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公开(公告)号：CN116045309A
公开(公告)日：2023-05-02
申请号：CN202310044039.2
申请日：2023-01-29
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
Abstract: 本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种径向旋流掺混强化的火焰筒，包括火焰筒外壁、火焰筒内壁、旋流器、头部转接段以及径向旋流掺混装置；火焰筒外壁与火焰筒内壁形成环状的燃烧室，火焰筒外壁与火焰筒内壁的前端之间安装有头部转接段，头部转接段上沿周向安装多个旋流器与喷嘴，旋流器将外部空气与喷嘴的燃油混合；火焰筒外壁与火焰筒内壁上均周向安装有多个径向旋流掺混装置，径向旋流掺混装置具有多个由旋流叶片形成的多个使气体流入燃烧室的旋流通道，所述旋流通道的中轴线与气体流线面相切，本发明可有效解决传统火焰筒掺混孔进气对燃烧室温度场调节能力不足的问题。
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公开(公告)号：CN114705434A
公开(公告)日：2022-07-05
申请号：CN202210434092.9
申请日：2022-04-24
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
Abstract: 本申请提供了一种燃油分布器阻力特性试验方法，该燃油分布器阻力特性试验方法将分布器各区供油的初始打开和完全打开的出口压力映射到入口压力，便于试验控制，同时采用不同喷嘴面积，使得下游压力得到调节而不改变入口压力，保持活门开度不变，在不同的工作范围开展分段试验，规避其他流路影响分别获得各自完整的阻力特性，因此对于活门开度影响因素和上下游压力等因素进行解耦，最终获得准确的燃油分布器阻力特性。
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公开(公告)号：CN113532865B
公开(公告)日：2022-06-07
申请号：CN202110706493.0
申请日：2021-06-24
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
Abstract: 本申请属于发动机试验技术领域，特别涉及一种适用于多种发动机的低散射载体。该载体包括载体上段及载体下段，载体上段与载体下段均为截面为半圆形的槽体结构，且能够相互扣合在一起，形成容纳航空发动机的腔体，腔体的前端设置有载体前段，载体前段为锥形结构，腔体的后端设置有载体后段，载体后段包括上载体后段与下载体后段，上载体后段与下载体后段的另一端连接有载体尾端；腔体内设置有载体前段支撑架及载体中间支撑架，下载体后段内设置有载体后段支撑架，用于支撑航空发动机。本申请对后续多种发动机及试验件的联合电磁散射特性测试有较大帮助，有效提升测试效率和缩小测试误差。
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公开(公告)号：CN113217225A
公开(公告)日：2021-08-06
申请号：CN202110684894.0
申请日：2021-06-21
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: F02K1/82
Abstract: 本申请涉及航空发动机领域，为一种发动机舱引射冷气的二元喷管结构，包括依次连接的圆转方段、收敛段和扩张段，圆转方段、收敛段和扩张段内均设有冷却通道，所述收敛段和扩张段的外侧设有外罩，所述收敛段和扩张段的两侧分别向上下伸出，形成侧壁结构，所述侧壁结构的上下两侧均开设有第一通气孔，所述侧壁结构内开设有与第一通气孔连通的第四冷却通道，所述第四冷却通道的入口端与圆转方段内的冷却通道连通，发动机舱内的冷却器能够进入到第一通气孔内。具有提高喷管冷却性能，降低红外辐射的技术效果。
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公开(公告)号：CN113217224A
公开(公告)日：2021-08-06
申请号：CN202110684892.1
申请日：2021-06-21
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
Abstract: 本申请涉及航空发动机领域，具体涉及一种喷管调节片和隔热屏一体化结构，包括喷管调节片和隔热屏，所述喷管调节片与隔热屏之间形成冷却通道，所述隔热屏包括靠近冷却通道一侧的冷气侧、靠近燃气通道一侧的燃气侧，所述喷管调节片和隔热屏一体成型，所述隔热屏与喷管调节片之间设有与隔热屏和喷管调节片一体成型的设于冷却通道内的连接结构。具有提高喷管隔热和隐身性能的技术效果。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114109609B
公开(公告)日：2024-01-05
申请号：CN202111390288.4
申请日：2021-11-23
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
Abstract: 本申请涉及航空发动机领域，为一种高效混合冷却的发动机后向隐身结构，通过设置超临界介质冷却结构，将超临界介质喷出装置喷出的超临界冷却介质通过喷射转接段进行接收，通过超临界介质引气结构进入到涡轮支板内对涡轮进行冷却，而后再通过涡轮支板进入到加力内锥体内对加力内锥体进行冷却；并且在加力内锥体的外表面上设置气膜冷却孔，超临界冷却介质从气膜冷却孔内流出对火焰稳定器进行冷却，由于超临界冷却介质为相变冷却介质，能够以较小的流量对涡轮支板、加力内锥体和火焰稳定器提供的更大的冷却效果，解决了发动机后向涡轮、加力等部件有效外涵冷气量下冷却效率低的技术问题。
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公开(公告)号：CN117189369A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202311251300.2
申请日：2023-09-26
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
Abstract: 本申请提供了一种基于航空发动机工作状态的防冰系统开关控制方法，所述方法包括：确定所述防冰系统开关控制所需的参数，所述参数包括发动机进口总温T1、进口总压P1、进口静压P和进口静温T；实时测量所述发动机进口总温T1、进口总压P1、进口静压P和进口静温T；构建总静压与总静温的关系式，根据所述关系式得到所述进口静温：根据所述进口静温判断防冰系统开关的开启和关闭条件，其中，当所述进口总温T小于0℃时，控制防冰系统开关开启，当进口总温T大于0℃时，控制防冰系统开关关闭。本申请的方法实现了对发动机不同工作状态时防冰系统开关的精准控制，解决了与实际开启温度的偏差问题，降低了发动机推力损失增大的问题。
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公开(公告)号：CN116624898A
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202310408296.X
申请日：2023-04-17
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
Abstract: 本申请属于航空发动机加力燃烧室环形火焰稳定器雷达隐身设计技术领域，具体涉及一种航空发动机加力燃烧室环形火焰稳定器雷达隐身结构，其在环形火焰稳定器上增设挡板，以及设置由外滑板、内滑板、支杆、传动杆、联动杆、联动环组成的调节结构，可通过驱动联动环沿轴向运动，通过联动杆、传动杆带动外滑板滑动，进而使挡板绕与支杆的铰接点进行转动，以此能够改变挡板的倾斜角度，避免特定角度下的雷达散射波沿入射方向返回，能够适应性的在全向范围内降低雷达散射特征信号强度，保证航空发动机的雷达隐身性能，挡板转动的同时，带动内滑板滑动，可使整个结构动作平稳。
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公开(公告)号：CN116502356A
公开(公告)日：2023-07-28
申请号：CN202310388255.9
申请日：2023-04-12
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , G06F111/04
Abstract: 一种航空发动机加力燃烧室内锥体上冷却孔排布形式设计方法，确定航空发动机后向红外隐身指标I指标、雷达隐身指标RCS指标；以航空发动机的性能参数作为边界约束，确定内锥体表面各区域的开孔面积S总限制，设计冷却孔排布形式；在设计冷却孔排布形式下，开展航空发动机后向腔体流场、红外辐射特性仿真计算，得到航空发动机后向红外辐射强度I隐身；在设计冷却孔排布形式下，开展航空发动机后向雷达散射特性仿真计算，得到航空发动机后向雷达散射特性强度RCS隐身；若I隐身>I指标或RCS隐身>RCS指标，则重新设计冷却孔排布形式。
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公开(公告)号：CN113496057B
公开(公告)日：2023-07-25
申请号：CN202110706503.0
申请日：2021-06-24
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06Q10/0635 , G06F113/26
Abstract: 本申请属于发动机设计技术领域，特别涉及一种涡扇发动机红外雷达隐身综合设计方法。首先进行需求分析，分解指标，然后对基准发动机的红外和雷达性能进行分析，获得基本数据，锁定主要红外发射源和雷达散射源。继而通过隐身措施和适用部件的分析筛选隐身措施，形成隐身初步方案。然后气动、红外、雷达分析并对隐身措施改进，若不满足要求就重回初步方案设计，若满足要求就形成详细结构方案。再之后进行可靠性、安全性、风险等方面分析，不满足要求就重新隐身方案设计或详细结构设计，满足要求就形成最终整机方案，完成隐身设计。本申请大幅地提升了发动机隐身设计效率，减小了重复设计和迭代的工作。
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