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公开(公告)号：CN119754932A
公开(公告)日：2025-04-04
申请号：CN202411755835.8
申请日：2024-12-02
Applicant: 中国人民解放军92728部队 , 中国航空发动机研究院
Abstract: 本公开涉及航空技术领域，尤其提供一种电涡扇发动机、飞行器及控制方法，以解决现有技术中无法与发动机所需要的电能相匹配的问题，是本领域亟待解决的重要问题之一。电涡扇发动机，应用于飞行器，电涡扇发动机包括：增压组件、壳体、第一流道、第二流道、流道切换机构、多个涡轮发电机和多个导流管，增压组件设在壳体内，增压组件位于第一流道内，增压组件的外侧壁与壳体的内侧壁之间形成第二流道，每个导流管环设在壳体的外侧壁上，每个导流管与第二流道连通，流道切换机构设在每个导流管的入口处，每个涡轮发电机设在每个导流管的出口处。本公开提供的电涡扇发动机、飞行器及控制方法用于增加电涡扇发动机得功率。
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公开(公告)号：CN113090387A
公开(公告)日：2021-07-09
申请号：CN202110488420.9
申请日：2021-05-06
Applicant: 中国航空发动机研究院
Abstract: 发明公开了一种核能航空发动机、飞行器，核能航空发动机包括发动机本体、发动机本体还连接有核能驱动单元，核能驱动单元能够利用核能驱动发动机做功；所述核能驱动单元还与动力控制单元连接；核能驱动单元还与应急冷却单元连接，应急冷却单元能够对核能驱动单元冷却。本公开中，当发动机本体或核能驱动单元因高压压气机叶片断裂等故障导致损坏时，发动机本体的控制系统立即切断核能驱动单元的核反应堆，冷却控制单元控制应急冷却单元同时启动，由应急冷却单元对核能驱动单元冷却，保证核能发动机安全停车。
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公开(公告)号：CN113239570A
公开(公告)日：2021-08-10
申请号：CN202110613293.0
申请日：2021-06-02
Applicant: 中国航空发动机研究院 , 南京航空航天大学
IPC: G06F30/20 , G06F17/12 , G06F119/14
Abstract: 本发明实施例提供一种应力强度因子的高斯数值型单变量权函数法及电子设备。单变量权函数法包括：采用高斯数值积分公式对单变量权函数的应力强度因子积分表达式进行多项式化处理；获取与高斯数值积分点数量相同的已知载荷及已知应力强度因子列表；采用多元拉格朗日数值插值方法对已知应力强度因子进行插值，计算已知应力强度因子；将已知载荷与已知应力强度因子输入应力强度因子积分多项式；求解线性方程组得到权函数数值；将权函数数值输入应力强度因子积分多项式，求解应力强度因子。不需要推导权函数复杂的表达式，适用于不同形状裂纹体、不同类型裂纹、不同裂纹前缘点尖端在复杂应力下的应力强度因子计算，提高了权函数的工程适用性。
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公开(公告)号：CN113027610A
公开(公告)日：2021-06-25
申请号：CN202110488478.3
申请日：2021-05-06
Applicant: 中国航空发动机研究院
Abstract: 发明公开了一种航空发动机、发动机的控制方法、飞行器，航空发动机包括发动机本体和与发动机本体连接的燃料驱动单元，与发动机本体连接的核能驱动单元，动力控制单元分别与燃料驱动单元、核能驱动单元连接，能够监测飞行器的飞行状态，当飞行器处于起飞状态时，控制燃料驱动单元驱动发动机本体做功，当飞行器处于巡航状态时，控制核能驱动单元驱动发动机本体做功。本公开因采用了核能和化学能混合热力循环的方式，核反应堆仅在无人飞机高空状态工作，因此核反应堆的安全防护装置按照无人状态进行防护设计，可减小防护装置重量。
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公开(公告)号：CN118569011A
公开(公告)日：2024-08-30
申请号：CN202410479918.2
申请日：2024-04-19
Applicant: 中国航空发动机研究院
IPC: G06F30/23 , G01L1/00 , G01M15/14 , G06F30/15 , G06F30/28 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明属于航空发动机技术领域，尤其涉及一种航空发动机热端部件的实时应力评估方法及其应用。本发明提供了一种航空发动机热端部件的实时应力评估方法，为：总应力σj,total＝离心力应力σj,mech+气体压力应力σj,P+热应力σj,temper。本发明还提供了一种上述实时应力评估方法在航空发动机寿命管理中的应用。本发明中，通过离心力应力和热应力两个指标对总应力进行实时评估，并通过监测部件的温度、压力等参数，实现了离心力应力和热应力的实时测算；通过三维有限元瞬态仿真结果比对，本方案测定得到的参数结果准确，数据客观，可用于发动机的寿命监测；解决了现有技术中，航空发动机的寿命监测存在着无法实时、客观的监测的技术缺陷。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118350308A
公开(公告)日：2024-07-16
申请号：CN202410479912.5
申请日：2024-04-19
Applicant: 中国航空发动机研究院
IPC: G06F30/28 , G06F30/23 , G06F30/17 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F111/10 , G06F119/04 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供了一种发动机部件应力场确定方法、装置、电子设备及存储介质，以解决现有技术中航空发动机部件的设计周期延长的问题。该发动机部件应力场确定方法包括：获取目标部件的物理性能参数，物理性能参数包括温度参数、压力参数和转速参数；根据物理性能参数确定目标部件的力学参数；根据物理性能参数和力学参数构建目标物理模型，其中，目标模型用于表征目标部件内部应力场；根据物理性能参数、力学参数和目标物理模型确定目标部件的应力场。本发明提供的发动机部件应力场确定方法、装置、电子设备及存储介质用于获取发动机部件的应力场。
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公开(公告)号：CN117022657A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202311022641.2
申请日：2023-08-14
Applicant: 中国航空发动机研究院
Abstract: 本发明公开一种垂直升降的飞行器及控制方法，以解决直起降飞行器传动功率低导致的飞行器飞行姿态单一的问题。垂直升降的飞行器，包括驱动装置、差速传动装置、传动轴、刹车装置、控制器、第一转速传感器以及多个升力风扇；驱动装置和差速传动装置通过传动轴连接，差速传动装置和升力风扇通过传动轴连接；刹车装置设在升力风扇上；控制器分别与刹车装置和第一转速传感器电连接；第一转速传感器用于采集升力风扇的转速，若升力风扇的转速大于或等于预设速度，控制器用于控制刹车装置对升力风扇刹车。本发明提供的垂直升降的飞行器及控制方法用于飞行器中。
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公开(公告)号：CN113279880B
公开(公告)日：2022-11-11
申请号：CN202110762296.0
申请日：2021-07-06
Applicant: 中国航空发动机研究院
Abstract: 本公开提供一种组合循环航空发动机，包括涡轮喷气发动机单元和亚燃烧冲压发动机单元；所述涡轮喷气发动机单元包括压气机涡轮转子组件和第一燃烧室，所述压气机涡轮转子组件通过外支承轴承组件可转动地支承于所述涡轮喷气发动机单元的机匣内；所述第一燃烧室位于所述涡轮喷气发动机单元的压气机和涡轮之间；所述涡轮喷气发动机单元设有内腔，所述亚燃烧冲压发动机单元包括第二燃烧室，所述第二燃烧室设置于所述内腔中。本公开的组合循环航空发动机能够实现马赫数0‑3.5宽速域范围内热力循环的切换。
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公开(公告)号：CN113257443B
公开(公告)日：2022-08-23
申请号：CN202110512753.0
申请日：2021-05-11
Applicant: 中国航空发动机研究院
Abstract: 本公开提供了一种用于核能和化学能混合发动机的插排管束换热器结构,包括：多个换热器单元；多个所述换热器单元拼成一个完整的圆环柱体；每个所述换热器单元均包括：均由高温合金通过3D打印加工而成的液态金属分散通道、液态金属汇集通道、径向管束、和周向管束；所述液态金属分散通道具有沿周向延伸的第一周向通道、和沿径向延伸的第一径向通道；所述液态金属汇集通道具有沿周向延伸的第二周向通道、和沿径向延伸的第二径向通道；所述径向管束的两端分别连通至所述第一周向通道和所述第二周向通道；所述周向管束的两端分别连通至所述第一径向通道和所述第二径向通道。
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公开(公告)号：CN113257443A
公开(公告)日：2021-08-13
申请号：CN202110512753.0
申请日：2021-05-11
Applicant: 中国航空发动机研究院
Abstract: 本公开提供了一种用于核能和化学能混合发动机的插排管束换热器结构,包括：多个换热器单元；多个所述换热器单元拼成一个完整的圆环柱体；每个所述换热器单元均包括：均由高温合金通过3D打印加工而成的液态金属分散通道、液态金属汇集通道、径向管束、和周向管束；所述液态金属分散通道具有沿周向延伸的第一周向通道、和沿径向延伸的第一径向通道；所述液态金属汇集通道具有沿周向延伸的第二周向通道、和沿径向延伸的第二径向通道；所述径向管束的两端分别连通至所述第一周向通道和所述第二周向通道；所述周向管束的两端分别连通至所述第一径向通道和所述第二径向通道。
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