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公开(公告)号：CN118309679A
公开(公告)日：2024-07-09
申请号：CN202410463823.1
申请日：2024-04-17
Applicant: 中国民用航空飞行学院
IPC: F04D27/00
Abstract: 本发明公开一种压气机的气动性能分析方法及应用，本发明将压气机叶片通道划分为不同区域，对不同划分区域进行独立的流动损失的定量分析；所述流动损失流场划分为七部分区域，包括：近叶片区(Blade)、主流通道(Main Flow Path)、近轮毂角区(Near‑Hub Corner)、近机匣角区(Near‑Shroud Corner)、近轮毂端壁(Near‑Hub End Wall)、近机匣端壁(Near‑Shroud End Wall)以及尾流区(Wake)。本发明图对叶片通道的三维空间进行了合理的划分。流动损失流场被分为七部分，每个区域对应一种损失源。这种空间划分方法更具有代表性，更能体现压气机的气动性能，并且以前述方式进行分类更便于计算。
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公开(公告)号：CN114776461B
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202210306656.0
申请日：2022-03-25
Applicant: 中国民用航空飞行学院
Abstract: 本发明公开了一种用于航空发动机的S弯喷管，涉及航空发动机技术领域，该S弯喷管包括S型弯曲段和等直段，所述S型弯曲段的进口与航空发动机涡轮出口对接、出口与所述等直段的进口对接，所述S型弯曲段的横截面形状从其进口处的圆形向出口处的圆角矩形进行过渡，所述等直段的横截面形状与所述S型弯曲段出口处的圆角矩形相同。本发明的S弯喷管可以以较少的几何参数完成S弯喷管的设计，且避免了S弯喷管的弯曲程度过大造成的气动损失较大的问题。
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公开(公告)号：CN119508089B
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202510047449.1
申请日：2025-01-13
Applicant: 中国民用航空飞行学院
Abstract: 本发明属于航空发动机排气系统技术领域，尤其是一种基于Coanda效应的塞式喷管气膜冷却强化装置，针对二元塞式喷管的塞锥位于喷口内，这使得塞锥温度很高，为了保护塞锥和提高隐身能力，就必须对该塞锥进行冷却。传统的气膜冷却结构无法避免气膜槽下游冷却气流与壁面的分离，导致气膜冷却效率低，现提出以下方案，包括二元喷管，所述二元喷管前段为圆转方段，后段为二元段，所述二元段内设置有塞锥，所述塞锥上、下侧均设置有气膜槽和凸台，所述凸台位于所述气膜槽出口下游。本发明公开的一种基于Coanda效应的塞式喷管气膜冷却强化装置，通过气流流经凸台时产生的Coanda效应抑制冷却气流的分离，在相同冷却气流量下可提高气膜冷却效率。
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公开(公告)号：CN117072491A
公开(公告)日：2023-11-17
申请号：CN202311024336.7
申请日：2023-08-14
Applicant: 中国民用航空飞行学院
Abstract: 本发明公开了一种应用于高负荷压气机叶栅流动控制的涡流发生器，涉及涡流发生器领域，包括叶片，所述叶片上端位置开设有插槽，所述插槽内部设置有涡流板，所述涡流板外侧壁且靠近一端位置设置有整流机构，所述涡流板两侧壁且位于底部位置均设置有限定机构，所述整流机构包括引流板，所述引流板外侧壁且靠近边沿位置贯穿设置有销轴，所述涡流板外侧壁且位于引流板一侧位置开设有弧形槽，所述弧形槽两内侧壁之间设置有弧形滑杆，所述弧形滑杆上且位于弧形槽内部设置有滑动板；本发明通过改变引流板的倾斜角度，可以对流经叶片表面的气流流向进行调节，进而可以对该高负荷压气机叶栅流动控制，提高涡流板和叶片之间的稳定性。
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公开(公告)号：CN116147923A
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202211514647.7
申请日：2022-11-29
Applicant: 中国民用航空飞行学院
Abstract: 本发明公开了一种航空发动机试验台排气管道冷却装置，包括冷却筒，冷却筒的左端设置有对接套，冷却筒内转动安装有一组旋转叶片，旋转叶片固定连接有芯座上，旋转叶片远离芯座的一端转动连接有滚轮，冷却筒的圆周内壁上固定连接有一组滚轮座，滚轮座包括一对挡圈，滚轮设置在同组的一对挡圈之间，旋转叶片的背面固定安装有分管，分管上设置有一组喷头，芯座的中心处固定安装有旋转接头，旋转接头与分管末端相连，旋转接头与供水管转动连接。本发明通过旋转结构带动喷头转动提升水雾与尾流的接触效果，在相同冷却效果下可实现冷却筒长度的大幅缩减。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119508089A
公开(公告)日：2025-02-25
申请号：CN202510047449.1
申请日：2025-01-13
Applicant: 中国民用航空飞行学院
Abstract: 本发明属于航空发动机排气系统技术领域，尤其是一种基于Coanda效应的塞式喷管气膜冷却强化装置，针对二元塞式喷管的塞锥位于喷口内，这使得塞锥温度很高，为了保护塞锥和提高隐身能力，就必须对该塞锥进行冷却。传统的气膜冷却结构无法避免气膜槽下游冷却气流与壁面的分离，导致气膜冷却效率低，现提出以下方案，包括二元喷管，所述二元喷管前段为圆转方段，后段为二元段，所述二元段内设置有塞锥，所述塞锥上、下侧均设置有气膜槽和凸台，所述凸台位于所述气膜槽出口下游。本发明公开的一种基于Coanda效应的塞式喷管气膜冷却强化装置，通过气流流经凸台时产生的Coanda效应抑制冷却气流的分离，在相同冷却气流量下可提高气膜冷却效率。
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公开(公告)号：CN115217670A
公开(公告)日：2022-10-21
申请号：CN202210570605.9
申请日：2022-05-24
Applicant: 中国民用航空飞行学院
IPC: F02K1/40 , G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/27 , G06N3/04 , G06F111/04 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开了一种三涵道超声速喷管构型及其设计方法，涉及超声速飞机用航空发动机喷管领域，解决了现有的三涵道超声速喷管及其设计方法典型结构特征不明显，并且无法直接实现三涵道喷管的高性能设计的问题，现提出如下方案，其包括主流涵道、次流涵道、第三股流涵道，所述主流涵道由外壁面一和尾锥构成，所述次流涵道由外壁面二和内壁面二构成，所述第三股流涵道由外壁面三和内壁面三构成。本喷管构型具有喷管结构紧凑光滑、各涵道喷管性能均很高，且其设计方法对于军、民用超声速飞机均适用，设计效率高的特点。
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公开(公告)号：CN118136172A
公开(公告)日：2024-06-04
申请号：CN202410249678.7
申请日：2024-03-05
Applicant: 中国民用航空飞行学院
IPC: G16C60/00
Abstract: 本发明公开了考虑纤维特征随机性的气凝胶复合材料RVE模型建立方法，包括以下步骤：S1：建立基体模型S2：建立纤维网络模型，其中，空间特征参数包括在基体内的纤维起点坐标、纤维倾斜和旋转角度、纤维最小间距；形状特征参数包括纤维长度、纤维局部曲率、纤维截面直径，还包括纤维数量或者纤维体积分数；S3：组装整体模型。本方法可以充分考虑纤维增强体的空间特征随机性和形状特征随机性，空间特征随机性包括在基体内的分层排布方式、层内纤维方向、法向倾斜角度、纤维最小间距等，形状特征随机性包括纤维的曲率特征、截面尺寸特征等，采用平面圆弧法模拟细观尺度上真实的纤维形态，可以获得具有局部变化曲率特征的纤维模型。
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公开(公告)号：CN115217670B
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202210570605.9
申请日：2022-05-24
Applicant: 中国民用航空飞行学院
IPC: F02K1/40 , G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/27 , G06N3/0464 , G06F111/04 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开了一种三涵道超声速喷管构型及其设计方法，涉及超声速飞机用航空发动机喷管领域，解决了现有的三涵道超声速喷管及其设计方法典型结构特征不明显，并且无法直接实现三涵道喷管的高性能设计的问题，现提出如下方案，其包括主流涵道、次流涵道、第三股流涵道，所述主流涵道由外壁面一和尾锥构成，所述次流涵道由外壁面二和内壁面二构成，所述第三股流涵道由外壁面三和内壁面三构成。本喷管构型具有喷管结构紧凑光滑、各涵道喷管性能均很高，且其设计方法对于军、民用超声速飞机均适用，设计效率高的特点。
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公开(公告)号：CN116877504A
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202311084977.1
申请日：2023-08-25
Applicant: 中国民用航空飞行学院
Abstract: 本发明公开了一种利用端区压力差实现压气机的自循环射流结构，涉及轴流压气机辅助工作技术领域，包括结构主体；所述结构主体由连接环、锥形罩相互连接而成；所述连接环一端设有弧形条一、弧形条二，所述连接环一端外壁上固定有连接板，所述弧形条一通过活动柱一活动连接在连接板一端，所述弧形条二通过活动柱二活动连接在连接板一端；所述弧形条一一端固定有连接耳一，所述弧形条二一端固定有连接耳二；所述连接耳一一端开设有螺纹孔一，所述弧形条二一端开设有螺纹孔二；所述螺纹孔一、螺纹孔二内螺纹连接有固定螺栓一，本发明在对结构主体、轴流压气机进行拆卸时比较的简单方便，也便于对结构主体内部的零部件进行维护。
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