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公开(公告)号：CN113221294A
公开(公告)日：2021-08-06
申请号：CN202110678694.4
申请日：2021-06-18
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G06F30/17 , G06F30/20 , G06F111/10
摘要： 本申请属于航空发动机试验技术领域，具体涉及一种发动机整机条件下高低压涡轮膨胀比获取方法。包括：步骤S1、获取压气机出口总压、主燃烧室总压恢复系数及高压涡轮出口总压；步骤S2、确定高压涡轮膨胀比；步骤S3、获取低压涡轮出口总压P5；步骤S4、确定高压涡轮膨胀比。本申请获取的整机条件下高、低压涡轮膨胀比是基于整机实际测量试验数据得到的，可以获得更准确的整机条件下高、低压涡轮膨胀比评估结果，对实现整机性能和整机条件下涡轮部件性能更精准的评估具有重要的意义。
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公开(公告)号：CN112550758A
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN202011395117.6
申请日：2020-12-03
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请属于飞机发动机试验领域，涉及一种整机条件下获得发动机各部件实际性能的方法，所述方法包括：通过调节外涵出口面积来改变风扇工作点，获得整机条件下的风扇特性；开展不同面积的固定喷管和压气机可调导叶角度调整试验，获得模拟整机环境条件下的压气机特性；采用静压损失代替总压损失来计算主燃烧室总压恢复系数，通过分析燃气成分，获得主燃烧室和加力燃烧室燃烧效率；根据各转速状态总膨胀比及内涵出口压力获得低压涡轮膨胀比；通过试验获得发动机涡轮冷却气封严结构、管路以及喷嘴的流动特性，进而确定各流路引气量。本申请能够获得各部件在整机工作环境下的实际性能和相互之间的匹配关系，能够为气动稳定性评估提供重要的支撑。
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公开(公告)号：CN110630338A
公开(公告)日：2019-12-31
申请号：CN201910963884.3
申请日：2019-10-11
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： F01D11/06
摘要： 本申请属于发动机控制技术领域，涉及一种涡扇发动机轴承腔封严的引气参数控制方法及系统，所述方法包括确定高压压气机中间级引气温度以及外涵气压力；进而控制轴承封严引气流路上的活门开度，包括在所述外涵气压力超过第一阈值时，使用外涵气对发动机轴承进行封严，否则判断当所述高压压气机中间级引气温度低于第二阈值时，使用高压压气机中间级引气对发动机轴承进行封严。本申请对发动机的封严引气参数实现了直接或间接的控制，可有效满足发动机在全包线范围、不同发动机工作状态下轴承腔的封严要求，保证发动机工作安全和可靠性。
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公开(公告)号：CN118913701A
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202410951504.5
申请日：2024-07-16
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
发明人： 程荣辉 , 阮文博 , 孟令扬 , 张志舒 , 陈仲光 , 张志远 , 吴亚帅 , 张雪冬 , 王东 , 好毕斯嘎拉图 , 邴连喜 , 曹茂国 , 李春光 , 张志成 , 姜繁生 , 薛海波 , 边家亮 , 朱振坤 , 吕安琪 , 柏帅宇
摘要： 本申请提供了一种双转子涡扇发动机整机环境下的内涵流量获取方法，属于航空发动机试验技术领域，该方法包括：开展空气系统关键节流元件零件级的流量特性测量试验，获得其流量特性；将将所有的空气系统关键节流元件用于核心机试验，并开展核心机试验获得核心机试验参数；根据核心机试验参数计算高压涡轮导向器到达临界转速后的喉部换算流量；将核心机用于整机试验，并开展整机试验获得整机试验参数；根据整机试验参数计算整机状态下的高压涡轮导向器喉部换算流量初值，迭代计算喉部换算流量初值与定值相对差值的绝对值，获得整机试验中的内涵流量。
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公开(公告)号：CN118911844A
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202411221970.4
申请日：2024-09-02
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请属于发动机控制设计技术领域，具体涉及一种超声速巡航状态发动机在线性能寻优调整方法，根据飞行场景、发动机涡轮后排气温以及低压相对物理转速，在线优化发动机匹配，利用发动机涡轮后排气温、低压相对物理转速，对喷管喉部面积进行实施反馈调节，能够在满足强度、寿命损伤、气动稳定性等条件下，充分发挥发动机性能，提高飞机超声速巡航马赫数。
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公开(公告)号：CN118821353A
公开(公告)日：2024-10-22
申请号：CN202410951506.4
申请日：2024-07-16
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
发明人： 程荣辉 , 阮文博 , 张志远 , 于明 , 陈泽华 , 好毕斯嘎拉图 , 王东 , 邴连喜 , 曹茂国 , 张志舒 , 陈仲光 , 李春光 , 袁继来 , 张雪冬 , 张志成 , 姜繁生 , 薛海波 , 边家亮 , 朱振坤 , 吴亚帅 , 吕安琪 , 柏帅宇
IPC分类号： G06F30/17 , G06F30/15 , G06F119/14 , G06F119/02 , G06F119/04 , G06F119/08
摘要： 本申请提供了一种确定燃烧室出口温度径向分布要求的方法，属于航空发动机技术领域，包括：确定径向温度分布系数RTDFmax和径向高度Hmax的范围，并按照预定步长进行划分形成RTDFmax数据集和Hmax数据集，并进行数据集内的元素组合；从多种组合中选取一种，根据主燃烧室性能和结构参数确定该组合下达到要求时的RTDF沿径向高度H的分布形态；根据分布形态计算涡轮叶片表面温度分布，结合涡轮叶片结构参数和工作参数计算主要失效模式下的关键区域的强度系数；构建涡轮叶片综合强度系数与关键区域的强度系数的函数式，计算涡轮叶片综合强度系数；得到所有组合下的涡轮叶片综合强度系数，选择涡轮叶片综合强度系数最大值对应的组合，作为燃烧室出口温度径向分布要求。
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公开(公告)号：CN118758618A
公开(公告)日：2024-10-11
申请号：CN202410951525.7
申请日：2024-07-16
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
发明人： 程荣辉 , 阮文博 , 张志远 , 吴亚帅 , 王东 , 好毕斯嘎拉图 , 邴连喜 , 曹茂国 , 张志舒 , 陈仲光 , 李春光 , 于明 , 陈泽华 , 袁继来 , 张雪冬 , 张志成 , 姜繁生 , 薛海波 , 边家亮 , 朱振坤 , 吕安琪 , 柏帅宇
摘要： 本申请提供了一种航空发动机及其整机环境下空气系统用气量获取方法，属于航空发动机技术领域，该方法包括：确定空气系统关键节流元件；开展空气系统关键节流元件的零部件试验，获得空气系统关键节流元件流量特性；将开展零部件试验的空气系统关键节流元件用于航空发动机整机环境下，在空气系统关键节流元件的进、出口腔室内布置腔温和腔压测点，根据测量结果和关键节流元件流量特性，计算得到流过空气系统关键节流元件的空气流量，得到整机环境下的空气系统腔温腔压测试结果；根据关键节流元件流量特性和整机环境下空气系统腔温腔压测试结果，修正空气系统计算模型，利用修正后的空气系统计算模型得到航空发动机整机环境下的空气系统用气量。
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公开(公告)号：CN118194620B
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202410622031.4
申请日：2024-05-20
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
发明人： 程荣辉 , 张雪冬 , 孟令扬 , 好毕斯嘎拉图 , 蔡承阳 , 袁继来 , 陈泽华 , 薛海波 , 张志舒 , 陈仲光 , 邴连喜 , 周吉利 , 张少丽 , 于明 , 杨龙龙 , 吕安琪 , 阮文博 , 姜繁生 , 张志成 , 石磊 , 柏帅宇 , 高楚铭 , 夏禹 , 边家亮 , 孙博
摘要： 本申请属于喷气推进装置航空发动机推力设计技术领域，具体涉及一种通过加长喷管扩张段提升航空发动机超巡安装推力的方法，包括：航空发动机主机性能计算模型建立步骤：通过航空发动机原理建立航空发动机主机性能计算模型；进气道特性计算模型建立步骤：建立进气道特性计算模型；喷管特性计算模型建立步骤：建立喷管特性计算模型；飞机、发动机性能耦合一体化计算模型建立步骤：以航空发动机主机性能计算模型、进气道特性计算模型、喷管特性计算模型组合，建立飞机、发动机性能耦合一体化计算模型；喷管扩张段长度寻优步骤：以航空发动机主机在飞机上安装后的推重比最大点对应的喷管扩张段长度，作为喷管扩张段长度的设计值。
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公开(公告)号：CN116595680B
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202310607983.4
申请日：2023-05-26
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请属于航空发动机设计领域，为一种跨代发展小涵道比涡扇发动机主机和加力匹配方法，通过先初步确定主机和加力燃烧室设计准则，而后进行主机和加力燃烧室匹配工作初步方案设计，直至满足发动机性能或者主机和加力匹配设计准则要求，并加工出硬件，再开展全尺寸加力燃烧室试验，采集试验数据，修正加力燃烧室的工作异常后，将全尺寸加力燃烧室试验的全部部件放入至发动机整机中，开展整机全流程试验，获得整体条件下的各部件实际性能，在优化主机与加力燃烧室的工作匹配问题后，完成小涵道比涡扇发动机主机和加力匹配的设计实现了考虑多因素条件下的主机和加力匹配工作，降低了同推力条件下的燃气温度，解决了加力燃烧室烧蚀问题。
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公开(公告)号：CN116842653B
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202310745060.5
申请日：2023-06-21
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
发明人： 程荣辉 , 阮文博 , 王东 , 张志远 , 好毕斯嘎拉图 , 陈伟博 , 于明 , 朱振坤 , 邴连喜 , 曹茂国 , 张志舒 , 陈仲光 , 李春光 , 姜繁生 , 薛海波 , 边家亮 , 张志成 , 吴亚帅
IPC分类号： G06F30/17 , G06F30/20 , G06F113/08 , G06F113/14 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F119/02 , G06F119/04
摘要： 本申请属于发动机设计技术领域，具体涉及一种航空发动机总体性能参数设计方法。该方法包括步骤S1、确定用于对热端部件进行降温的引气系统的引气位置参数，所述引气位置参数包括所引冷却气的温度、压力及流量；步骤S2、确定引气系统的引气管路气体参数，所述气体参数包括压力损失、温度变化以及流量变化；步骤S3、确定从热端部件不同位置进入的冷却气的做功系数值；步骤S4、在发动机总体性能计算模型中，对通过引气管路进行冷却气引入及排出的气体采用步骤S2的气体参数及步骤S3的做功系数值进行修正。本申请使发动机总体性能设计结果更接近实际，可提高发动机各部件及系统设计评估的准确性。
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