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公开(公告)号：CN118223965A
公开(公告)日：2024-06-21
申请号：CN202410273523.7
申请日：2024-03-11
Applicant: 华能桂林燃气分布式能源有限责任公司
Abstract: 本发明提供的燃气‑蒸汽联合循环背压机组余热控制系统，系统包括循环加热模块：通过燃气轮机和蒸汽轮机对燃料循环加热，并控制进入燃气轮机的燃料或空气的温度；控制模块：根据燃气‑蒸汽联合循环机组的实际运行情况及进入燃气轮机的燃料或空气的温度，控制所述燃气轮机和蒸汽轮机的同步升负荷，解决了现有技术中的余热控制系统并没有管路的切换和控制，对于不同温度和排量要求的烟气没有合理的应对方案的问题，取到了对于不同温度和排量要求的烟气制定对应的策略有益效果。
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公开(公告)号：CN118188175A
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202410286997.5
申请日：2024-03-13
Applicant: 华能国际电力江苏能源开发有限公司 , 西安热工研究院有限公司 , 华能南京燃机发电有限公司
Inventor： 肖俊峰 , 翟春华 , 陈志锋 , 王开柱 , 黄庆 , 孙魏 , 焦道顺 , 周建 , 章恂 , 潘赫男 , 孙正标 , 桂洪波 , 谷睿轩 , 于佳滨 , 苏通 , 李军 , 王乾远 , 奚新国 , 史华仁 , 王文一 , 阴海强 , 刘家澍 , 曹殿尧 , 章文茜 , 卫星光
Abstract: 本发明涉及燃气轮机控制技术领域，公开了一种燃气‑蒸汽联合循环机组运行状态监测与优化系统，系统包括：SIS系统，通过数据网络从传感器获取机组的当前实时运行数据；状态监测与分析工作站，基于实时运行数据分析机组当前的运行状态生成监测分析结果；运行优化工作站，根据监测分析结果基于传统燃气‑蒸汽联合循环机组控制系统对机组的控制进行调整；评估工作站基于实时运行数据与监测分析结果对运行优化工作站的调整结果评估并反馈至运行优化工作站。本发明可在线监测机组的运行状态，根据机组运行状态信息控制调整优化机组的运行状态，并对运行优化效果进行评估反馈至运行优化工作站对运行优化操作进行反馈调节，使机组安全高效稳定运行。
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公开(公告)号：CN118188162A
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202410386418.4
申请日：2024-04-01
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明提供一种涡轴‑涡扇双模态排气系统结构及方法，包括位于外机匣内的模态切换装置，其由两侧活门、固定转轴、作动筒、滑槽、滑块和支撑杆组成。在涡扇模态下，作动筒处于拉伸状态，两侧活门与外机匣平行。此时排气系统分为内外两个涵道，中心锥与环形混合器之间为内涵道，环形混合器与外机匣之间为外涵道。切换至涡轴模态的过程中，作动筒收缩，滑块向固定转轴所在方向移动，带动两端固定在两侧滑块上的支撑杆顺时针旋转，将两侧活门撑开。在涡轴模态下，作动筒处于收缩状态，内侧活门与环形混合器接触，将外涵道封闭。两侧活门之间形成旁路通道，对外界大气进行引射。本发明能够在涡轴与涡扇两种模态下正常工作，并在两种模态之间进行切换。
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公开(公告)号：CN112988145B
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN201911212431.3
申请日：2019-12-02
Applicant: 中国航发商用航空发动机有限责任公司
Abstract: 本发明提供了一种自动生成航空发动机软件架构的方法，包括以下步骤：获得系统接口描述文件、功能接口描述文件及系统调度描述文件；根据系统接口描述文件和功能接口描述文件生成数据字典模块；根据系统接口描述文件生成第一功能集成代码框架和系统接口代码框架，且根据功能接口描述文件生成第二功能集成代码框架，其中系统接口代码框架位于第一功能集成代码框架中，组成系统接口框架；根据功能接口描述文件生成功能模型框架，其中每个第二功能集成代码框架与被其调用的对应功能模型框架组成功能代码框架；以及根据系统调度描述文件生成系统调度代码框架；其中数据字典模块、系统调度代码框架、系统接口框架和功能代码框架组成航空发动机软件架构。
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公开(公告)号：CN118148776A
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202410282705.0
申请日：2024-03-13
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本发明公开了带负载压气机的APU的引气控制方法，包括以下步骤：步骤S100，通过电子控制器获取测量参数；步骤S200，判断飞机是否在地面工作，以选取对应的目标转速；步骤S300，获取空调包工作数量，选择单空调包引气，飞机处于地面，根据获取的目标转速以及第一飞行高度和第一进气温度，将导叶角度调至第一目标角度；飞机脱离地面，将目标转速设置为100％，并根据第二飞行高度和第二进气温度，将导叶角度调至第二目标角度；选择双空调包引气，飞机处于地面，则根据获取的目标转速以及第三飞行高度和第三进气温度，将导叶角度调至第三目标角度；飞机脱离地面，将目标转速设置为100％，并根据获取的第四飞行高度和第四进气温度，将导叶角度调至第四目标角度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118049318A
公开(公告)日：2024-05-17
申请号：CN202410336380.X
申请日：2024-03-22
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
Abstract: 本申请属于空气涡轮起动机带动航空发动机起动技术领域，具体涉及一种考虑空气涡轮起动机控制阀开启速率的输出功率确定方法，考虑空气涡轮起动机控制阀开启速率对输出功率需求的影响，在分析、构建空气涡轮起动机带动航空发动机起动的扭矩输出特性方程的基础上，通过对空气涡轮起动机的最大输出功率进行赋值、对空气涡轮起动机扭矩输出最大值点对应的转速进行赋值，利用转子扭矩平衡方程，迭代解出空气涡轮起动机带动航空发动机起动的扭矩输出特性方程，最终得出空气涡轮起动机带动航空发动机起动最大输出功率的需求，以此指导设计、选用空气涡轮起动机，可很好的降低因空气涡轮起动机输出扭矩不足导致航空发动机起动频繁失败的可能。
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公开(公告)号：CN115680887B
公开(公告)日：2024-05-17
申请号：CN202211256121.3
申请日：2022-10-13
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种航空发动机磁轴承控制系统及方法，航空发动机磁轴承控制系统结构简单，具有较好的经济性、可实现性和可靠性，尤其适用于多电航空发动机磁轴承控制。通过磁轴承控制单元将信号采集单元传递的磁轴承位置信息和FADEC控制器传输的信号进行综合运算，依据计算结果向磁轴承控制驱动单元发送相应的控制信号；磁轴承控制单元输出的控制信号作用于磁轴承控制驱动单元，磁轴承控制驱动单元同时输出控制电流至磁轴承，从而及时根据发动机状态进行磁轴承的适应性调节，可以在不增加磁轴承系统架构的条件下，仅通过控制算法就可以快速实现可广泛应用在航空发动机磁轴承控制中，解决磁轴承在航空发动机适用性难题。
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公开(公告)号：CN118008584A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202410195387.4
申请日：2024-02-22
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: F02C9/00
Abstract: 本申请属于航空发动机设计领域，为一种用于航空发动机起动转速变化率修正的设计方法，通过设置起动机工作时转速变化率及起动机脱开后转速变化率修正量；在起动机工作时，控制系统控制的转速变化率按照起动机工作时的转速变化率基准执行，并获取该状态下的第一转速变化率ndot控制1；在起动机脱开时，获取起动机脱开后转速变化率修正量ndot修正，控制系统控制转速变化率通过起动机脱开后转速变化率修正量ndot修正对第一转速变化率进行修正，得到第二转速变化率ndot控制2。通过将起动转速变化率与起动机脱开关联，在起动机脱开时对起动机转速变化率进行修正，有效解决因起动机脱开时间早于脱开转速时造成发动机起动喘振的问题。
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公开(公告)号：CN117345434B
公开(公告)日：2024-05-07
申请号：CN202311391332.2
申请日：2023-10-25
Applicant: 大连理工大学
IPC: F02C9/00
Abstract: 本发明属于航空发动机控制技术领域，公开了一种适用于航空发动机过渡态的可变控制增益自抗扰控制方法。本发明设计了适用于航空发动机过渡态的可变控制增益自抗扰控制器。首先，对航空发动机转速模型不同工况下对应的控制增益b和系统未建模动态f(·)进行一体化辨识。基于系统辨识结果，利用增益调度思想完成不同工作点的补偿因子b0在线整定，并将对应的系统未建模动态f(·)引入控制器，对控制律和扩张状态观测器进行前馈补偿，消除待估计总扰动中的高频分量，减小观测器增益。最后，通过仿真实验证明，所提方法适用于具有过渡态的航发工作过程，可以快速整定参数b0，并在保证性能的前提下有效减小观测器带宽。
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公开(公告)号：CN115680902B
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202211256133.6
申请日：2022-10-13
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明提供了一种航空发动机转子轴向力调整方法，包括S1、获取影响发动机转子轴向力的部件；S2、设计发动机转子轴向力调整措施，包括被动间隙节流降压调整、盘面抽压调整、功率补偿调整；S3、依据发动机构型，采用轴向力分析模型进行轴向力敏感性分析，判断发动机转子轴向力与轴向力阈值大小；S4、基于S3中判断结果，选择S2中一种或多种轴向力调整措施，进行轴向力调整。本发明设计的轴向力调整方法能够满足不同型号航空发动机轴向力调整及压力平衡设计，且为航空发动机研制过程中轴向力的调整提供指导，有效的降低了航空发动机的研制风险，提高了发动机的试验安全及可靠性。
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