемого турбокомпрессора. A known test bench for testing a turbocompressor of an internal combustion engine, comprising an input and output line, measuring and control devices, an adjustable gas flow source made in the form of a process compressor with an adjustable drive, the input and output lines being connected respectively to the compressor and turbine of the tested turbocompressor, and adjustable the gas flow source is connected to the input and output lines / 1 /. The disadvantage of this stand is that a significant amount of energy is expended on testing a turbocharger. In addition, the well-known stand limits the ability to simulate and recreate conditions on the structure of the flow at the inlet to the compressor of the turbocharger under test.
Наиболее близким к предлагаемому по совокупности признаков является стенд для испытания турбокомпрессора наддува двигателя внутреннего сгорания, содержащий входную и выходную магистрали, регулируемый источник газового потока, выполняемый в виде технологического компрессора с регулируемым приводом, устройства измерения и управления, рекуперативный теплообменник, причем входная и выходная магистрали стенда соединены соответственно с компрессором и турбиной испытуемого турбокомпрессора, технологический компрессор соединен с входной и выходной магистралями, а рекуперативный теплообменник соединен первым контуром с выходом из турбины испытуемого турбокомпрессора, а вторым контуром с выходом технологического компрессора и входом в турбину /2/. Closest to the proposed combination of features is a test bench for a turbocharger for boosting an internal combustion engine, containing an input and output line, an adjustable gas flow source made in the form of a process compressor with an adjustable drive, measuring and control devices, a regenerative heat exchanger, the input and output lines test bench are connected respectively to the compressor and turbine of the turbocharger under test, the process compressor is connected to the input oh and output lines, and the recuperative heat exchanger is connected by the first circuit to the turbine of the turbocharger under test, and the second circuit to the output of the process compressor and the turbine inlet / 2 /.
Недостатком этого стенда является то, что на испытание турбокомпрессора также непроизводительно затрачивается значительное количество энергии и не обеспечивается возможность имитации и воссоздания условий по структуре потока на входе в компрессор испытуемого турбокомпрессора. The disadvantage of this stand is that a significant amount of energy is also unproductive for testing a turbocompressor and it is not possible to simulate and recreate the conditions on the flow structure at the compressor inlet of the tested turbocompressor.
Данное техническое решение выбрано авторами в качестве прототипа. This technical solution is selected by the authors as a prototype.
Целью изобретения является снижение энергозатрат на испытание турбокомпрессора, а также обеспечение возможности имитации и воссоздания структуры потока на входе в компрессор. The aim of the invention is to reduce energy consumption for testing a turbocharger, as well as providing the ability to simulate and recreate the flow structure at the inlet to the compressor.
Поставленная цель достигается тем, что стенд для испытания турбокомпрессора двигателя внутреннего сгорания, содержащий входную и выходную магистрали, соединенные с испытуемым турбокомпрессором, регулируемый источник газового потока, выполненный в виде технологического компрессора с регулируемым проводом, рекуперативный теплообменник, устройства измерения и управления, дополнительно оборудован регулируемым нагревателем, вторым рекуперативным теплообменником, теплообменником - охладителем и регулируемым интерцептором, выполненным в виде корпуса с центральным каналом для прохода газа и расположенными по образующей корпуса сквозными отверстиями, соединенными с атмосферой через управляемые клапаны. Входная магистраль стенда сообщена своим входом с атмосферой и соединена посредством вторых контуров последовательно установленных второго и первого рекуперативных теплообменников и регулируемого нагревателя с входом турбины испытуемого турбокомпрессора. This goal is achieved by the fact that the test bench for a turbocharger of an internal combustion engine, containing input and output lines connected to the tested turbocharger, an adjustable gas flow source made in the form of a process compressor with an adjustable wire, a regenerative heat exchanger, measuring and control devices, is additionally equipped with an adjustable a heater, a second recuperative heat exchanger, a heat exchanger-cooler and an adjustable interceptor, are made m in the form of a housing with a central channel for the passage of gas and through holes located along the generatrix of the housing, connected to the atmosphere through controlled valves. The input line of the test bench is connected by its entrance with the atmosphere and is connected by means of the second circuits of the second and first recuperative heat exchangers in series, and an adjustable heater to the turbine input of the turbocharger under test.
Выходная магистраль стенда сообщена своим выходом с атмосферой и соединена посредством первого контура второго рекуперативного теплообменника и технологического компрессора с выходом компрессора испытуемого турбокомпрессора. The output line of the stand is communicated with its outlet to the atmosphere and is connected via the first circuit of the second recuperative heat exchanger and the process compressor to the compressor output of the turbocharger under test.
На входе в компрессор испытуемого турбокомпрессора установлен регулируемый интерцептор, а выход турбины испытуемого турбокомпрессора сообщен соединительной магистралью с установленной в ней первой управляемой задвижной посредством первого контура первого рекуперативного теплообменника и теплообменника охладителя с входом регулируемого интерцептора, параллельно которым выполнена байпасная магистраль с установленной в ней второй управляемой задвижкой. An adjustable interceptor is installed at the compressor inlet of the tested turbocompressor, and the turbine output of the tested turbocompressor is connected by a connecting line with a first controlled shutter installed in it through the first circuit of the first recuperative heat exchanger and a heat exchanger cooler with an adjustable interceptor input, in parallel with which a bypass line with a second controlled gate valve.
В сквозных отверстиях интерцептора установлены втулки с выходными отверстиями, причем втулки установлены в отверстия с возможностью поворота вокруг оси и перемещения в осевом направлении так, чтобы имитировать структуру потока на входе в компрессор испытуемого турбокомпрессора. Sleeves with outlet openings are installed in the through holes of the interceptor, the sleeves being installed in the holes with the possibility of rotation around the axis and displacement in the axial direction so as to simulate the flow structure at the compressor inlet of the turbocharger under test.
Регулируемый нагреватель выполнен в виде электрического калорифера с последовательно-параллельной схемой подключения нагревательных элементов и схемой коммутации этих элементов. The adjustable heater is made in the form of an electric air heater with a series-parallel circuit for connecting heating elements and a switching circuit for these elements.
Регулируемый нагреватель может быть выполнен в виде парогазового теплообменника, первый контур которого соединен с источником перегретого пара, а второй контур - с выходом второго контура первого рекуперативного теплообменника и входом в турбину испытуемого турбокомпрессора. The adjustable heater can be made in the form of a gas-vapor heat exchanger, the first circuit of which is connected to a source of superheated steam, and the second circuit - with the output of the second circuit of the first recuperative heat exchanger and the turbine of the test turbocharger under test.
Воздух из атмосферы поступает во входную магистраль, проходит последовательно через вторые контуры второго и первого рекуперативных теплообменников, где подогреваются теплом отработавших газов, а затем дополнительно нагревается до необходимой температуры в регулируемом нагревателе. Подогретый воздух поступает на вход турбины испытуемого турбокомпрессора, расширяется в сопловых и рабочих лопатках турбины, совершает работу, а турбина приводит во вращение ротор турбокомпрессора. При расширении воздуха в турбине его температура и давление снижаются: давление становится ниже атмосферного, а температура остается достаточно высокой. После выхода из турбины воздух через открытую первую управляемую задвижку в соединительной магистрали при закрытой второй управляемой задвижке в байпасной магистрали поступает последовательно в первый контур первого рекуперативного теплообменника, где охлаждается в результате передачи тепла воздуху второго контура, и в теплообменник-охладитель, где охлаждается до необходимой температуры и поступает через центральный канал регулируемого интерцептора на вход компрессора используемого турбокомпрессора, который, вращаясь, сжимает воздух. При этом давление и температура воздуха повышаются. Однако давление остается ниже атмосферного. Воздух далее поступает на вход технологического компрессора, где его давление и температура повышаются. В результате давление становиться выше атмосферного. Air from the atmosphere enters the inlet line, passes sequentially through the second circuits of the second and first recuperative heat exchangers, where it is heated with exhaust gas heat, and then additionally heated to the required temperature in an adjustable heater. Heated air enters the turbine inlet of the turbocharger under test, expands in the nozzle and working blades of the turbine, does the work, and the turbine rotates the turbocharger rotor. With the expansion of air in the turbine, its temperature and pressure decrease: the pressure becomes lower than atmospheric, and the temperature remains quite high. After exiting the turbine, air through the open first controlled valve in the connecting line with the second controlled valve in the bypass line closed, flows sequentially to the first circuit of the first regenerative heat exchanger, where it is cooled as a result of heat transfer to the air of the second circuit, and to the heat exchanger-cooler, where it is cooled to the required temperature and enters through the central channel of the adjustable interceptor to the compressor inlet of the used turbocompressor, which, rotating, compresses zduh. In this case, the pressure and air temperature increase. However, the pressure remains below atmospheric. The air then enters the inlet of the process compressor, where its pressure and temperature rise. As a result, the pressure becomes higher than atmospheric.
Нагретый в компрессорах воздух поступает в первый контур второго рекуперативного теплообменника, где передает тепло воздуху второго контура и отводится в атмосферу. В результате рекуперации тепла и снижения давления воздуха в магистралях стенда в несколько раз снижаются энергозатраты на испытание турбокомпрессора. The air heated in the compressors enters the first circuit of the second recuperative heat exchanger, where it transfers heat to the air of the second circuit and is vented to the atmosphere. As a result of heat recovery and reduction of air pressure in the test lines, energy costs for testing a turbocompressor are several times reduced.
Для имитации и воссоздания условий по структуре потока на входе в компрессор испытуемого турбокомпрессора втулки в отверстиях регулируемого интерцептора устанавливают в соответствующее положение, открывают управляемые клапаны и подают дополнительный воздух в поток основного воздуха. При этом струи дополнительного воздуха для имитации зон с пониженной скоростью направляют навстречу основному потоку, а для имитации зон с повышенной скоростью струи дополнительного воздуха направляют по потоку. To simulate and recreate conditions on the flow structure at the compressor inlet of the turbocharger under test, the bushings in the openings of the adjustable interceptor are installed in the appropriate position, the controlled valves are opened and additional air is supplied to the main air stream. In this case, the jets of additional air to simulate areas with reduced speed are directed towards the main stream, and to simulate areas with increased speed, the jets of additional air are directed along the stream.
Количество, размеры и схема расположения втулок и отверстий в них выбраны в соответствии с количеством стоек и конструктивных элементов в потоке на входе в компрессор испытываемого турбокомпрессора. The number, dimensions and arrangement of the bushings and the holes in them are selected in accordance with the number of racks and structural elements in the stream at the inlet to the compressor of the turbocharger under test.
При работе стенда без подвода тепла в регулируемом нагревателе воздух из атмосферы поступает во входную магистраль проходит через второй контур второго рекуперативного теплообменника, где подогревается теплом отработавших газов, далее проходит через второй контур первого рекуперативного теплообменника и регулируемый нагреватель без подогрева и поступает на вход в турбину. В турбине воздух расширяется, совершает работу и приводит во вращение ротор турбокомпрессора, при расширении воздуха в турбине его температура и давление снижаются и становятся ниже, чем давление и температура атмосферного воздуха. После выхода из турбины воздух при открытой второй управляемой задвижке в байпасной магистрали и при закрытой первой управляемой задвижке в соединительной магистрали поступает через центральный канал регулируемого интерцептора на вход компрессора испытуемого турбокомпрессора, который вращаясь, сжимает воздух. При этом давление и температура воздуха повышаются. Воздух далее поступает на вход технологического компрессора, где его температура и давление дополнительно повышаются. When the stand is operated without supplying heat in a controlled heater, air from the atmosphere enters the input line through the second circuit of the second recuperative heat exchanger, where it is heated by exhaust gas heat, then passes through the second circuit of the first recuperative heat exchanger and the adjustable heater without heating and enters the turbine inlet. In the turbine, the air expands, does the work, and drives the turbocharger rotor; when the air expands in the turbine, its temperature and pressure decrease and become lower than the pressure and temperature of atmospheric air. After exiting the turbine, air with an open second controlled valve in the bypass line and with a closed first controlled valve in the connecting line enters through the central channel of the adjustable interceptor to the compressor inlet of the tested turbocompressor, which rotates and compresses the air. In this case, the pressure and air temperature increase. The air then enters the inlet of the process compressor, where its temperature and pressure are further increased.
Нагретый в компрессорах воздух поступает в первый контур второго рекуперативного теплообменника, где передает тепло воздуху второго контура и отводится в атмосферу. The air heated in the compressors enters the first circuit of the second recuperative heat exchanger, where it transfers heat to the air of the second circuit and is vented to the atmosphere.
Такое выполнение стенда позволяет достичь цели изобретения, а именно, снизить энергозатраты на испытание турбокомпрессора, а также имитировать и воспроизводить условия по структуре потока на входе в компрессор испытуемого турбокомпрессора. This embodiment of the stand allows you to achieve the purpose of the invention, namely, to reduce the energy consumption for testing a turbocompressor, as well as simulate and reproduce conditions on the flow structure at the compressor inlet of the tested turbocompressor.
Сопоставленный анализ предложенного технического решения с прототипом и аналогами показал, что предложенное техническое решение отличается наличием новых элементов, а именно, регулируемого нагревателя, второго рекуперативного теплообменника, теплообменника-охладителя и регулируемого интерцептора, выполненного в виде корпуса с центральным каналом для прохода газа и расположенных по образующей корпуса сквозных отверстий, соединенных с атмосферой через управляемые клапаны, а также схемой соединения элементов между собой и с испытуемым турбокомпрессором. Это доказывает соответствие предложенного стенда критериям "новизна" и "изобретательский уровень". A comparative analysis of the proposed technical solution with the prototype and analogues showed that the proposed technical solution is characterized by the presence of new elements, namely, an adjustable heater, a second recuperative heat exchanger, a heat exchanger-cooler and an adjustable interceptor, made in the form of a housing with a central channel for gas passage and located forming a body of through holes connected to the atmosphere through controlled valves, as well as a circuit for connecting elements to each other and to the test th turbocharger. This proves the compliance of the proposed stand with the criteria of "novelty" and "inventive step".
Сущность предмета изобретения поясняется чертежами, где: на фиг.1 показана принципиальная схема стенда для испытания турбокомпрессора; на фиг.2 приведена схема регулируемого интерцептора 9 на фиг.1; на фиг.3 приведен вариант выполнения регулируемого интерцептора с втулками 19, установленными в отверстия 17 на фиг.2. The essence of the subject invention is illustrated by drawings, where: in Fig.1 shows a schematic diagram of a stand for testing a turbocharger; figure 2 shows a diagram of an adjustable interceptor 9 in figure 1; figure 3 shows an embodiment of an adjustable interceptor with
Стенд содержит технологический компрессор 1 с регулируемым приводом 2, испытуемый турбокомпрессор с компрессором 3 и турбиной 4, первый рекуперативный теплообменник 5, второй рекуперативный теплообменник 6, регулируемый нагреватель 7, теплообменник-охладитель 8, регулируемый интерцептор 9, входную 10 и выходную 11 магистрали стенда, устройства измерения и управления (условно не показаны). Входная магистраль 10 стенда сообщена своим входом с атмосферой и соединена посредством вторых контуров второго 6 и первого 5 рекуперативных теплообменников и регулируемого нагревателя 7 с входом турбины 4 испытуемого турбокомпрессора. Выходная магистраль 11 стенда сообщена своим выходом с атмосферой и соединена посредством первого контура второго рекуперативного теплообменника 6 и технологического компрессора 1 с выходом компрессора 3 испытуемого турбокомпрессора. На входе в компрессор 3 испытуемого турбокомпрессора установлен регулируемый интерцептор 9, а выход турбины 4 испытуемого турбокомпрессора сообщен соединительной магистралью 12 с установленной в ней первой управляемой задвижкой 13 посредством первого контура первого рекуперативного теплообменника 5 и теплообменника-охладителя 8 с входом регулируемого интерцептора 9. Параллельно первому контуру первого рекуперационного теплообменника 5 и теплообменнику-охладителю 8 выполнена байпасная магистраль 13 с установленной в ней второй управляемой задвижкой 14. Регулируемый интерцептор 9 выполнен в виде корпуса 15 с центральным каналом 16 для прохода газа и расположенными по образующей корпуса 15 сквозными отверстиями 17, соединенными с атмосферой через управляемые клапаны 18. Размеры и расположение отверстий выбраны из условия имитации и воспроизведения структуры потока на входе в компрессор 3. В сквозные отверстия 17 интерцептора 9 установлены втулки 19 с осевыми радиальными отверстиями 20 и 21. Втулки 19 установлены в отверстиях 17 с возможностью поворота вокруг оси и перемещения в осевом направлении и служат для имитации стоек и конструктивных элементов в потоке на входе в компрессор 3 испытуемого турбокомпрессора. Количество, размеры и схема расположения втулок 19 и отверстий 20 и 21 в них выбраны в соответствии с количеством стоек и конструктивных элементов в потоке на входе в компрессор 3 испытуемого турбокомпрессора. Регулируемый нагреватель 7 выполнен в виде электрического калорифера со схемой управления. The stand contains a technological compressor 1 with an adjustable drive 2, a test turbocharger with a compressor 3 and a turbine 4, a first recuperative heat exchanger 5, a second recuperative heat exchanger 6, an adjustable heater 7, a heat exchanger-cooler 8, an adjustable interceptor 9, an input 10 and an output 11 of the stand line, measuring and control devices (not shown conditionally). The input line 10 of the stand is connected by its entrance with the atmosphere and is connected via the second circuits of the second 6 and the first 5 regenerative heat exchangers and an adjustable heater 7 to the turbine input 4 of the turbocharger under test. The output line 11 of the stand is communicated with its outlet to the atmosphere and is connected via the first circuit of the second recuperative heat exchanger 6 and the process compressor 1 to the output of the compressor 3 of the turbocharger under test. An adjustable interceptor 9 is installed at the inlet to the compressor 3 of the tested turbocharger, and the turbine output 4 of the tested turbocharger is connected by a connecting line 12 with a first controlled valve 13 installed in it through the first circuit of the first recuperative heat exchanger 5 and the heat exchanger-cooler 8 with the input of the adjustable interceptor 9. Parallel to the first the circuit of the first recuperation heat exchanger 5 and the heat exchanger-cooler 8 is made bypass line 13 with a second control th gate valve 14. The adjustable interceptor 9 is made in the form of a
Регулируемый нагреватель 7 может быть выполнен также в виде парогазового теплообменника, первый контур которого соединен с источником перегретого пара, а второй контур - с выходом второго контура первого рекуперативного теплообменника 5 и входом в турбину 4 испытуемого турбокомпрессора. Вариант выполнения регулируемого нагревателя 7 условно не показан. The adjustable heater 7 can also be made in the form of a gas-vapor heat exchanger, the first circuit of which is connected to a source of superheated steam, and the second circuit - with the output of the second circuit of the first recuperative heat exchanger 5 and the turbine 4 of the test turbocharger under test. An embodiment of the adjustable heater 7 is conventionally not shown.
Стенд работает в следующей последовательности. При запуске стенда включают регулируемый привод 2 на малую частоту вращения и приводят во вращение технологический компрессор 1. При этом воздух из атмосферы по входной магистрали 10, вторые контуры второго 6 и первого 5 рекуперативных теплообменников, регулируемый нагреватель 7, турбину 4 испытуемого турбокомпрессора, соединительную магистраль 12, открытую первую управляемую задвижку 13 (вторая управляемая задвижка 14 при этом закрыта), первый контур первого рекуперативного теплообменника 5, теплообменник-охладитель 8, регулируемый интерцептор 9 и компрессор 3 испытуемого турбокомпрессора поступает на вход технологического компрессора 1. При этом давление Рк и температура Tк воздуха на входе в технологический компрессор понижаются из-за потерь давления в элементах газовоздушного тракта стенда и расширения на турбине. В технологическом компрессоре 1 воздух сжимается, в результате чего давление Ртк и температура Ттк на выходе из технологического компрессора 1 увеличиваются. Давление Ртк и температура Ттк на выходе из технологического компрессора 1 связаны с давлением Рк и температурой Тк на входе (на выходе из компрессора 3 испытуемого турбокомпрессора) известными из термодинамики соотношениями:
PТК = PК×πТК;
где πТК - степень повышения давления технологического компрессора 1 (является функцией частоты вращения); n - показатель политропы сжатия (для воздуха в адиабатном процессе сжатия n=к=1,4).The stand works in the following sequence. When the stand is started, the variable speed drive 2 is turned on and the technological compressor 1 is rotated. At the same time, air from the atmosphere through the inlet line 10, second circuits of the second 6 and first 5 recuperative heat exchangers, adjustable heater 7, turbine 4 of the tested turbocharger, connecting line 12, the open first controlled valve 13 (the second controlled valve 14 is closed), the first circuit of the first recuperative heat exchanger 5, heat exchanger-cooler 8, adjustable interchanger Op 9 and the turbocharger compressor 3 under test is input to process the compressor 1. The pressure P and a temperature T for air entering the compressor technology lowered due to pressure losses in the flowpath elements of the stand and the expansion in the turbine. In the process compressor 1, air is compressed, as a result of which the pressure P tk and the temperature T tk at the outlet of the process compressor 1 increase. The pressure P tk and the temperature T tk at the outlet of the process compressor 1 are related to the pressure P k and the temperature T k at the inlet (at the outlet of the compressor 3 of the turbocharger under test), the ratios known from thermodynamics:
P TC = P K × π TC ;
where π TC - the degree of pressure increase of the technological compressor 1 (is a function of speed); n is the indicator of the polytropic compression (for air in the adiabatic compression process, n = k = 1.4).
При запуске Pк<P0 и Тк≈Т0, где Р0 и Т0 - параметры атмосферного воздуха на входе во входную магистраль 10.When starting P to <P 0 and T to ≈T 0 , where P 0 and T 0 are the parameters of the atmospheric air at the entrance to the input line 10.
При этом на выходе из технологического компрессора 1 Ртк>P0, Ттк>Т0. Воздух с повышенным давлением Ртк и температурой Ттк после выхода из технологического компрессора 1 поступает в первый контур второго рекуперативного теплообменника 6 и через выходную магистраль 11 отводится в атмосферу. Одновременно с процессом сжатия воздуха в технологическом компрессоре 1 происходит расширение воздуха в турбине 4 испытуемого турбокомпрессора. Параметры воздуха на входе в турбину давление Рт и температура Тт связаны с параметрами воздуха на выходе из турбины P1 и T1 известными из термодинамики соотношениями:
P1 = PТ/πT;
где πТ - степень понижения давления в турбине 4 испытуемого турбокомпрессора; n - показатель политропы расширения (для воздуха в адиабатном процессе расширения n=к=1,4).At the same time, at the exit from the process compressor 1 P tk > P 0 , T tk > T 0 . Air with increased pressure P tk and temperature T tk after leaving the process compressor 1 enters the first circuit of the second recuperative heat exchanger 6 and is discharged into the atmosphere through the outlet line 11. Simultaneously with the air compression process in the process compressor 1, air expands in the turbine 4 of the turbocharger under test. The parameters of the air at the turbine inlet pressure P t and the temperature T t are related to the parameters of the air at the turbine outlet P 1 and T 1 from the relations known from thermodynamics:
P 1 = P T / π T ;
where π T is the degree of pressure reduction in the turbine 4 of the tested turbocompressor; n is the exponent of the polytropic expansion (for air in the adiabatic expansion process, n = k = 1.4).
На запуске Рт≈Р0, Тт≈Т0.At startup, P t ≈ P 0 , T t ≈ T 0 .
Воздух при расширении в турбине 4 совершает работу. Ротор турбокомпрессора приходит во вращение и поступающий на вход компрессора 3 воздух с параметрами P1 и T1 сжимается в компрессоре 3 испытуемого турбокомпрессора до параметров Рк и Тк. При этом параметры воздуха на входе в компрессор 3 P1 и T1 и на выходе из компрессора 3 Рк и Тк связаны между собой известными из термодинамики соотношениями:
P1 = PT×πк;
где πк - степень повышения давления в компрессоре 3 испытуемого турбокомпрессора (зависит от частоты вращения); n - показатель политропы сжатия. Условно принято, что в технологическом компрессор 1, компрессора 3 и турбине 4 показатели политропа равны. По мере повышения частоты вращения ротора турбокомпрессора увеличивают частоту вращения регулируемого привода 2 и одновременно включают регулируемый подогреватель 7. Температура воздуха Тт на входе в турбину 4 увеличивается, увеличивается степень понижения давления в турбине πт и работа, совершаемая воздухом при расширении в турбине. Давление воздуха Р1 на входе в компрессор 3 повышается, температура воздуха T1 на входе в компрессор 3 после отвода тепла в первом рекуперативном теплообменнике 5 и теплообменнике-охладителе 8 понижается, но остается выше температуры атмосферного воздуха (T1>Т0).The expansion air in turbine 4 does the job. The rotor of the turbocharger comes into rotation and the air entering the input of the compressor 3 with the parameters P 1 and T 1 is compressed in the compressor 3 of the tested turbocharger to the parameters P k and T k . In this case, the air parameters at the inlet to the compressor 3 P 1 and T 1 and at the outlet of the compressor 3 P to and T to are interconnected by the relations known from thermodynamics:
P 1 = P T × π k ;
where π to - the degree of pressure increase in the compressor 3 of the tested turbocharger (depends on the speed); n is an indicator of the polytropic compression. It is conventionally accepted that in the technological compressor 1, compressor 3 and turbine 4, the polytropic indicators are equal. As the rotor speed of the turbocharger increases, the speed of the adjustable drive 2 is increased and the adjustable heater 7 is turned on at the same time. The air temperature T t at the inlet of the turbine 4 increases, the degree of pressure decrease in the turbine π t and the work performed by the air when expanding in the turbine increase. The air pressure P 1 at the inlet to the compressor 3 rises, the air temperature T 1 at the inlet to the compressor 3 after heat removal in the first recuperative heat exchanger 5 and heat exchanger-cooler 8 decreases, but remains above the temperature of the atmospheric air (T 1 > T 0 ).
В компрессоре 3 испытуемого турбокомпрессора воздух сжимается, давление Рк и температура Тк увеличиваются, но давление Рк остается ниже давления окружающей среды (Рк<Р0).In the compressor 3 of the turbocharger under test, the air is compressed, the pressure P k and the temperature T k increase, but the pressure P k remains below the ambient pressure (P k <P 0 ).
В технологическом компрессоре 1 давление Рк и температура Тк повышаются, при этом Ртк>P0 и Ттк>Т0. После сжатия в технологическом компрессоре 1 отработавший воздух передает тепло воздуху, поступающему на вход турбины 4, во втором рекуперативном теплообменнике 6 и отводится через выходную магистраль 11 в атмосферу. Для изменения режима работы испытуемого турбокомпрессора изменяют частоту вращения регулируемого привода 2 и количество теплоты, подводимое к воздуху в регулируемом нагревателе 7.In the process compressor 1, the pressure P k and the temperature T k increase, while P tk > P 0 and T tk > T 0 . After compression in the process compressor 1, the exhaust air transfers heat to the air entering the turbine inlet 4 in the second regenerative heat exchanger 6 and is discharged through the outlet line 11 to the atmosphere. To change the operating mode of the tested turbocharger, the speed of the adjustable drive 2 and the amount of heat supplied to the air in the adjustable heater 7 are changed.
Для имитации и воспроизведения структуры потока на входе в компрессор 3 испытуемого турбокомпрессора с помощью управляемых клапанов 18 сообщают отдельные группы отверстий 17, в том числе и отверстий с установленными в них втулками 19 с атмосферой. Воздух из атмосферы поступает через отверстия (7, 20, 21) в виде струй в центральный канал 16, выполненный в корпусе 15 регулируемого интерцептора 9 и воспроизводит структуру потока на входе в компрессор 3 испытуемого турбокомпрессора. Втулки 19 с отверстиями 20 и 21, имитируют стойки и конструктивные элементы на входе в компрессор 3 испытуемого турбокомпрессора. To simulate and reproduce the flow structure at the inlet to the compressor 3 of the turbocharger under test using controlled
При работе стенда без подогрева воздуха в регулируемом нагревателе 7, закрывают первую управляемую задвижку 13 в соединительной магистрали 12 и открывают вторую управляемую задвижку 14 в байпасной магистрали 13. Включают регулируемый привод 2, технологического компрессора 1. При этом воздух из атмосферы через входную магистраль 10 поступает во второй контур второго рекуперативного теплообменника 6, где подогревается, проходит через второй контур первого рекуперативного теплообменника 5, регулируемый нагреватель 7 без дополнительного нагрева и поступает на вход в турбину 4 испытуемого турбокомпрессора. В турбине 4 воздух расширяется, совершает работу и приводит во вращение ротор турбокомпрессора. Давление Р1 и температура T1 воздуха понижаются. После выхода из турбины 4 воздух по байпасной магистрали 13 с открытой второй управляемой задвижкой 14 через центральный канал 16 регулируемого интерцептора 15 поступает на вход компрессора 3 испытуемого турбокомпрессора, где сжимается. Давление Рк и температура Тк повышаются. Воздух с этими параметрами поступает на вход технологического компрессора, где сжимается до давления Ртк>Р0 и температуры Ттк>Т0. После сжатия в технологическом компрессоре 1 отработавший воздух во втором рекуперативном теплообменнике 6 отдает тепло воздуху, поступающему на вход турбины 4, и отводится через выходную магистраль 11 в атмосферу.When the stand is operated without heating the air in an adjustable heater 7, close the first controllable valve 13 in the connecting line 12 and open the second controllable valve 14 in the bypass line 13. The variable-speed drive 2 of the process compressor 1 is turned on. In this case, air from the atmosphere enters through the inlet line 10 into the second circuit of the second recuperative heat exchanger 6, where it is heated, passes through the second circuit of the first recuperative heat exchanger 5, an adjustable heater 7 without additional heating and is input to the turbine of the turbocharger 4 test. In the turbine 4, the air expands, does the job and drives the turbocharger rotor. Pressure P 1 and air temperature T 1 decrease. After exiting the turbine 4, air through the bypass line 13 with an open second controlled valve 14 through the
Для изменения режима работы турбокомпрессора изменяют частоту вращения регулируемого привода 2, а следовательно и частоту вращения технологического компрессора 1. Степень повышения давления πтк технологического компрессора является функцией частоты вращения. Суммарная степень повышения давления компрессора 3 испытуемого турбокомпрессора и технологического компрессора 1 равна
πКΣ = πК×πТК,
С повышением суммарной степени повышения давления πкΣ в компрессорах 1 и 3 увеличивается степень расширения воздуха πт в турбине 4 и, как следствие, понижается его давление и температура на входе в компрессор 3 испытуемого турбокомпрессора.To change the operating mode of the turbocharger, the speed of the variable-speed drive 2 is changed, and therefore the speed of the process compressor 1. The degree of pressure increase π tk of the process compressor is a function of speed. The total degree of pressure increase of the compressor 3 of the tested turbocharger and process compressor 1 is equal
π KΣ = π K × π TC ,
With an increase in the total degree of increase in pressure π kΣ in compressors 1 and 3, the degree of expansion of air π t in turbine 4 increases and, as a result, its pressure and temperature at the inlet to compressor 3 of the tested turbocharger decrease.
Из теории лопаточных машин известно, что коэффициенты потерь в тракте компрессора однозначно зависят не от скорости С на входе, а от относительной скорости, так называемого числа Маха М, которая определяется как отношение скорости потока С к скорости звука "а" (М=С/а). Скорость звука "а" в воздухе напрямую зависит от температуры воздуха. Число М, начиная с которого резко возрастают коэффициенты потерь, принято называть критическим числом. Таким образом, при испытании компрессора необходимо выдерживать режимы испытания по числу Маха М. С понижением температуры воздуха уменьшается скорость звука "а" в потоке и, при постоянном числе Маха, уменьшаются абсолютные скорости С, т. е. расход и плотность воздуха. При этом для поддержания оптимального соотношения в треугольнике скоростей на входе в рабочие лопатки компрессора 3 испытуемого турбокомпрессора необходимо уменьшать частоту вращения ротора турбокомпрессора. Из теории лопаточных машин известно также, что при моделировании газодинамических режимов необходимо выдерживать постоянным газодинамический параметр относительная скорость λ. Таким образом затраты энергии на привод технологического компрессора 1 и работу стенда в целом по сравнению с прототипом уменьшаются, так как давление и температура в магистралях стенда и чистота вращения ротора турбокомпрессора на всех режимах ниже чем у прототипа в реальных условиях эксплуатации. Так, при работе в эксплуатации и испытании турбокомпрессора ТК-34 двигателя 10Д100 в реальных условиях на одном из режимов имеют место следующие параметры рабочего процесса: давление наддува Рк=0,22 МПа, давление и температура воздуха перед компрессором P1= 0,1 МПа и T1=343 К температура газов перед турбиной Тт=683 К, мощность, потребляемая на сжатие воздуха в компрессоре 3 используемого турбокомпрессора Nк= 350 кВт, частота вращения ротора турбокомпрессора nтк= 300 с-1 (18000 об/мин). При испытании турбокомпрессора на стенде предлагаемой конструкции реализуются следующие параметры рабочего процесса: давление Р1 (давление на входе в компрессор 3) 0,06 МПа, температура воздуха перед компрессором T1=247 К, температура газов перед турбиной Тт=288 К, мощность, потребляемая на сжатие воздуха в компрессоре 3, Nк=61 кВт, частота вращения ротора турбокомпрессора nтк=193,6 с-1 (11620 об/мин). Меняя уровень подогрева воздуха в рекуперативных теплообменниках 6 и 5 и регулируемом нагревателе воздуха 7 возможно менять частоту вращения ротора турбокомпрессора (при прочих равных параметрах, от которых зависят характеристики турбокомпрессора) от 190 с-1 (11300 об/мин) до 300 с-1 (18000 об/мин).From the theory of blade machines, it is known that the loss coefficients in the compressor path uniquely depend not on the input speed C, but on the relative speed, the so-called Mach number M, which is defined as the ratio of the flow rate C to the speed of sound "a" (M = C / a). The speed of sound "a" in the air directly depends on the air temperature. The number M, starting from which the loss coefficients increase sharply, is called a critical number. Thus, when testing the compressor, it is necessary to withstand the test modes according to the Mach number M. With decreasing air temperature, the speed of sound “a” in the stream decreases and, with a constant Mach number, the absolute speeds C, that is, the air flow rate and density, decrease. At the same time, in order to maintain the optimal ratio in the velocity triangle at the entrance to the working blades of the compressor 3 of the tested turbocompressor, it is necessary to reduce the rotational speed of the turbocompressor rotor. From the theory of blade machines it is also known that when modeling gas-dynamic regimes, it is necessary to maintain a constant gas-dynamic parameter relative velocity λ. Thus, the energy consumption for the drive of the technological compressor 1 and the operation of the stand as a whole compared with the prototype are reduced, since the pressure and temperature in the mains of the stand and the purity of rotation of the rotor of the turbocompressor in all modes are lower than that of the prototype in real operating conditions. So, when working in operation and testing a turbocharger TK-34 of a 10D100 engine in real conditions on one of the modes, the following parameters of the working process take place: boost pressure P k = 0.22 MPa, pressure and air temperature in front of the compressor P 1 = 0.1 MPa and T 1 = 343 K, the temperature of the gases in front of the turbine T t = 683 K, the power consumed for compressing air in the compressor 3 of the used turbocharger N k = 350 kW, the rotational speed of the turbocharger rotor n tk = 300 s -1 (18000 rpm ) When testing a turbocompressor on a bench of the proposed design, the following working process parameters are implemented: pressure P 1 (pressure at the inlet to compressor 3) 0.06 MPa, air temperature in front of the compressor T 1 = 247 K, gas temperature in front of the turbine T t = 288 K, power consumed for compressing air in compressor 3, N k = 61 kW, the rotational speed of the turbocompressor rotor n mk = 193.6 s -1 (11620 rpm). By changing the level of air heating in recuperative heat exchangers 6 and 5 and an adjustable air heater 7, it is possible to change the rotor speed of the turbocompressor (all other things being equal, on which the characteristics of the turbocompressor depend) from 190 s -1 (11300 rpm) to 300 s -1 ( 18000 rpm).
Испытания по проверке характеристик турбокомпрессора, в том числе и по определению запасов газодинамической устойчивости проводят после изготовления или ремонта турбокомпрессора. При этом запас по газодинамической устойчивости ΔКу должен составлять 10-15% и определяется по выражению:
ΔКу=(Ку-1)•100.Tests to verify the characteristics of the turbocharger, including the determination of gas-dynamic stability reserves, are carried out after the manufacture or repair of the turbocharger. In this case, the margin of gas-dynamic stability ΔК у should be 10-15% and is determined by the expression:
ΔK y = (K y -1) • 100.
В этом выражении Ку - коэффициент запаса по газодинамической устойчивости, величина которого определяется из соотношения:
где Gпp и Gпp.г - приведенный расход воздуха в рабочей точке и на границе помпажа по напорной характеристике при неизменной приведенной частоте вращения ротора турбокомпрессора; πк и πк.г - степень повышения давления в рабочей точке и на границе помпажа при неизменной приведенной частоте вращения ротора турбокомпрессора.In this expression, K y is the safety factor for gas-dynamic stability, the value of which is determined from the relation:
where Gp and Gpg are the reduced air flow at the operating point and at the surge boundary according to the pressure characteristic at a constant reduced rotational speed of the turbocompressor rotor; π k and π kg - the degree of pressure increase at the operating point and on the surge border at a constant reduced rotational speed of the turbocompressor rotor.
При увеличении уровня неоднородности входного потока, характеризуемого суммой среднеинтегральной амплитуды ε пульсаций полного давления и показателя окружной неравномерности Δσ поля полного давления запас устойчивости уменьшается на величину:
δKУ = αвх(ε+Δσ)×100.
Эта величина характеризует смещение границы помпажа к рабочей линии компрессора. Эмпирический коэффициент αвх вблизи границы помпажа имеет значение больше 1, а на удалении - меньше 1.With an increase in the level of inhomogeneity of the input stream, characterized by the sum of the average integral amplitude ε of the pulsations of the total pressure and the index of the circular non-uniformity Δσ of the field of the total pressure, the stability margin decreases by:
δK Y = α in (ε + Δσ) × 100.
This value characterizes the shift of the surge border to the compressor working line. The empirical coefficient α in near the surge boundary has a value greater than 1, and at a distance less than 1.
Установка на входе в компрессор 3 испытуемого турбокомпрессора регулируемого интерцептора 9 позволяет воздействовать на поток воздуха, изменяя амплитуду ε пульсаций полного давления и величину показателя окружной неравномерности Δσ поля полного давления. The installation at the inlet of the compressor 3 of the test turbocharger of an adjustable interceptor 9 allows you to influence the air flow by changing the amplitude ε of the pulsations of the total pressure and the value of the index of the circumferential non-uniformity Δσ of the total pressure field.
Таким образом, применение предложенного стенда позволяет снизить затраты энергии в 3-6 раз и приблизить условия испытания турбокомпрессора по проверке основных параметров к реальным. Одновременно улучшаются условия труда на стенде из-за уменьшения частоты вращения ротора и, как следствие, вибраций и шума, а также уменьшается загрязнение окружающей среды из-за рекуперации теплоты отработавших газов и использования теплоты окружающей среды. Thus, the application of the proposed stand allows you to reduce energy costs by 3-6 times and bring the test conditions of the turbocharger to verify the main parameters to real ones. At the same time, working conditions at the stand are improved due to a decrease in the rotor speed and, as a result, vibrations and noise, as well as environmental pollution due to the recovery of the heat of the exhaust gases and the use of the heat of the environment.
Использованные источники
1. SU 1239545 C1, МПК 7 G 01 M 15/00, 20.02.2000.Used sources
1. SU 1239545 C1, IPC 7 G 01
2. RU 2145705 A1, МПК 7 G 01 M 15/00, 23.06.1986 (прототип). 2. RU 2145705 A1, IPC 7 G 01
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001111449/06A RU2199727C2 (en) | 2001-04-25 | 2001-04-25 | Internal combustion engine turbocompressor test bed |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001111449/06A RU2199727C2 (en) | 2001-04-25 | 2001-04-25 | Internal combustion engine turbocompressor test bed |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2001111449A RU2001111449A (en) | 2003-02-20 |
| RU2199727C2 true RU2199727C2 (en) | 2003-02-27 |
Family
ID=20249010
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2001111449/06A RU2199727C2 (en) | 2001-04-25 | 2001-04-25 | Internal combustion engine turbocompressor test bed |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2199727C2 (en) |
Cited By (33)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2481565C1 (en) * | 2011-12-29 | 2013-05-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Gas turbine engine, test method of gas turbine engine (versions), production method of gas turbine engine, adjustment method of gas turbine engine, industrial production method of gas turbine engines, and operating method of gas turbine engine |
| RU2487334C1 (en) * | 2012-04-12 | 2013-07-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Turbojet, method of turbojet testing (versions) and method of turbojet production, method of turbojet industrial production, method of turbojet overhaul, and method of turbojet operation |
| CN104155114A (en) * | 2014-08-07 | 2014-11-19 | 哈尔滨工程大学 | Multifunctional compound supercharging test system |
| RU2544415C1 (en) * | 2013-11-08 | 2015-03-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of turbojet operation, turbojet thus operated |
| RU2544634C1 (en) * | 2013-11-07 | 2015-03-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Adjustment method of test gas-turbine engine |
| RU2544636C1 (en) * | 2013-11-07 | 2015-03-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of batch production of gas-turbine engine, and gas-turbine engine made by means of this method |
| RU2544407C1 (en) * | 2013-11-07 | 2015-03-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method |
| RU2544412C1 (en) * | 2013-11-07 | 2015-03-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of operational development of experimental turbojet engine |
| RU2544410C1 (en) * | 2013-11-07 | 2015-03-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method |
| RU2544686C1 (en) * | 2013-11-07 | 2015-03-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Adjustment method of test gas-turbine engine |
| RU2545111C1 (en) * | 2013-11-07 | 2015-03-27 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of batch production of gas-turbine engine, and gas-turbine engine made by means of this method |
| RU2545110C1 (en) * | 2013-11-07 | 2015-03-27 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas-turbine engine |
| RU2551249C1 (en) * | 2013-11-07 | 2015-05-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of operational development of experimental jet turbine engine |
| US9055338B2 (en) | 2007-03-13 | 2015-06-09 | Nokia Corporation | System and method for video encoding and decoding |
| RU2555922C2 (en) * | 2013-11-19 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas turbine engine overhaul method (versions) and gas turbine engine repaired according to this method (versions), overhaul of batch, resupplied group of gas turbine engines and gas turbine engine repaired by this method |
| RU2555935C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of mass production of gas turbine engine and gas turbine engine made using this method |
| RU2556090C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое акционерное общество "Уфимский моторостроительное производственное объединение" (ОАО "УМПО") | Gas turbine engine |
| RU2555932C2 (en) * | 2013-11-19 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas turbine engine overhaul method (versions) and gas turbine engine repaired according to this method (versions), overhaul of batch, resupplied group of gas turbine engines and gas turbine engine repaired by this method |
| RU2555928C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Jet turbine engine |
| RU2555944C2 (en) * | 2013-11-08 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Overhaul method of jet turbine engine, and jet turbine engine repaired by means of this method (versions); overhaul method of batch that completes groups of jet turbine engines, and jet turbine engine repaired by means of this method (versions) |
| RU2555939C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Jet turbine engine |
| RU2555933C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas-turbine engine |
| RU2555938C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of batch production of gas-turbine engine and gas-turbine engine made by means of this method |
| RU2555950C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Jet turbine engine |
| RU2555941C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Jet turbine engine |
| RU2555926C2 (en) * | 2013-11-19 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Jet turbine engine overhaul method (versions) and jet turbine engine repaired according to this method (versions), overhaul of batch, resupplied group of jet turbine engines and jet turbine engine repaired by this method |
| RU2556058C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of mass production of jet turbine engine and jet turbine engine made using this method |
| RU2555942C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method |
| RU2634341C2 (en) * | 2016-03-02 | 2017-10-25 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "Лианозовский электромеханический завод" | Method of testing small-sized blade turbo-machines and test stand for implementation of this method |
| RU2641187C1 (en) * | 2017-03-09 | 2018-01-16 | Акционерное общество "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" (АО НПЦ газотурбостроения "Салют") | Method for preparation of stand for testing aircraft engine to determine sufficiency of gas-dynamic stability reserves |
| RU188965U1 (en) * | 2018-06-07 | 2019-04-30 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Самарский государственный университет путей сообщения" (СамГУПС) | STAND FOR TURBOCHEMICAL TURNING OF INTERNAL COMBUSTION ENGINE |
| CN111426482A (en) * | 2020-05-06 | 2020-07-17 | 湖南汉能科技有限公司 | Aeroengine combustion chamber test bench |
| RU2789295C1 (en) * | 2022-06-03 | 2023-02-01 | Федеральное Автономное Учреждение "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Device for gas-dynamic testing of bladed machines of a gas turbine plant |
-
2001
- 2001-04-25 RU RU2001111449/06A patent/RU2199727C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (34)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9055338B2 (en) | 2007-03-13 | 2015-06-09 | Nokia Corporation | System and method for video encoding and decoding |
| RU2481565C1 (en) * | 2011-12-29 | 2013-05-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Gas turbine engine, test method of gas turbine engine (versions), production method of gas turbine engine, adjustment method of gas turbine engine, industrial production method of gas turbine engines, and operating method of gas turbine engine |
| RU2487334C1 (en) * | 2012-04-12 | 2013-07-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Turbojet, method of turbojet testing (versions) and method of turbojet production, method of turbojet industrial production, method of turbojet overhaul, and method of turbojet operation |
| RU2556090C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое акционерное общество "Уфимский моторостроительное производственное объединение" (ОАО "УМПО") | Gas turbine engine |
| RU2551249C1 (en) * | 2013-11-07 | 2015-05-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of operational development of experimental jet turbine engine |
| RU2544636C1 (en) * | 2013-11-07 | 2015-03-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of batch production of gas-turbine engine, and gas-turbine engine made by means of this method |
| RU2544407C1 (en) * | 2013-11-07 | 2015-03-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method |
| RU2544412C1 (en) * | 2013-11-07 | 2015-03-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of operational development of experimental turbojet engine |
| RU2544410C1 (en) * | 2013-11-07 | 2015-03-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method |
| RU2544686C1 (en) * | 2013-11-07 | 2015-03-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Adjustment method of test gas-turbine engine |
| RU2545111C1 (en) * | 2013-11-07 | 2015-03-27 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of batch production of gas-turbine engine, and gas-turbine engine made by means of this method |
| RU2545110C1 (en) * | 2013-11-07 | 2015-03-27 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas-turbine engine |
| RU2555938C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of batch production of gas-turbine engine and gas-turbine engine made by means of this method |
| RU2555942C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of turbojet batch manufacturing and turbojet manufactured according to this method |
| RU2556058C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of mass production of jet turbine engine and jet turbine engine made using this method |
| RU2555935C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of mass production of gas turbine engine and gas turbine engine made using this method |
| RU2555941C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Jet turbine engine |
| RU2544634C1 (en) * | 2013-11-07 | 2015-03-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Adjustment method of test gas-turbine engine |
| RU2555950C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Jet turbine engine |
| RU2555933C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas-turbine engine |
| RU2555939C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Jet turbine engine |
| RU2555928C2 (en) * | 2013-11-07 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Jet turbine engine |
| RU2555944C2 (en) * | 2013-11-08 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Overhaul method of jet turbine engine, and jet turbine engine repaired by means of this method (versions); overhaul method of batch that completes groups of jet turbine engines, and jet turbine engine repaired by means of this method (versions) |
| RU2544415C1 (en) * | 2013-11-08 | 2015-03-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Method of turbojet operation, turbojet thus operated |
| RU2555932C2 (en) * | 2013-11-19 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas turbine engine overhaul method (versions) and gas turbine engine repaired according to this method (versions), overhaul of batch, resupplied group of gas turbine engines and gas turbine engine repaired by this method |
| RU2555926C2 (en) * | 2013-11-19 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Jet turbine engine overhaul method (versions) and jet turbine engine repaired according to this method (versions), overhaul of batch, resupplied group of jet turbine engines and jet turbine engine repaired by this method |
| RU2555922C2 (en) * | 2013-11-19 | 2015-07-10 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Gas turbine engine overhaul method (versions) and gas turbine engine repaired according to this method (versions), overhaul of batch, resupplied group of gas turbine engines and gas turbine engine repaired by this method |
| CN104155114A (en) * | 2014-08-07 | 2014-11-19 | 哈尔滨工程大学 | Multifunctional compound supercharging test system |
| CN104155114B (en) * | 2014-08-07 | 2016-08-24 | 哈尔滨工程大学 | Multi-functional combined supercharging pilot system |
| RU2634341C2 (en) * | 2016-03-02 | 2017-10-25 | Акционерное общество "Научно-производственное объединение "Лианозовский электромеханический завод" | Method of testing small-sized blade turbo-machines and test stand for implementation of this method |
| RU2641187C1 (en) * | 2017-03-09 | 2018-01-16 | Акционерное общество "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" (АО НПЦ газотурбостроения "Салют") | Method for preparation of stand for testing aircraft engine to determine sufficiency of gas-dynamic stability reserves |
| RU188965U1 (en) * | 2018-06-07 | 2019-04-30 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Самарский государственный университет путей сообщения" (СамГУПС) | STAND FOR TURBOCHEMICAL TURNING OF INTERNAL COMBUSTION ENGINE |
| CN111426482A (en) * | 2020-05-06 | 2020-07-17 | 湖南汉能科技有限公司 | Aeroengine combustion chamber test bench |
| RU2789295C1 (en) * | 2022-06-03 | 2023-02-01 | Федеральное Автономное Учреждение "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Device for gas-dynamic testing of bladed machines of a gas turbine plant |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2199727C2 (en) | Internal combustion engine turbocompressor test bed | |
| US20060219227A1 (en) | Toroidal intersecting vane supercharger | |
| CN103392121B (en) | The unit that the pressure and temperature of the air that reciprocating internal combustion engine sucks is simulated | |
| JP6559144B2 (en) | Atmospheric condition adjustment device for internal combustion engine testing, and its adjustment method and method of use | |
| RU2001111449A (en) | TEST FOR TURBOCHARGER FOR INTERNAL COMBUSTION ENGINE | |
| ATE455942T1 (en) | TURBOCHARGER DIESEL PISTON ENGINE AND METHOD FOR CONTROLLING SUCH ENGINE | |
| JP2004512449A (en) | Apparatus and method for increasing turbine power | |
| CN106017908B (en) | Rotary turbine flow and cooling test device and method | |
| CN107407618B (en) | Purposes for the device of adjusting atmosphere, method and described device when testing reciprocating internal combustion engine | |
| CN111487061B (en) | Closed circulation turbine characteristic test device | |
| CN104213987A (en) | Two-Shaft Gas Turbine | |
| JP5932121B1 (en) | Gas turbine plant and method for improving existing gas turbine plant | |
| RU2243530C1 (en) | Test stand for internal combustion engine turbocompressor | |
| RU187841U1 (en) | Test bench for turbocharger of an internal combustion engine | |
| CN110100084B (en) | Method of designing a turbomachine | |
| Zauner et al. | Gas Turbine Topping Stage Based on Energy Exchangers: Process and Performance | |
| CN112524080B (en) | An adjustable two-stage turbocharger system test platform | |
| CN107476996B (en) | Generating set | |
| CN212275201U (en) | Multi-electric high-temperature turbine simulator | |
| RU82778U1 (en) | GAS-TURBINE DRIVE WITH EXHAUST GAS HEAT REGENERATION | |
| Salameh et al. | Experimental study of automotive turbocharger turbine performance maps extrapolation | |
| CN111751078A (en) | Method for simulating performance parameters of turbine engine in test and multi-electric high-temperature turbine simulator | |
| CN108713093A (en) | The control method of two-stage turbo system and two-stage turbo system | |
| RU2145705C1 (en) | Test stand for turbocompressor internal combustion engine | |
| RU132555U1 (en) | TURBO COMPRESSOR TEST STAND |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20060426 |