RU2549276C1 - Method and device for determination of parameters and stable operation limits of axial compressor stage in turbine engine - Google Patents
Method and device for determination of parameters and stable operation limits of axial compressor stage in turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2549276C1 RU2549276C1 RU2013155163/06A RU2013155163A RU2549276C1 RU 2549276 C1 RU2549276 C1 RU 2549276C1 RU 2013155163/06 A RU2013155163/06 A RU 2013155163/06A RU 2013155163 A RU2013155163 A RU 2013155163A RU 2549276 C1 RU2549276 C1 RU 2549276C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- compressor
- stable operation
- stage
- compressor stage
- turbine engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиадвигателестроения и газотурбостроения, в частности к испытательным стендам для определения характеристик компрессора в составе двигателя.The invention relates to the field of aircraft engine and gas turbine construction, in particular to test benches for determining the characteristics of a compressor in an engine.
В компрессорах авиационных газотурбинных двигателей возможны различные срывные режимы работы, в том числе и помпаж, который может приводить к обрыву лопаток и выходу из строя всего двигателя (перегрев и разрушение лопаток турбины и компрессора). Помпаж начинается как срыв потока с лопаток компрессора и продолжает развиваться как низкочастотные колебания в системе компрессор - камера сгорания - турбина. К наиболее тяжелым последствиям для двигателя приводят именно низкочастотные колебания (Холщевников, К.В. Теория и расчет авиационных лопаточных машин: Учебник для студентов вузов по специальности «Авиационные двигатели». 2-е изд., перераб. и доп. / К.В. Холщевников, О.Н. Емин, В.Т. Митрохин - М.: Машиностроение, 1986. - 432 с.). Для успешной эксплуатации газотурбинных двигателей и энергетических установок на их базе необходимо подробное исследование границы устойчивой работы компрессора, параметров в проточной части двигателя вблизи границы и причин, приводящих к появлению помпажа.In the compressors of aircraft gas turbine engines, various disruptive modes of operation are possible, including surging, which can lead to breakage of the blades and failure of the entire engine (overheating and destruction of the blades of the turbine and compressor). Surge begins as a stall of the flow from the compressor blades and continues to develop as low-frequency oscillations in the compressor-combustion chamber-turbine system. It is the low-frequency oscillations that lead to the most serious consequences for the engine (Kolschevnikov, K.V. Theory and design of aircraft blade machines: A textbook for university students with a degree in aircraft engines. 2nd ed., Revised and supplemented / K.V. Kholshchevnikov, O. N. Emin, V. T. Mitrokhin - M.: Mechanical Engineering, 1986. - 432 p.). For the successful operation of gas turbine engines and power plants based on them, a detailed study of the boundary of the stable operation of the compressor, the parameters in the engine flow section near the border, and the reasons leading to the appearance of surging are necessary.
Известен способ и устройство защиты компрессора от помпажа, в котором измеряются и фиксируются значения давления газа за компрессором, перед компрессором, перепада давлений на конфузоре, частоты вращения его ротора, определяется перепад давлений на компрессоре. Затем сравниваются текущие значения этих параметров с зафиксированными значениями, и, если текущее значение перепада давлений на компрессоре выше зафиксированного, то эти текущие значения фиксируют в памяти в качестве новых значений, обновляя, таким образом, память. Если же текущее значение перепада давлений на компрессоре не выше зафиксированного, значение перепада давлений на конфузоре ниже зафиксированного, а значение частоты вращения ротора не ниже зафиксированного, то формируется первый сигнал защиты. В случае снижения частоты вращения ротора непрерывно определяется разность между текущими значениями и зафиксированными частоты вращения и перепада давлений на конфузоре, определяется отношение разности перепада давлений на конфузоре к разности частот вращения. После снижения частоты на пороговую величину это отношение фиксируется, и в дальнейшем сравнивают с ним текущее значение этого отношения с учетом коэффициента кривизны газодинамических характеристик на границе помпажа. При превышении текущим значением этой функции отношения разностей зафиксированного ранее в памяти формируется второй сигнал защиты, имея при этом общий сигнал помпажа при появлении первого или второго сигналов (патент RU №2150611, F04D 27/02, опубл. 2000.10.06).A known method and device for protecting the compressor from surge, in which the gas pressure is measured and recorded behind the compressor, in front of the compressor, the pressure drop across the confuser, the rotational speed of its rotor, the pressure drop across the compressor is determined. Then, the current values of these parameters are compared with the fixed values, and if the current value of the differential pressure on the compressor is higher than the fixed value, then these current values are recorded in the memory as new values, thus updating the memory. If the current value of the differential pressure on the compressor is not higher than the fixed value, the differential pressure value on the confuser is lower than the fixed value, and the rotor speed is not lower than the fixed value, the first protection signal is generated. In the case of a decrease in the rotor speed, the difference between the current values and the fixed speeds and pressure drops across the confuser is continuously determined, the ratio of the pressure difference across the confuser to the speed difference is determined. After reducing the frequency by a threshold value, this ratio is fixed, and then the current value of this ratio is compared with it taking into account the curvature coefficient of the gas-dynamic characteristics at the surge boundary. If the current value of this function exceeds the ratio of the differences recorded earlier in memory, a second protection signal is generated, having a common surge signal when the first or second signals appear (patent RU No. 2150611, F04D 27/02, publ. 2000.10.06).
Недостатком такого способа и устройства является необходимость накопления большого количества экспериментальных данных, при этом нет гарантии, что граница помпажа будет определена правильно.The disadvantage of this method and device is the need to accumulate a large amount of experimental data, while there is no guarantee that the surge boundary will be determined correctly.
Известен также способ антипомпажного регулирования компрессорной станции, который предусматривает определение значения параметра, характеризующего удаленность рабочей точки компрессора от границы помпажа. При помощи математической модели газодинамической сети компрессорной станции рассчитывают прогнозируемые результаты возможных помпажных ситуаций, которые запоминают в виде таблицы, которая устанавливает номера компрессоров, попадающих в помпаж в результате перехода одного или нескольких объектов газодинамической сети компрессорной станции в состояние, ведущее к помпажу. В процессе работы компрессорной станции постоянно контролируют информацию о работе станции - режимы работы компрессоров и состояние объектов компрессорной станции - положение кранов, давление в точках подключения компрессорной станции к магистральному газопроводу, сигналы управления компрессорами и кранами, по которой идентифицируют текущую конфигурацию газодинамической сети компрессорной станции и переход одного или нескольких объектов станции в состояние, ведущее к помпажу (патент RU №2001108897, F04D 27/02, опубл. 2003.06.20).There is also known a method of anti-surge control of a compressor station, which involves determining the value of a parameter characterizing the remoteness of the compressor operating point from the surge boundary. Using the mathematical model of the gas-dynamic network of the compressor station, the predicted results of possible surge situations are calculated, which are stored in the form of a table that sets the numbers of compressors falling into the surge as a result of the transition of one or more objects of the gas-dynamic network of the compressor station to the state leading to the surge. During the operation of the compressor station, information on the operation of the station is constantly monitored - the compressor operating modes and the condition of the compressor station facilities - the position of the valves, pressure at the points of connection of the compressor station to the main gas pipeline, compressor and valve control signals that identify the current configuration of the gas-dynamic network of the compressor station and the transition of one or more objects of the station to a state leading to surging (patent RU No. 2001108897, F04D 27/02, publ. 2003.06.20).
Недостатком такого способа определения границы помпажа является низкая точность прогнозов, вследствие применения математического моделирования и невозможности предсказать все возможные варианты наборов параметров, приводящие к появлению помпажа, невозможность исследовать характеристики отдельных ступеней осевого компрессора.The disadvantage of this method of determining the boundary of the surge is the low accuracy of forecasts, due to the use of mathematical modeling and the inability to predict all possible options for parameter sets, leading to the appearance of surge, the inability to investigate the characteristics of individual stages of the axial compressor.
Известен также способ проверки термодинамического состояния компрессора газотурбинного двигателя, заключающийся в выводе компрессора на режимы с заданными параметрами расхода воздуха и степени повышения полного давления, приведенными ко входу в компрессор, последовательным изменением площади выходного сопла и частоты вращения, измерения параметров двигателя на этих режимах и сравнения их с контрольными. С целью сокращения объема испытаний, после выхода компрессора на заданный режим по расходу воздуха автоматически поддерживают расход воздуха постоянным при помощи системы регулирования площади выходного сопла (а.с. SU №711831, G01M 15/00, опубл. 2005.11.10).There is also a method of checking the thermodynamic state of a compressor of a gas turbine engine, which consists in bringing the compressor to modes with specified parameters of air flow and the degree of increase in total pressure reduced to the compressor inlet, sequentially changing the area of the output nozzle and speed, measuring engine parameters in these modes and comparing them with control. In order to reduce the volume of tests, after the compressor reaches the preset mode for air flow, the air flow is automatically maintained constant by means of a system for regulating the area of the outlet nozzle (AS SU No. 711831, G01M 15/00, published 2005.11.10).
Недостатком подобного способа является то, что при достижении границы устойчивой работы, в двигателе может наступить помпаж, приводящий к разрушению двигателя (перегрев лопаток турбины) и затрудняющий дальнейшие исследования, невозможность исследовать характеристики отдельных ступеней осевого компрессора.The disadvantage of this method is that when reaching the boundary of stable operation, surging may occur in the engine, leading to engine destruction (overheating of the turbine blades) and complicating further research, the inability to investigate the characteristics of individual stages of the axial compressor.
Известно также устройство для определения характеристик и границы устойчивой работы компрессора в системе газотурбинного двигателя, в котором для смещения точки совместной работы компрессора и турбины по характеристике компрессора к границе устойчивой работы (помпажа) на выход камеры сгорания исследуемого двигателя вводят генерируемую устройством парогазовую смесь. Источником для создания парогазовой смеси является камера сгорания, выполненная по типу камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (патент RU 2297612, G01M 15/00, опубл. 2006.11.27).A device is also known for determining the characteristics and boundaries of the stable operation of a compressor in a gas turbine engine system, in which a vapor-gas mixture is introduced to the output of the test engine combustion chamber to shift the joint point of the compressor and the turbine in terms of the compressor characteristic to the boundary of stable operation (surge). The source for creating a gas-vapor mixture is a combustion chamber made as a combustion chamber of a liquid propellant rocket engine (patent RU 2297612, G01M 15/00, publ. 2006.11.27).
Недостатком такой конструкции является сложность стенда, необходимость наличия дополнительной камеры сгорания, источников воздуха и топлива с высоким давлением (камера сгорания жидкостного ракетного двигателя) и невозможность исследовать характеристики отдельных ступеней осевого компрессора.The disadvantage of this design is the complexity of the stand, the need for an additional combustion chamber, air and fuel sources with high pressure (combustion chamber of a liquid rocket engine) and the inability to study the characteristics of individual stages of an axial compressor.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату к заявляемому является устройство и способ для определения характеристик и границы устойчивой работы компрессора в составе газотурбинного двигателя, по которому для смещения точки совместной работы компрессора и турбины по характеристике компрессора к границе устойчивой работы вводят рабочее тело в камеру сгорания исследуемого двигателя, причем рабочее тело подают на вход камеры сгорания или в выходное сечение исследуемого компрессора. Источником рабочего тела может являться баллон со сжатым воздухом или дополнительный двигатель, выведенный на определенный режим, соединенный трубопроводом в сечении на выходе из компрессора или в промежуточных ступенях (патент RU 2488086, G01M 15/14 F04D 27/02, опубл. 2013.07.20).The closest in technical essence and the achieved result to the claimed is a device and method for determining the characteristics and boundaries of the stable operation of the compressor as part of a gas turbine engine, according to which to move the joint point of the compressor and the turbine along the characteristic of the compressor to the boundary of the stable operation, the working fluid is introduced into the combustion chamber the investigated engine, and the working fluid is fed to the input of the combustion chamber or to the output section of the studied compressor. The source of the working fluid can be a cylinder with compressed air or an additional engine, brought to a certain mode, connected by a pipe in cross section at the outlet of the compressor or in intermediate steps (patent RU 2488086, G01M 15/14 F04D 27/02, publ. 2013.07.20) .
Недостатком такой конструкции является невозможность исследования характеристик отдельных ступеней осевого компрессора для определения их запасов устойчивости.The disadvantage of this design is the inability to study the characteristics of the individual stages of the axial compressor to determine their stability margins.
Задача изобретения - разработка устройства и способа для исследования характеристик и границы устойчивой работы ступеней осевого компрессора в составе ГТД.The objective of the invention is the development of a device and method for studying the characteristics and boundaries of the stable operation of the stages of an axial compressor in a gas turbine engine.
Технический результат - исследование режимов работы ступени осевого компрессора на границе устойчивой работы без негативных воздействий на элементы исследуемого двигателя.EFFECT: investigation of operation modes of an axial compressor stage at the boundary of stable operation without negative impacts on elements of the engine under study.
Поставленная задача решается при помощи способа для определения характеристик и границы устойчивой работы ступени осевого компрессора в составе газотурбинного двигателя, по которому для смещения рабочей точки по характеристике ступени компрессора к границе устойчивой работы вводят рабочее тело в проточную часть газотурбинного двигателя, согласно изобретению рабочее тело вводят в межлопаточный канал направляющего аппарата исследуемой ступени компрессора.The problem is solved using the method for determining the characteristics and the boundaries of the stable operation of the axial compressor stage in the gas turbine engine, according to which the working fluid is introduced into the flowing part of the gas turbine engine, according to the invention, to displace the operating point along the characteristic of the compressor stage to the boundary of the stable operation the interscapular channel of the guide vane of the compressor stage under study.
Поставленная задача решается также при помощи устройства для определения характеристик и границы устойчивой работы ступени осевого компрессора в составе газотурбинного двигателя, содержащего источник рабочего тела, согласно изобретению соединенный с корпусом компрессора вблизи направляющего аппарата исследуемой ступени трубопроводом, заканчивающимся струйной форсункой с косым срезом, в котором расположена дроссельная заслонка.The problem is also solved by means of a device for determining the characteristics and boundaries of the stable operation of the axial compressor stage as part of a gas turbine engine containing a working fluid source, according to the invention, connected to the compressor housing near the guide apparatus of the stage under study by a pipe ending with a jet nozzle with an oblique cut, in which it is located throttle
Кроме того, согласно изобретению трубопровод может быть соединен с источником рабочего тела и с полой лопаткой направляющего аппарата исследуемой ступени осевого компрессора, в которой выполнены отверстия для выпуска воздуха в проточную часть.In addition, according to the invention, the pipeline can be connected to the source of the working fluid and to the hollow blade of the guide apparatus of the axial compressor stage under study, in which openings are made for discharging air into the flow part.
Существо изобретения поясняется чертежами. На чертеже фиг.1 изображена часть исследуемого двигателя со схемой устройства для определения характеристик ступени осевого компрессора, в котором воздух от источника рабочего тела подается в корпус вблизи направляющего аппарата исследуемой ступени. На фиг.2 изображена часть исследуемого двигателя со схемой устройства для определения характеристик ступени осевого компрессора, в котором воздух от источника рабочего тела подается в полую лопатку направляющего аппарата и выходит из системы отверстий в проточную часть.The invention is illustrated by drawings. The drawing of figure 1 shows part of the test engine with a diagram of a device for determining the characteristics of the stage of the axial compressor, in which air from the source of the working fluid is supplied to the housing near the guide apparatus of the test stage. Figure 2 shows a part of the engine under study with a diagram of a device for determining the characteristics of the stage of an axial compressor, in which air from the source of the working fluid is supplied to the hollow blade of the guide apparatus and leaves the system of openings in the flow part.
Часть исследуемого двигателя (фиг.1) включает в себя осевой компрессор, который состоит из корпуса 1, лопаток направляющего аппарата 2, лопаток рабочего колеса 3, трубопровода 4, соединяющего источник рабочего тела 5 с корпусом 1 компрессора. Рабочее тело от источника рабочего тела 5 поступает по трубопроводу 4 в межлопаточный канал направляющего аппарата исследуемой ступени через струйную форсунку с косым срезом 6 под определенным углом к оси двигателя. В трубопроводе 4 установлена дроссельная заслонка 7, при помощи которой изменяются параметры вводимого в компрессор воздуха. Из-за изменившегося давления на выходе из межлопаточного канала направляющего аппарата изменяется его режим работы, при определенных параметрах вводимого в компрессор воздуха возможны срывные режимы работы, т.е. точка помпажа. Так как влияние оказывается только на один межлопаточный канал, помпаж компрессора и двигателя не наступает. Воздух от источника рабочего тела может также подводиться в пустотелую лопатку направляющего аппарата 8 (фиг.2) и выходить в проточную часть из системы отверстий 9 (фиг.3) на корыте и спинке, способствуя отрыву пограничного слоя. По параметрам вводимого воздуха и срыву пограничного слоя можно определить границу устойчивой работы исследуемой ступени.Part of the engine under study (Fig. 1) includes an axial compressor, which consists of a
Пример конкретной реализации способа.An example of a specific implementation of the method.
При исследовании характеристик второй ступени компрессора низкого давления ТРДДФсм с расходом порядка 100 кг/с в выбранный направляющий аппарат второй ступени компрессора подается через струйную форсунку воздух из баллона со сжатым воздухом под давлением 20 МПа через систему дросселей и дроссельный вентиль. С началом опыта двигатель выводится на исследуемый режим, открываем дроссельный вентиль, при достижении давления воздуха выходящего в проточную часть двигателя порядка 0,3 МПа, (расход воздуха порядка 0,3 кг/с) с рабочего колеса начинается срыв потока, т.е. достигли границы помпажа для одного межлопаточного канала исследуемой ступени. При этом, так как расход вводимого в проточную часть воздуха пренебрежительно мал по сравнению с расходом воздуха через компрессор двигателя, запас газодинамической устойчивости компрессора сохраняется.When studying the characteristics of the second stage of the low-pressure compressor TRDDFcm with a flow rate of about 100 kg / s, air from a cylinder with compressed air at a pressure of 20 MPa is supplied through a throttle system and a throttle valve through a jet nozzle to the selected directing apparatus of the second stage of the compressor. With the beginning of the experiment, the engine is brought into the test mode, we open the throttle valve, when the air pressure reaching the engine’s flow part reaches about 0.3 MPa, (air consumption about 0.3 kg / s), the flow stall starts from the impeller, i.e. reached the surge margin for one interscapular canal of the investigated stage. At the same time, since the flow rate of air introduced into the flowing part is negligible compared to the flow rate of air through the engine compressor, the gas-dynamic stability reserve of the compressor is preserved.
Заявляемое изобретение и способ позволяют исследовать характеристики и границы устойчивой работы ступеней осевого компрессора в составе газотурбинного двигателя, позволяют производить исследование режимов работы ступени осевого компрессора на границе устойчивой работы без негативных воздействий на элементы исследуемого двигателя.The claimed invention and method make it possible to investigate the characteristics and boundaries of the stable operation of the axial compressor stages in a gas turbine engine, make it possible to study the operation modes of the axial compressor stage at the boundary of stable operation without negative effects on the elements of the engine under study.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013155163/06A RU2549276C1 (en) | 2013-12-11 | 2013-12-11 | Method and device for determination of parameters and stable operation limits of axial compressor stage in turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013155163/06A RU2549276C1 (en) | 2013-12-11 | 2013-12-11 | Method and device for determination of parameters and stable operation limits of axial compressor stage in turbine engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2549276C1 true RU2549276C1 (en) | 2015-04-27 |
Family
ID=53289682
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013155163/06A RU2549276C1 (en) | 2013-12-11 | 2013-12-11 | Method and device for determination of parameters and stable operation limits of axial compressor stage in turbine engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2549276C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2801981C1 (en) * | 2022-10-06 | 2023-08-22 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Unit for gas-dynamic testing of the impeller of vane machine |
| CN116771709A (en) * | 2023-08-03 | 2023-09-19 | 哈尔滨工程大学 | Dynamic stall test system of five-stage axial flow compressor |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU976130A1 (en) * | 1981-05-20 | 1982-11-23 | Челябинский Филиал Государственного Союзного Ордена Трудового Красного Знамени Научно-Исследовательского Тракторного Института "Нати" | Rig for testing turbocompressor |
| JP2008082960A (en) * | 2006-09-28 | 2008-04-10 | Toyota Motor Corp | Tester of turbo charger |
| WO2012134824A1 (en) * | 2011-03-29 | 2012-10-04 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Apparatus and process for testing an industrial gas turbine engine and components thereof |
| 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 |
| RU2492341C1 (en) * | 2012-06-09 | 2013-09-10 | Открытое акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" | Method of altitude tests of large-size solid propellant rocket engine and plant for its realisation |
-
2013
- 2013-12-11 RU RU2013155163/06A patent/RU2549276C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU976130A1 (en) * | 1981-05-20 | 1982-11-23 | Челябинский Филиал Государственного Союзного Ордена Трудового Красного Знамени Научно-Исследовательского Тракторного Института "Нати" | Rig for testing turbocompressor |
| JP2008082960A (en) * | 2006-09-28 | 2008-04-10 | Toyota Motor Corp | Tester of turbo charger |
| WO2012134824A1 (en) * | 2011-03-29 | 2012-10-04 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Apparatus and process for testing an industrial gas turbine engine and components thereof |
| 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 |
| RU2492341C1 (en) * | 2012-06-09 | 2013-09-10 | Открытое акционерное общество "Федеральный научно-производственный центр "Алтай" | Method of altitude tests of large-size solid propellant rocket engine and plant for its realisation |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2801981C1 (en) * | 2022-10-06 | 2023-08-22 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Unit for gas-dynamic testing of the impeller of vane machine |
| CN116771709A (en) * | 2023-08-03 | 2023-09-19 | 哈尔滨工程大学 | Dynamic stall test system of five-stage axial flow compressor |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10989211B2 (en) | Methods and systems for antisurge control of turbo compressors with side stream | |
| Leylek et al. | An investigation into performance modeling of a small gas turbine engine | |
| RU2549276C1 (en) | Method and device for determination of parameters and stable operation limits of axial compressor stage in turbine engine | |
| RU2747544C2 (en) | Advanced method for regulating a feed circuit | |
| Galloway et al. | An investigation of the stability enhancement of a centrifugal compressor stage using a porous throat diffuser | |
| Prahst et al. | Experimental results of the first two stages of an advanced transonic core compressor under isolated and multi-stage conditions | |
| US11738882B2 (en) | Anti-surge regulation for a charging compressor with which an auxiliary power unit is equipped | |
| Belardini et al. | Modeling of pressure dynamics during surge and ESD | |
| RU2634341C2 (en) | Method of testing small-sized blade turbo-machines and test stand for implementation of this method | |
| RU2649171C1 (en) | Testing method of the aero engine when checking for the absence of self-oscillations of the working blades of a low pressure compressor | |
| RU2488086C2 (en) | Method and device to determine characteristics and border of stable compressor operation within gas turbine engine | |
| JP6801968B2 (en) | Gas turbine control device and control method, and gas turbine | |
| Nae et al. | Mathematical modeling and numerical simulations for performance prediction in case of the Turbojet engine | |
| Reiber et al. | compressor mild surge simulation with variable nozzle models: Influence of throttle area on surge behavior and aeroelastic stability at reverse flow conditions | |
| RU149944U1 (en) | TEST FOR TURBOCHARGER FOR INTERNAL COMBUSTION ENGINE | |
| Ferrara et al. | Wet Compression: Performance Test of a 3D Impeller and Validation of Predictive Model | |
| Roig Tió et al. | A method for the characterization of fans down to zero speed and analysis of bypass reverse flow during ground start | |
| RU2682219C1 (en) | Stand for testing compressor of gas turbine engine | |
| Kavvalos et al. | Compressor Characteristics for Transient and Part-Load Performance Simulation | |
| RU2682221C1 (en) | Control method of aeronautic gas turbine engine with a variable geometry of output device | |
| Gancedo et al. | Dynamic features and their propagation in a centrifugal compressor housing with ported shroud | |
| Bauinger et al. | Technology demonstration of a splittered transonic rotor with a downstream variable geometry tandem stator | |
| Krivosheev et al. | Analysis of Options for Converting Aviation Two Spool Turbojet Engines with Afterburner when Developing Gas-Turbine-Driven Compressor Plant for Gas-Compressor Unit | |
| RU2451278C1 (en) | Turbojet engine and method of its testing | |
| 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 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20151212 |