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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：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：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：CN118194620A
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202410622031.4
申请日：2024-05-20
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
Inventor： 程荣辉 , 张雪冬 , 孟令扬 , 好毕斯嘎拉图 , 蔡承阳 , 袁继来 , 陈泽华 , 薛海波 , 张志舒 , 陈仲光 , 邴连喜 , 周吉利 , 张少丽 , 于明 , 杨龙龙 , 吕安琪 , 阮文博 , 姜繁生 , 张志成 , 石磊 , 柏帅宇 , 高楚铭 , 夏禹 , 边家亮 , 孙博
Abstract: 本申请属于喷气推进装置航空发动机推力设计技术领域，具体涉及一种通过加长喷管扩张段提升航空发动机超巡安装推力的方法，包括：航空发动机主机性能计算模型建立步骤：通过航空发动机原理建立航空发动机主机性能计算模型；进气道特性计算模型建立步骤：建立进气道特性计算模型；喷管特性计算模型建立步骤：建立喷管特性计算模型；飞机、发动机性能耦合一体化计算模型建立步骤：以航空发动机主机性能计算模型、进气道特性计算模型、喷管特性计算模型组合，建立飞机、发动机性能耦合一体化计算模型；喷管扩张段长度寻优步骤：以航空发动机主机在飞机上安装后的推重比最大点对应的喷管扩张段长度，作为喷管扩张段长度的设计值。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117010099A
公开(公告)日：2023-11-07
申请号：CN202310676692.0
申请日：2023-06-08
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
Inventor： 程荣辉 , 曹茂国 , 好毕斯嘎拉图 , 陈仲光 , 黄玉娟 , 张元兵 , 张志舒 , 贺进 , 杨龙龙 , 陈泽华 , 姜繁生 , 薛海波 , 谢冰瑶 , 阮文博 , 张雪冬 , 朱振坤 , 吴亚帅
IPC: G06F30/17 , G06F30/28 , G06T17/00 , G06F111/04 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本申请属于航空发动机设计领域，为一种跨代小涵道比涡扇发动机高低压涡轮匹配设计方法，通过先确定高性能先进发动机低压涡轮匹配设计初始约束条件，而后进行高低压涡轮匹配设计确定高性能先进发动机高压涡轮匹配设计约束条件，匹配完成后再进行部件加工与装配，装配完成后进行高低压涡轮部件试验和整机全流程试验，获得整机全流程测量试验结果，根据整机全流程测量结果，评价高低压涡轮匹配工作情况，确定高低压涡轮匹配存在的问题，对高低压涡轮进行针对性的结构改进并再次开展整体全流程试验，通过反复修正直至满足设计要求。能够快速而准确的实现高低压涡轮良好的匹配工作，达到降低排气温度的同时解决高温部件烧蚀的问题。
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公开(公告)号：CN114112176B
公开(公告)日：2023-09-22
申请号：CN202111326378.7
申请日：2021-11-10
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
Abstract: 本申请属于航空发动机设计技术领域，具体涉及一种连接喘振压差或压力传感器的外部管路设计方法。所述方法包括步骤S1、确定影响传压管系统频响特性的参数；步骤S2、根据上述参数，设计不同的传压管管路结构，进行动态特性标定试验，获得在传感器工作频率和特定压力下不同管路参数对响应时间和幅值灵敏度影响结果；步骤S3、根据所述影响结果确定传压管管路参数的理想数值，或者参数范围，或者设计原则；步骤S4、根据外部管路强度要求、布置的空间、装配工艺限制参数综合确定所述传压管的管路参数。本申请通过对传压管管路的改进，能够提高喘振系统判喘的有效性。
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公开(公告)号：CN116595790A
公开(公告)日：2023-08-15
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：CN113449475B
公开(公告)日：2022-09-20
申请号：CN202110697501.X
申请日：2021-06-23
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: G06F30/28 , F02C7/04 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于航空发动机领域，特别涉及一种燃气涡轮发动机进口压力畸变强度预测方法。包括：步骤一、获取在各个不同低压换算转速下，飞机进气道总压损失与发动机进口综合压力畸变指数的第一对应关系；步骤二、根据发动机进口总压以及远前方总压，计算出飞机进气道总压损失；步骤三、根据实际状态的低压换算转速以及飞机进气道总压损失，从所述第一对应关系中插值出发动机进口综合压力畸变指数。本申请基于畸变条件下发动机进口静压测量值周向偏差小物理现象，根据飞机进气道总压损失与进口总压畸变强度的对应关系，从而准确预测发动机进口总压畸变强度，实现对压缩部件的稳定裕度进行实时控制，保证发动机工作安全，提升飞机的作战效能。
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公开(公告)号：CN114013684A
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN202111350353.0
申请日：2021-11-15
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: B64F5/60
Abstract: 本申请属于发动机试验技术领域，具体涉及一种新研航空发动机持久试车进气温度确定方法及装置。该方法包括步骤S1、获取飞行包线右边界水平加速过程的水平加速初始高度下的大气温度、水平加速飞行的目标马赫数；步骤S2、计算飞行包线右边界水平加速过程的发动机目标进气温度，以所述发动机目标进气温度作为飞行包线右边界水平加速时的进气加温试验的进气温度；步骤S3、获取实用升限爬升过程的马赫数，初始爬升高度与终点高度对应的当地静温；步骤S4、计算实用升限爬升过程的发动机进气温度。本申请实现了新研发动机外场飞行的进气温度及时间与持久试车相匹配，既能保障外场安全使用，又不引起考核过严，影响发动机进入下一阶段研制。
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