Испытательный стенд шахтных вентиляторов

 

Использование: область испытания вентиляторов местного проветривания шахт и рудников. Сущность изобретения: испытательный стенд содержит аэродинамическую трубу, два измерителя давления, сообщенных при помощи закрепленных на трубе приемников давления с ее полостью, и дроссель. Стенд снабжен источником сжатого воздуха с трубопроводом и регулируемым вентилем. Дроссель выполнен в виде размещенной соосно внутри трубы цилиндрической камеры, диаметр которой равен диаметру втулки рабочего колеса вентилятора. Камера снабжена эластичной оболочкой, образующей с наружной поверхностью камеры полость, причем концы оболочки закреплены на наружной поверхности камеры и обращенный к вентилятору конец оболочки расположен на расстоянии, равном диаметру трубы, от вентилятора. Источник сжатого воздуха установлен внутри камеры и подключен посредством трубопровода к полости. Один из приемников давления расположен напротив места максимального расширения оболочки, а другой - напротив обращенного к вентилятору конца оболочки. 1 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, а именно к испытаниям вентиляторов местного проветривания шахт рудников.

Известна аэродинамическая установка, содержащая базу, несущую рабочую часть, конический диффузор с вентилятором и направляющую раму. Рама обеспечивает перемещение вентилятора относительно рабочей части [1] .

Известен испытательный стенд, содержащий аэродинамическую трубу, два измерителя давления, закрепленных на трубе при помощи приемников давления, сообщенных с ее полостью, и дроссель [2] .

Недостатками этих аэродинамических устройств являются сложность конструкции, большие габариты и вес.

Целью изобретения является упрощение конструкции и снижение габаритов и массы.

Поставленная цель достигается тем, что испытательный стенд снабжен источником сжатого воздуха с трубопроводом и регулируемым вентилем, дроссель выполнен в виде размещенной соосно внутри трубы цилиндрической камеры, диаметр которой равен диаметру втулки рабочего колеса вентилятора, снабженной эластичной оболочкой, образующей с наружной поверхностью камеры внутреннюю полость, причем концы оболочки закреплены на наружной поверхности камеры, а обращенный к вентилятору конец оболочки расположен на расстоянии, равном диаметру трубы, от вентилятора, источник сжатого воздуха установлен в полости камеры и подключен посредством трубопровода к внутренней полости. При этом один из приемников давления расположен напротив места максимального расширения оболочки, а другой - напротив обращенного к вентилятору конца оболочки.

На чертеже представлена схема испытательного стенда шахтных вентиляторов.

Стенд содержит аэродинамическую трубу 1 с входным 2 и выходным 3 патрубками, два измерителя 4 и 5 давления с соответствующими приемниками 6 и 7, дроссель, выполненный из цилиндрической камеры 8 и эластичной оболочки 9, образующих полость 10, и штуцера 11, регулируемый вентиль 12 и источник 13 сжатого воздуха.

Испытуемый вентилятор 14 с втулкой 15 рабочего колеса устанавливается в режиме нагнетания между входным патрубком 2 и аэродинамической трубой 1, а в режиме всасывания - между аэродинамической трубкой 1 и выходным патрубком 3 (на чертеже показан первый вариант). На внешней поверхности цилиндрической камеры 8 на расстоянии одного диаметра трубы 1 от ее начала закреплена эластичная оболочка 9. Оболочка 9 с поверхностью камеры 8 образует полость 10, которая через штуцер 11 и вентиль 12 соединена с источником 13. Камера 8 расположена соосно внутри трубы и ее диаметр равен диаметру втулки 15 рабочего колеса вентилятора 14. Приемник 7 измерителя 5 установлен на трубе 1 в месте максимального расширения оболочки 9. Приемник 6 измерителя 4 установлен на расстоянии одного диаметра от начала трубы 1 и дополнительно подключен к измерителю 5.

Стенд работает следующим образом. При заданном режиме работы (нагнетательном или всасывающем) вентилятора 14 в полость 10 через штуцер 11 и вентиль 12 подается воздух от источника 13. В зависимости от внутреннего давления воздуха оболочка 9 изменяет свою форму и этим изменяет проходное сечение трубы 1, что ведет к изменению аэродинамической нагрузки вентилятора 14. Давление и производительность, развиваемые вентилятором 14 при испытаниях, определяются с помощью приемников 6 и 7 и измерителей 4 и 5 соответственно.

Использование данного стенда позволит (по сравнению с известным) упростить конструкцию и снизить габариты и массу, что в итоге приведет к уменьшению стоимости таких стендов, а также расширить функциональные возможности за счет использования двух режимов испытаний, что позволит повысить качество испытаний вентиляторов, а следовательно, их надежность при вводе в эксплуатацию. (56) 1. Авторское свидетельство СССР N 507795, кл. G 01 M 9/00, 1974.

2. Пак В. В. и др. Шахтные вентиляционные установки местного проветривания. М. : Недра, 1974, с. 219, рис. 121; с. 227, рис. 126.

Формула изобретения

ИСПЫТАТЕЛЬНЫЙ СТЕНД ШАХТНЫХ ВЕНТИЛЯТОРОВ, содержащий аэродинамическую трубу, два измерителя давления, сообщенных при помощи закрепленных на трубе приемников давления с ее полостью, и дроссель, отличающийся тем, что, с целью упрощения конструкции и снижения габаритов и массы, стенд снабжен источником сжатого воздуха с трубопроводом и регулируемым вентилем, дроссель выполнен в виде размещенной соосно внутри трубы цилиндрической камеры, диаметр которой равен диаметру втулки рабочего колеса вентилятора, снабженной эластичной оболочкой, образующей с наружной поверхностью камеры полость, причем концы оболочки закреплены на наружной поверхности камерры, и обращенный к вентилятору конец оболочки расположен на расстоянии, равном диаметру трубы, от вентилятора, источник сжатого воздуха установлен в полости камеры и подключен посредством трубопровода к полости и один из приемников давления расположен напротив места максимального расширения оболочки, а другой - напротив обращенного к вентилятору конца оболочки.

РИСУНКИ

Рисунок 1



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к средствам физического моделирования, в частности к устройствам для моделирования направляющего пути наземного транспорта в аэродинамических трубных экспериментах

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике и может быть использовано для определения коэффициента лобового сопротивления тел в разреженных средах

Изобретение относится к определению параметров полета летательных аппаратов или параметров потока в аэродинамических трубах

Изобретение относится к холодильной и вакуумной технике, преимущественно для теплопрочностных испытаний элементов конструкций летательных аппаратов

Изобретение относится к экспериментальным установкам, предназначенным для исследования на упруго-динамически-подобных моделях влияния упругости конструкции крылатых летательных аппаратов на характеристики их продольной управляемости устойчивости в «свободном» полете моделей в аэродинамических трубах

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и решает задачу усовершенствования форкамер аэродинамических труб с импульсным рабочим циклом

Изобретение относится к области экспериментальной аэрогазодинамики и может быть использовано для проведения аэро- и газодинамических исследований на установках адиабатического сжатия

Изобретение относится к аэродинамическим трубам и каналам и может быть использовано в аэродинамических установках адиабатического сжатия, имеющих высокие параметры торможения потока рабочего газа

Изобретение относится к конструкции аэродинамической установки адиабатического сжатия, используемой в экспериментальной аэродинамике

Изобретение относится к экспериментальным методам аэродинамики и статической аэроупругости

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике летательных аппаратов

Изобретение относится к способам получения в наземных условиях высокоэнергетических потоков рабочего газа, пригодных для моделирования условий гиперзвукового полета в атмосфере Земли

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может быть использовано для определения коэффициента лобового сопротивления тел в разреженных средах, изобретение позволяет расширить экспериментальные возможности за счет обеспечения определения коэффициента лобового сопротивления тел в свободномолекулярном потоке газовой среды

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике, в частности, к вакуумным аэродинамическим установкам, обеспечивающим моделирование условий полета летательных аппаратов (ЛА) в верхних слоях атмосферы и в космическом пространстве

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для определения напряжения трения на поверхности самолетов, судов, автомобилей и других транспортных средств и их моделей

Изобретение относится к технике и методике эксперимента в аэродинамических трубах

Изобретение относится к области аэрокосмической техники, а именно, к способам определения аэродинамических характеристик - зависимостей коэффициентов аэродинамических моментов от определяющих переменных: углов атаки, скольжения и углов отклонения рулей, формы указанных зависимостей и их числовых параметров

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при испытаниях транспортных средств
Наверх