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公开(公告)号：CN116432336A
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202310207477.6
申请日：2023-03-06
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , G01M15/14 , G06F119/02
Abstract: 本发明涉及一种基于仿真的发动机性能调试方法，所述基于仿真的发动机性能调试方法包括以下步骤：基于部分发动机实物和动力涡轮数学模型构建整机半物理仿真平台；设定试验规则，基于所述整机半物理仿真平台和所述试验规则进行整机半物理性能仿真试验，得到试验结果数据；对所述试验结果数据进行分析处理，得到优化调整数据；基于所述优化调整数据对发动机进行性能调试。本发明可在发动机整机只具备部分部件的情况下，开展基于仿真的发动机性能调试，从而提前验证核心机或燃气发生器的性能匹配关系，降低整机状态的性能匹配难度，并可能实现一次试验即性能达标。
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公开(公告)号：CN119914417A
公开(公告)日：2025-05-02
申请号：CN202510421279.9
申请日：2025-04-07
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: F02C7/06
Abstract: 本发明公开了一种收油导气组件、主轴承及航空发动机，包括沿轴向间隔排布的两个环形围栏以及布设于两个环形围栏之间并沿周向间隔均匀排布的多个收油叶片，收油叶片的径向外端面和两个环形围栏围合形成输油通道，收油叶片的径向内端面和两个环形围栏用于与发动机主轴围合形成收油腔，相邻两收油叶片和两个环形围栏围合形成分别与输油通道和收油腔连通的收油窗口，收油叶片的径向内端面凸设有位于收油窗口和收油腔之间的喉部挡油坝以及位于收油叶片尾部的尾部挡油坝，收油导气组件还包括布设于环形围栏上的用于分别与收油腔和外部大气连通的导气结构；相对于现有技术，结构简单，占用空间小，收油效率高，实用性强，适于广泛推广和应用。
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公开(公告)号：CN119801655A
公开(公告)日：2025-04-11
申请号：CN202510006020.8
申请日：2025-01-03
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: F01D9/04
Abstract: 本发明公开了一种带引气孔的静子组合件和压气机，所述带引气孔的静子组合件包括对半机匣和若干级集成静子衬套环，集成静子衬套环包括衬套和静子环，所述衬套集成于静子环上且设置于对半机闸上位于转子叶片的叶尖处，集成静子衬套环的外壁表面设置有增强结构；集成静子衬套环插入槽和对半机匣上设有相互连通的引气通道，引气通道用于将气流从热端的集成静子衬套环经过插入槽和对半机匣引到冷端的集成静子衬套环以协调静子叶片和对半机匣膨胀变形。本发明相较于常规不锈钢机匣减重30％以上，叶片包容系数相较于常规机匣提高10％以上，机匣变形增加带来的非设计点叶尖冷态间隙相较于常规机匣减少20％以上，有效提高航空发动机压气机性能。
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公开(公告)号：CN119796502A
公开(公告)日：2025-04-11
申请号：CN202510298450.1
申请日：2025-03-13
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本申请公开了一种功率分流多旋翼飞行器燃气涡轮混合动力系统、多旋翼飞行器及其控制方法，所述功率分流多旋翼飞行器燃气涡轮混合动力系统包括燃气涡轮发动机、行星齿轮箱、发电机、电能分配单元、电池、驱动第一旋翼的第一电动机、驱动第二旋翼的第二电动机、动力分配齿轮箱。相比现有的串联混合动力方案，本申请中通过引入行星齿轮箱进行功率分流，由于两个旋翼为机械直驱，能量转换效率更高，发电机只需驱动两个带动旋翼的电动机，所需的电能为同等条件下传统混合动力系统的一半，这使得发电机的电功率需求、尺寸、重量和开发难度都大幅降低，提高了续航能力和能量利用效率，大幅度降低了动力系统重量和设计难度，实现低成本长续航的飞行。
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公开(公告)号：CN119779727A
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202510282039.5
申请日：2025-03-11
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本申请公开了一种航空用混合动力涡轮发电系统试车台，包括台架系统、应急负载系统、负载吸收系统、测试系统、电气控制系统、滑油系统、燃油系统、排气系统。本申请妥善解决了现有涡电系统在试验时所面临的问题，有效降低了试验风险，提高了试验可靠性，可用于航空用混合动力涡电系统的整机试验；本申请利用发动机控制器的特殊保护设置、制动器、应急负载系统从燃油控制、机械制动、应急负载切换三个方面规避了高转速、大功率涡电系统试验时面临负载丢失造成的飞车风险，多种安全保护措施互为保障，同时作用；本申请依靠独立设置的滑油系统解决了涡电系统试验时发电机的润滑冷却、发电机控制器的冷却等需求，保证了试车台的正确安全运行。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119202513B
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411582809.X
申请日：2024-11-07
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: G06F17/18
Abstract: 本申请公开了一种航空混合电推进系统效益评价方法，包括步骤：S1、从飞机制造方获得效益评价的输入；S2、建立混合电、纯电、传统推进系统的部件系数表；S3、根据效益评价的输入和部件系数表计算燃气涡轮发动机等重量；S4、获得适用于不同推进系统的巡航阶段距离迭代计算公式，通过迭代计算，确定巡航阶段距离；S5、计算单位商载每公里综合总成本、海平面高温条件下最大功率能力指数等相关参数；S6、以传统推进系统的相关参数为基准，结合待评价推进系统的相关参数计算推进系统相应指标的相对比例，并配置权重系数，计算得到待评价推进系统综合收益系数。本申请提高了评价结果精度，为飞行平台的方案设计及动力选型提供可靠依据。
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公开(公告)号：CN119145958B
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202411607705.X
申请日：2024-11-12
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: F02C7/277
Abstract: 本发明公开了一种具备火药起动功能的空气涡轮起动机及大型飞行器，包括涡轮机组、导流腔、引气管、传动轴、传动机构及火药起动装置，引气管上布设有用于连接高压气源设备的第一接口、用于连接火药起动装置的第二接口、用于连通导流腔的第三接口及用于切换第三接口与第一接口连通或与第二接口连通的隔板；其通过火药起动装置快速驱动涡轮机组的涡轮叶片转动，从而通过传动轴带动大型飞行器动力装置转动，能使得大型飞行器在数分钟内实现起飞，且不会对大型飞行器动力装置造成影响，能通过换装火药起动装置实现重复的火药起动，能满足在应急状态大型飞行器的紧急起飞需求，具有极大的推广价值。
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公开(公告)号：CN118928784A
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202411165937.4
申请日：2024-08-22
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: B64D27/357 , B64D27/30 , B64D25/08 , B64D45/00 , G01R31/382
Abstract: 本发明涉及电动飞行器技术领域，公开了一种电动飞行器及其供电控制方法，该电动飞行器包括：本体，包括用电单元；至少一个供电装置，供电装置包括舱体和电池包；舱体连接于本体外，且舱体的底部设有开口；电池包设置于舱体内，且与本体的用电单元电连接；电池包适于通过开口进出于舱体内。本发明的电动飞行器及其供电控制方法安全性高，且便于实现快速换电以及检修作业。
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公开(公告)号：CN118881602A
公开(公告)日：2024-11-01
申请号：CN202410878633.6
申请日：2024-07-02
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: F04D29/66 , F04D29/051
Abstract: 本发明公开一种压气机轴向力自调节结构及其设计方法，其中，所述压气机轴向力自调节结构包括离心叶轮、平衡盘、机匣、扩压组件和封严环组件；平衡盘设于离心叶轮的背面，平衡盘与离心叶轮之间设有空腔；机匣固定安装于空腔的开口处并相对平衡盘密封；扩压组件的第一引气壁相对离心叶轮的背面平行且间隔设置以形成引气通道；封严环组件在空腔内分别围合出高压腔、低压腔和泄压腔，高压腔与低压腔之间设有第一封严蜂窝，低压腔与泄压腔之间设有第二封严蜂窝，封严环组件还包括将泄压腔与外界导通的泄压通道。本发明提供的压气机轴向力自调节结构可利用离心叶轮自身的气流来自适应调节离心叶轮所产生的轴向力，满足不同工况下的轴向力平衡需求。
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公开(公告)号：CN111608748B
公开(公告)日：2023-02-28
申请号：CN202010473292.6
申请日：2020-05-29
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本发明提供一种鼠笼式弹性支承，包括：筒状轴承安装环，所述筒状轴承安装环的筒壁上开设有多个通槽，并对应形成均布的多个笼条；轴向力测试部，所述轴向力测试部与所述筒状轴承安装环固定连接；以及固定环，所述固定环与所述轴向力测试部固定连接并具有多个定位孔。本发明的鼠笼式弹性支承结构紧凑，可以在弹性支承上直接测量转子系统轴向力，省略了测力环，降低了系统风险，解决了弹性支承与轴承一体化的轴承中轴向力难以直接测试的问题。
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