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公开(公告)号：CN116500913B
公开(公告)日：2025-02-18
申请号：CN202310503942.0
申请日：2023-05-06
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本申请提供了一种航空燃气涡轮发动机热管理系统模型，属于航空发动机热管理技术领域，该系统模型包括：发动机控制器子模型，用于根据当前大气环境条件和发动机操纵指令计算出当前发动机几何可调变量和燃油流量，以及根据发动机自身承温特点和安全要求确定的限制温度点对应的限制温度和实际反馈温度计算热回油流量；发动机性能计算子模型，用于计算发动机机械系统子模型和/或发动机燃油系统子模型需要的发动机性能参数；发动机机械系统子模型，用于计算发动机轴承生热和轴承腔外空气换热；发动机燃油系统子模型，用于计算发动机燃油系统生热；散热器子模型，用于计算燃油、滑油热量交换后对应出口的温度和压力。
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公开(公告)号：CN119416389A
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202411861633.1
申请日：2024-12-17
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所 , 中国航发四川燃气涡轮研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/28 , F02C3/04 , G06F119/08
Abstract: 本申请属于航空发动机设计领域，特别涉及一种航空发动机综合控温及验证方法，通过将燃气温度场拆分为三个维度，包括燃气平均温度、燃气峰值温度、燃气温度分布；并分别开展燃气平均温度调控、燃气峰值温度的调控和燃气温度分布调控；构建高品质燃气温度场，保证涡轮叶片等高温构件的可靠工作，解决燃气平均温度“超温”问题、燃气峰值温度过高问题、燃气温度分布不合理问题，在满足推力不降低的同时降低所需燃气温度，大幅降低燃烧室、涡轮等热端部件的温度负荷，解决了航空发动机的“超温”难题，实现高燃气温度下可靠工作。
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公开(公告)号：CN119321374A
公开(公告)日：2025-01-17
申请号：CN202411615348.1
申请日：2024-11-13
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: F02K1/18 , G06F30/17 , G06F113/14
Abstract: 本申请属于发动机喷管喉道面积控制技术领域，涉及一种发动机喷管喉道面积测量故障时对喉道面积的控制方法，包括：步骤一、基于发动机控制规律，确定不同进气温度下低压换算转速与喷管喉道面积给定值间的对应关系；步骤二、基于发动机试验结果，确定不同喷管喉道面积下低压换算转速与高压换算转速间的对应关系；步骤三、在发动机喷管喉道面积测量故障时，以当前低压换算转速、高压换算转速，基于不同喷管喉道面积下低压换算转速与高压换算转速间的对应关系，得出当前喷管喉道面积，以及，以当前低压换算转速、进气温度，基于不同进气温度下低压换算转速与喷管喉道面积给定值间的对应关系，得出喷管喉道面积给定值，对喷管喉道面积进行闭环控制。
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公开(公告)号：CN118673631B
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202411154700.6
申请日：2024-08-22
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所 , 西北工业大学
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , G01L5/00 , G01M15/14 , G06F111/20 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于涡扇发动机装机推力确定技术领域，具体涉及一种基于测试一致性获取涡扇发动机装机推力的方法，包括：测试一致性关键截面测量参数确定步骤：确定测试一致性关键截面测量参数；飞行及高空台试验数据获取步骤：获取飞行及高空台试验数据，包括测试一致性关键截面测量参数、测试条件参数；涡扇发动机性能计算模型一致性修正步骤：基于飞行及高空台试验数据对涡扇发动机性能计算模型进行修正，得到能够精确计算飞行条件下的整机性能计算模型；涡扇发动机装机推力计算步骤：基于涡扇发动机性能计算模型，计算涡扇发动机装机推力。
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公开(公告)号：CN118657071A
公开(公告)日：2024-09-17
申请号：CN202411154703.X
申请日：2024-08-22
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所 , 西北工业大学
Abstract: 本申请属于涡扇发动机整机匹配调试技术领域，具体涉及一种基于涡扇发动机模型自适应修正的整机匹配调试方法，取以试验数据计算得到的各个部件的特性参数，与以涡扇发动机性能计算模型计算得到的各个部件的特性参数的比值，作为各个部件特性参数的修正系数，对涡扇发动机性能计算模型进行自适应修正，得到涡扇发动机性能高精度计算自适应模型，以数值仿真代替整机试验，对涡扇发动机可调几何参数进行优化求解，提高了整机匹配调试的客观性和精确度，理想情况下仅通过一轮匹配调试即可达到既定的目标性能，能够大幅减少整机调试试验次数，提升调试效率，降低涡扇发动机的研制成本，以及缩短研制周期。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118211429B
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202410620956.5
申请日：2024-05-20
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F30/17 , G06F119/02
Abstract: 本申请属于航空发动机涡轮导向器设计优化技术领域，具体涉及一种基于整机性能优化的涡轮导向器流通能力匹配方法，设计在开展整机全流程参数测量试验，获取航空发动机性能参数的基础上，建立航空发动机总体性能计算模型，进行仿真计算，推算并确认涡轮导向器流通能力调整量，以对涡轮导向器叶片进行切尾缘补加工的方式，实现对涡轮导向器流通能力匹配的调整，方便、快捷、准确性高，节时、省力。
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公开(公告)号：CN114439553B
公开(公告)日：2024-07-05
申请号：CN202210209016.8
申请日：2022-03-04
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
Abstract: 本申请属于涡轮叶片冷却设计领域，为一种低热应力涡轮冷却导向叶片，在吸力侧板、压力侧板、前缘和尾缘之间设有冷却腔，在尾缘内开设有供冷却气流出的尾缝，每个冷却腔内均设有冲击板，冲击板为一侧开口的不封闭板体，冲击板位于冷却腔内燃气换热量大的一侧；位于冲击板一侧的叶片侧壁在冲击孔的作用下能够有效地提高换热强度，使得燃气换热量大的一部分叶片与燃气换热量小的一部分叶片外表面的温度大致相同，这样叶片的温度分布更为均匀，热应力较小，整体的冷却性能更好。同时，相比于冷气导管，冲击板的横截面更小，重量更轻，也即是说，本申请通过采用更轻的冷却结构取得了更好的冷却效果。
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公开(公告)号：CN118211429A
公开(公告)日：2024-06-18
申请号：CN202410620956.5
申请日：2024-05-20
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F30/17 , G06F119/02
Abstract: 本申请属于航空发动机涡轮导向器设计优化技术领域，具体涉及一种基于整机性能优化的涡轮导向器流通能力匹配方法，设计在开展整机全流程参数测量试验，获取航空发动机性能参数的基础上，建立航空发动机总体性能计算模型，进行仿真计算，推算并确认涡轮导向器流通能力调整量，以对涡轮导向器叶片进行切尾缘补加工的方式，实现对涡轮导向器流通能力匹配的调整，方便、快捷、准确性高，节时、省力。
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公开(公告)号：CN115962484B
公开(公告)日：2024-06-18
申请号：CN202310157848.4
申请日：2023-02-23
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: F23R3/28
Abstract: 本申请属于一般发动机用加力燃烧室设计技术领域，具体涉及一种航空发动机用加力燃烧室，主要包括外机匣、合流环、内锥体、环形稳定器外壁、环形稳定器内壁、环形稳定器前壁、环形稳定器后壁、环形稳定器内环板、环形稳定器内环管、环形稳定器喷油杆、径向稳定器、径向稳定器内环管以及径向稳定器喷油杆，可保证燃烧室内点火、联焰以及稳定燃烧能力。
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公开(公告)号：CN116579135B
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202310402560.9
申请日：2023-04-14
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
Abstract: 本申请涉及一种航空发动机红外隐身性能快速确定方法，设计在设定各个后向可视部件上红外隐身材料各有多个不同的损伤面积的基础上，采用仿真计算，得到航空发动机在各个后向可视部件上红外隐身材料不同损伤面积组合下的红外隐身性能，以此对航空发动机红外隐身性能与各个后向可视部件上红外隐身材料损伤面积之间关联的回归方程进行训练，得出回归系数，并选取航空发动机，测量各个后向可视部件的损伤面积，采用仿真计算得到其红外隐身性能，对回归方程的准确性进行检验，在检验通过后，用以对目标航空发动机的红外隐身性能进行快速计算，可满足实际中对航空发动机红外隐身性能快速确定的需求。
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