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公开(公告)号：CN118839439A
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202410886367.1
申请日：2024-07-03
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/15 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种模拟涡轮叶片气膜孔疲劳性能的模拟件设计方法，包括：所述模拟件包括试验筒段以及位于试验筒段两端的夹持段；试验筒段为具有中心通孔的圆柱筒结构，圆柱筒结构的壁面上周向分布多排气膜孔，所述气膜孔具有气膜孔轴线在平面内投影与模拟件外表面法线夹角а以及气膜孔轴线在平面内投影与模拟件轴向的夹角β；所述模拟件的设计方法包括：提取所述模拟件关键尺寸；根据实际构件结构参数对所述关键尺寸施加约束；以所述关键尺寸为变量，以模拟件的应力集中系数与实际构件应力集中系数偏差最小为优化目标，优化得到所述关键尺寸，提出的薄壁圆管结构带有曲率特征，能够反映叶片型面曲率。
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公开(公告)号：CN116104585A
公开(公告)日：2023-05-12
申请号：CN202310157845.0
申请日：2023-02-23
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
Abstract: 本申请属于航空发动机涡轮叶片叶冠设计技术领域，具体涉及一种航空发动机涡轮叶片叶冠工作面耐磨层融焊结构，其设计叶冠工作面上加工的焊槽与叶冠工作面、非工作面间转接凹角之间留有基体，基体的存在可避免在焊槽内融焊耐磨层时，使叶冠工作面、非工作面间转接凹角部分直接受热，发生融化塌陷，避免焊接融合区进入到转接凹角内，保护转接凹角性能不受损伤，此外，设计基体向焊槽一侧弧形凸出，在焊槽内融焊耐磨层时，弧形凸出可供融化塌陷，可通过尺寸设计，使弧形凸出受融化塌陷后变为直线状，为融化塌陷提供足够的裕量，有效保证焊接融合区不进入到转接凹角内。
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公开(公告)号：CN115587499B
公开(公告)日：2023-11-28
申请号：CN202211394251.3
申请日：2022-11-08
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/04 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请提高了一种航空发动机典型瞬态历程编制方法，包括：确定所述航空发动机典型瞬态历程的组成，所述航空发动机典型瞬态历程的组成包括发动机起动及暖机历程、空中瞬变初始历程、空中瞬变减速历程、空中瞬变加速历程和返航及冷机历程；确定空中瞬变各历程的输入参数，所述输入参数包括典型任务剖面及其使用频次以及用户方提出的发动机性能考核点；根据输入参数确定发动机起动及暖机历程、空中瞬变初始历程、空中瞬变减速历程、空中瞬变加速历程、返航及冷机历程及空中瞬变瞬态历程过渡工作时间和使用频次，从而得到所述航空发动机典型瞬态历程。该方法可以模拟小涵道比航空涡喷、涡扇发动机任务相关的空中加、减速使用场景，提高使用安全性。(56)对比文件Marco Altosole etc..A Diesel EngineModelling Approach for Ship PropulsionReal-Time Simulators.Journal of MarineSeience and Engineering.2019,第07卷(第05期),全文.好毕斯嘎拉图等.加速过程对航空发动机气动稳定性的影响研究.通信电源技术.2018,(第07期),全文.王奉明等.航空发动机加速任务与等效应力试验方法研究.燃气涡轮试验与研究.2016,(第03期),全文.程荣辉等.航空发动机不确定性设计体系探讨.航空学报.2022,第44卷(第07期),全文.潘鹏飞等.基于飞行试验数据的双转子航空发动机加减速瞬态模型辨识.航空发动机.2016,(第03期),全文.
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公开(公告)号：CN115828713A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202310151681.0
申请日：2023-02-22
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/17 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于非变容式发动机叶片设计技术领域，具体涉及一种航空发动机单晶涡轮叶片叶冠设计方法，其设计依次对叶冠啮合角、叶冠工作面面积、叶冠预扭角进行设计，采用有限元分析、动应力测试实验相结合的方法进行系统的反馈设计，能够有效保证对叶冠啮合角、工作面积、预扭角的可靠设计，满足叶片全寿命设计要求，保证航空发动机运行的安全。
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公开(公告)号：CN115795744B
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202310075704.4
申请日：2023-02-07
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: G06F30/17 , G06F119/14 , G06F119/04
Abstract: 本申请提供了一种航空涡扇发动机零组件级低循环疲劳寿命载荷谱编制方法，包括：获取飞行包线及典型飞行任务剖面及其混频数据，对其进行预处理得到第一和第二类典型工作点，确定第一和第二类典型工作状态点的总体性能参数；确定各转子的寿命薄弱部位，计算各转子寿命薄弱部位的参数，从中选取计算寿命最低的部位作为各转子的寿命考核部位，根据第一类典型工作点确定各寿命考核部位的应力；统计典型任务剖面得到所有峰值和谷值工作点；建立寿命考核部位的应力状态函数；估算不同类别循环对下的第二类典型工作点的应力，确定不同类别循环对下的寿命要求谷值或峰值点，根据典型飞行任务剖面的混频数据排序谷值点或峰值点形成低循环疲劳寿命载荷谱。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114756991A
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202210406889.8
申请日：2022-04-18
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14 , G06F119/04 , G06F119/08
Abstract: 本申请提供了一种验证空心涡轮叶片持久寿命的空心圆管试验件构建方法，包括：通过空心涡轮叶片的强度仿真分析识别出所述空心涡轮叶片持久寿命的关键部位；从空心涡轮叶片持久寿命的关键部位中分离出关键部位的结构特征参数并提取所述关键部位的应力和温度；根据所述结构特征参数构建能够反映空心涡轮叶片本身结构特性和应力状态的空心圆管试验件，所述空心圆管试验件的外形及外径尺寸与标准中的试棒一致，所述空心圆管试验件的壁厚与空心涡轮叶片关键部位的结构特征参数对应的空心涡轮叶片壁厚一致。本申请提供的方法可以准确反映空心涡轮叶片的结构特征和受力特征，保证了空心圆管试验件持久寿命的试验结果可以表征真实的空心涡轮叶片持久寿命。
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公开(公告)号：CN115828713B
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202310151681.0
申请日：2023-02-22
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/17 , G06F119/04 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于非变容式发动机叶片设计技术领域，具体涉及一种航空发动机单晶涡轮叶片叶冠设计方法，其设计依次对叶冠啮合角、叶冠工作面面积、叶冠预扭角进行设计，采用有限元分析、动应力测试实验相结合的方法进行系统的反馈设计，能够有效保证对叶冠啮合角、工作面积、预扭角的可靠设计，满足叶片全寿命设计要求，保证航空发动机运行的安全。
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公开(公告)号：CN115795744A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202310075704.4
申请日：2023-02-07
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: G06F30/17 , G06F119/14 , G06F119/04
Abstract: 本申请提供了一种航空涡扇发动机零组件级低循环疲劳寿命载荷谱编制方法，包括：获取飞行包线及典型飞行任务剖面及其混频数据，对其进行预处理得到第一和第二类典型工作点，确定第一和第二类典型工作状态点的总体性能参数；确定各转子的寿命薄弱部位，计算各转子寿命薄弱部位的参数，从中选取计算寿命最低的部位作为各转子的寿命考核部位，根据第一类典型工作点确定各寿命考核部位的应力；统计典型任务剖面得到所有峰值和谷值工作点；建立寿命考核部位的应力状态函数；估算不同类别循环对下的第二类典型工作点的应力，确定不同类别循环对下的寿命要求谷值或峰值点，根据典型飞行任务剖面的混频数据排序谷值点或峰值点形成低循环疲劳寿命载荷谱。
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公开(公告)号：CN115587499A
公开(公告)日：2023-01-10
申请号：CN202211394251.3
申请日：2022-11-08
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/04 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请提高了一种航空发动机典型瞬态历程编制方法，包括：确定所述航空发动机典型瞬态历程的组成，所述航空发动机典型瞬态历程的组成包括发动机起动及暖机历程、空中瞬变初始历程、空中瞬变减速历程、空中瞬变加速历程和返航及冷机历程；确定空中瞬变各历程的输入参数，所述输入参数包括典型任务剖面及其使用频次以及用户方提出的发动机性能考核点；根据输入参数确定发动机起动及暖机历程、空中瞬变初始历程、空中瞬变减速历程、空中瞬变加速历程、返航及冷机历程及空中瞬变瞬态历程过渡工作时间和使用频次，从而得到所述航空发动机典型瞬态历程。该方法可以模拟小涵道比航空涡喷、涡扇发动机任务相关的空中加、减速使用场景，提高使用安全性。
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公开(公告)号：CN112228161A
公开(公告)日：2021-01-15
申请号：CN202011109778.8
申请日：2020-10-16
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
Abstract: 本申请属于涡轮叶片设计技术领域，具体涉及一种叶片，该叶片内具有冷却通道；冷却通道入口端延伸至叶片的叶根部位，出口端延伸至叶片的叶尖部位。此外，涉及一种涡轮，包括：涡轮盘，具有多个引气孔；多个上述的叶片，叶根部位与涡轮盘连接，沿涡轮盘周向分布；每条冷却通道的入口端对应与一个引气孔连通。
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