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公开(公告)号：CN118657071B
公开(公告)日：2024-11-12
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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公开(公告)号：CN118673631A
公开(公告)日：2024-09-20
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：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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公开(公告)号：CN119378268A
公开(公告)日：2025-01-28
申请号：CN202411942238.6
申请日：2024-12-27
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于地面及高空起动性能仿真研究领域，特别涉及一种基于试验数据的发动机起动节流反算方法，基于功率提取法进行起动节流反算，依据起动过程供油量、转子加速率和起动机特性反向评估起动过程中的燃烧效率。基于相似原理，提出了换算扭矩缩放系数计算方法，完成了效率特性与扭矩特性的转换，并验证了该方法的有效性。进一步建立了点火前起动性能计算模型，实现了从零转速到慢车转速的起动性能仿真并基于整机试验数据对仿真模型进行验证。提出了换算扭矩缩放系数计算方法，实现效率特性与扭矩特性的等效替换，提高了扭矩特性应用于发动机整机计算的精度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116595790B
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202310607982.X
申请日：2023-05-26
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06F119/08 , G06F119/06 , G06F111/06
Abstract: 本申请属于航空发动机设计领域，为一种发动机整机低导流通能力需求精准确定方法，通过先采用同一套硬件和同一套测试方案分别进行发动机的部件试验、核心机及整机试验，获取整体条件下的各部件实际性能，而后确定高压涡轮膨胀比和外内涵出口压比，通过分别判断高压涡轮膨胀比与膨胀比设计值、外内涵出口压比与压比设计值的大小，来确定后续的设计方向，再通过对低压涡轮导向器面积调整对可调参数的影响进行打分，初步确定可调参数调整的优先顺序，而后通过总体性能计算模型进行优先顺序的二次验证，能够快速、准确的确定低压涡轮导向器流通能力需求，不需要反复上台“凑数”式的获得低压涡轮导向器流通能力需求。
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公开(公告)号：CN113361040B
公开(公告)日：2024-01-02
申请号：CN202110680202.5
申请日：2021-06-18
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: G06F30/17 , G06F119/08
Abstract: 本申请属于航空发动机试验技术领域，具体涉及一种发动机整机条件下燃烧室出口温度评估方法。包括：步骤S1、给定高压压气机进口换算流量的初值；步骤S2、依次计算主燃烧室的出口温度及高压涡轮喉道换算流量；步骤S3、获取经测量的高压涡轮喉道换算流量，并与步骤S2计算的高压涡轮喉道换算流量进行比较，确定相对误差；步骤S4、若所述相对误差大于预设值，则根据计算及测量的高压涡轮喉道换算流量对高压压气机进口换算流量进行修正，形成新的高压压气机进口换算流量，迭代计算直至确定主燃烧室出口温度。本申请给定压气机进口流量初值，迭代求解出发动机整机状态下燃烧室出口温度，实现主燃烧室出口温度的准确评估。
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公开(公告)号：CN110717219B
公开(公告)日：2023-10-20
申请号：CN201910950696.7
申请日：2019-10-08
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08
Abstract: 本申请属于航空发动机控制技术领域，具体涉及一种航空发动机整机状态下压气机进口流量的获取方法及装置，所述方法包括：获取设计状态下压气机导叶角度设计值与压气机进口换算转速设计值之间的关系；获取发动机工作状态下的压气机导叶角度测量值与压气机进口换算转速测量值；确定压气机导叶角度测量值与设计值的偏差；根据所述偏差，基于核心机试验时所确定的转速流量特性曲线，确定压气机进口流量。本申请求解的整机状态下压气机的进口流量是基于不同环境条件下核心机试验数据插值得到的，可以表示整机状态下流量的真实水平，实现整机下压气机工作点评估。
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公开(公告)号：CN116717491A
公开(公告)日：2023-09-08
申请号：CN202310769389.5
申请日：2023-06-26
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
Inventor： 朱振坤 , 好毕斯嘎拉图 , 姜繁生 , 李坚 , 单玉姣 , 赵艳 , 丁晓旭 , 张雪冬 , 阮文博 , 柏帅宇 , 吕安琪 , 张志远 , 于明 , 张志成 , 吴亚帅 , 李承隆
Abstract: 本申请属于发动机状态监测技术领域，具体涉及一种风扇出口总温测点布置及测试参数修正方法。风扇出口总温测点布置方法包括步骤S1、确定风扇出口总温测量截面的轴向位置；步骤S2、在总温测量截面上确定总温测点的测点布置线，将末级静子叶片的尾缘沿风扇轴向投影到所述总温测量截面上，基于相对栅距与相对叶高的关系确定测点布置线；步骤S3、通过在风扇机匣周向安装的多个总温探针，获取风扇出口总温场，确定总温场的平均总温，并同时获取测点布置线上的各测点的温度；步骤S4、在测点布置线上选取与平均总温温度一致所对应的测点，在测点处布置总温管。本申请能够提高风扇出口总温测点位置选择方案的确定效率和提高测试准确性。
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公开(公告)号：CN113221294B
公开(公告)日：2022-09-20
申请号：CN202110678694.4
申请日：2021-06-18
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , G06F111/10
Abstract: 本申请属于航空发动机试验技术领域，具体涉及一种发动机整机条件下高低压涡轮膨胀比获取方法。包括：步骤S1、获取压气机出口总压、主燃烧室总压恢复系数及高压涡轮出口总压；步骤S2、确定高压涡轮膨胀比；步骤S3、获取低压涡轮出口总压P5；步骤S4、确定高压涡轮膨胀比。本申请获取的整机条件下高、低压涡轮膨胀比是基于整机实际测量试验数据得到的，可以获得更准确的整机条件下高、低压涡轮膨胀比评估结果，对实现整机性能和整机条件下涡轮部件性能更精准的评估具有重要的意义。
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