-
公开(公告)号：CN110555245B
公开(公告)日：2023-10-24
申请号：CN201910746410.3
申请日：2019-08-13
Applicant: 中国航发贵阳发动机设计研究所
IPC: G06F30/23 , G06T17/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明的一种三维尺度精准关注部位提取应力梯度的方法，包括以下步骤：步骤一，计算找到关注部位的应力最大点；步骤二，以该应力最大点为球心做球并找到球面上应力最小点，再以该点为球心做球并找到球面上应力最小点并重复；步骤三，输出所有球心坐标及其对应应力值；本发明采用子模型方法，可以划分精细化网格，网格尺寸能够满足精准应力梯度寻找需求，采用循环命令方法在三维尺度搜索应力下降最快路径，能够精确寻求到应力梯度路径，并避免人为选取随机性影响。
-
公开(公告)号：CN111927561A
公开(公告)日：2020-11-13
申请号：CN202010756476.3
申请日：2020-07-31
Applicant: 中国航发贵阳发动机设计研究所
IPC: F01D5/08
Abstract: 本发明公开了一种用于涡轮叶片冷却的旋转增压结构，包括喇叭形壳体以及若干肋板，若干肋板设置在喇叭形壳体的喇叭口内侧壁上，呈放射状圆周均布，喇叭形壳体的喇叭口外缘上开设有导向槽，呈放射状圆周均布，导向槽的数量是肋板数量的A倍，A为整数，每两个相邻的肋板与喇叭形壳体的中心形成一个扇形区域，每个扇形区域内导向槽数量为A个，本发明装配于涡轮盘表面，径向分布肋板的结构工作时随涡轮转子一起旋转，空气从转子中心引入，从结构的外径排出，利用旋转肋板对空气的离心增压作用，对低压、低温的空气进行增压，使得增压后的空气压力高于涡轮叶片冷却气出口的压力。
-
公开(公告)号：CN118998179A
公开(公告)日：2024-11-22
申请号：CN202411129529.3
申请日：2024-08-16
Applicant: 中国航发贵阳发动机设计研究所
Abstract: 本发明公开一种快卸销及其拆装方法。快卸销包括销体和限位柱，限位柱的一端与销体通过销轴连接；在销体上一体成型有限位块；限位柱可绕着销轴转动，限位柱可转动至其轴线与销体的轴线共线或垂直。拆装方法包括以下步骤：S1、将吊耳放置在外涵道后机匣的安装边位置处，使得吊耳上的销孔与安装边上的安装孔对齐；S2、将限位柱转动至其轴线与销体的轴线共线，将快卸销从吊耳的销孔插入至安装边上的安装孔内，且限位柱从外涵道后机匣安装边的安装孔中伸出；S3、将限位柱转动至其轴线与销体的轴线相垂直，完成吊耳与外涵后机匣的安装连接；S4、当需要拆除吊耳时，先限位柱转动至其轴线与销体的轴线共线，然后将整个快卸销拔出，即可拆除吊耳。
-
公开(公告)号：CN110555245A
公开(公告)日：2019-12-10
申请号：CN201910746410.3
申请日：2019-08-13
Applicant: 中国航发贵阳发动机设计研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明的一种三维尺度精准关注部位提取应力梯度的方法，包括以下步骤：步骤一，计算找到关注部位的应力最大点；步骤二，以该应力最大点为球心做球并找到球面上应力最小点，再以该点为球心做球并找到球面上应力最小点并重复；步骤三，输出所有球心坐标及其对应应力值；本发明采用子模型方法，可以划分精细化网格，网格尺寸能够满足精准应力梯度寻找需求，采用循环命令方法在三维尺度搜索应力下降最快路径，能够精确寻求到应力梯度路径，并避免人为选取随机性影响。
-
公开(公告)号：CN116906127A
公开(公告)日：2023-10-20
申请号：CN202311073930.5
申请日：2023-08-24
Applicant: 中国航发贵阳发动机设计研究所
Abstract: 一种涡轮导向器的固定结构、航空发动机，该固定结构包括连接筒，为两端敞口状的中空筒体结构，用于与涡轮导向器上的高导叶片连接；连接盘，为圆环形状，用于与外机匣连接；波纹管，其一端与连接筒的端部焊接，另一端与连接盘的内环面焊接。该航空发动机包括上述的涡轮导向器的固定结构。在本发明中，通过利用两端敞口状的连接筒，用于与涡轮导向器上的高导叶片进行连接，同时通过利用连接盘可以用于与外机匣连接。而连接筒与连接盘之间通过波纹管连接，使得涡轮导向器热变形时，通过利用波纹管的波纹结构，可以径向位移，同时涡轮导向器受到轴向力时，可用轴向位移，同时可吸收振动能量，缓解涡轮导向器的振动。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114323622A
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202210011122.5
申请日：2022-01-05
Applicant: 中国航发贵阳发动机设计研究所
Abstract: 本发明公开了一种通过模拟件对比试验验证粉末冶金涡轮盘寿命的方法，包括：步骤一，选型预旋转；步骤二，主应力梯度分布提取；步骤三，设计模拟件；步骤四，确定模拟件预拉伸载荷；步骤五，加工制造模拟件；步骤六，低循环疲劳试验；步骤七，对比试验结果。本申请的方法来验证涡轮盘超速预旋转工艺对涡轮盘低循环疲劳性能的影响，模拟件设计过程中采用三维尺度主应力等效原则，且要求缺口部位表面状态与涡轮盘特征部位一致，以保证模拟件与涡轮盘结构等效。同时该方法相对于全尺寸涡轮盘试验成本低，可操作性高，且可增大试验子样来排除低循环寿命分散性的影响。解决目前对涡轮盘低循环疲劳性能的提升效果缺乏有效的试验验证手段的问题。
-
公开(公告)号：CN112025561A
公开(公告)日：2020-12-04
申请号：CN202010885464.0
申请日：2020-08-28
Applicant: 中国航发贵阳发动机设计研究所
Abstract: 本发明属于航空领域，提出了一种航空发动机涡轮盘表面完整性要求的确定方法。本发明采用模拟件的方法进行试验验证，以确定不同结构特征部位的喷丸强度及喷丸覆盖率要求。目前未检索到国内外有关航空发动机涡轮盘表面完整性要求确定方法的文献。结合结构特征及工艺能力，对于强度计算结果中应力较小的部位可适当放低粗糙度要求，对于应力较大的部位，应提高粗糙度要求；考虑实际工艺能力，给出合理的粗糙度要求。该方法结合涡轮盘仿真计算及特征模拟件试验结果，方便易操作。本方法对于压气机及风扇盘同样适用。
-
公开(公告)号：CN110529189A
公开(公告)日：2019-12-03
申请号：CN201910715057.2
申请日：2019-08-02
Applicant: 中国航发贵阳发动机设计研究所
Abstract: 本发明属叶轮机械技术领域，涉及一种低压涡轮叶片锯齿冠结构设计方法，主要针对高负荷低压涡轮转子叶片。确定锯齿冠结构特征的步骤如下：建立全局坐标系XYZ和叶冠坐标系X1Y1Z1；根据气动设计的要求给定低压涡轮叶片锯齿冠啮合面所在直径高度D，以满足发动机性能要求；确定低压涡轮叶片锯齿冠啮合面与Y轴的夹角α；确定低压涡轮叶片预扭角△β；根据夹角α、预扭角△β和直径高度D，确定低压涡轮叶片锯齿冠啮合面弦宽b。本设计方法实现了低压涡轮叶片啮合面上的扭矩和因旋转后低压涡轮叶片叶身的恢复力矩平衡；与此同时，通过低压涡轮叶片锯齿冠啮合面之间相互约束，达到减少叶片振幅的目的。
-
公开(公告)号：CN119062405A
公开(公告)日：2024-12-03
申请号：CN202411093195.9
申请日：2024-08-09
Applicant: 中国航发贵阳发动机设计研究所
Abstract: 本发明涉及航空发动机及燃气轮机领域，尤其涉及一种低压涡轮叶片锯齿冠结构，包括设置在叶身一端的锯齿冠，锯齿冠的两侧为锯齿状结构，锯齿状结构包括V型槽，V型槽的其中一个侧面为互锁面，在所述锯齿冠上设置有减轻孔。通过在锯齿冠上设置有减轻孔，起到减轻的重量的作用，可以降低叶冠给叶身额外增加的应力。通过在锯齿冠的进气侧叶冠篦齿的上表面电镀有硬质合金镀层，提高了进气侧叶冠篦齿的耐磨性，减少叶冠在长期工作中的磨损，保证涡轮气动效率。
-
公开(公告)号：CN118934088A
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202411175827.6
申请日：2024-08-26
Applicant: 中国航发贵阳发动机设计研究所
Abstract: 本发明涉及涡轮结构设计技术领域，尤其涉及一种叶尖间隙的调整结构及方法。调整结构包括低压涡轮导向器的外机匣，在所述外机匣的内圈中安装有多个替换块；多个替换块相互拼接形成完整的拼接环；所述拼接环的内周面为轴向截面呈锯齿状的锯齿面。调整方法包括以下步骤：S1、制备新的替换块，且新的替换块的下表面初始状态为平面并留有余量；S2、当涡轮转子上的叶片的叶尖与多个替换块所拼接得到的拼接环的锯齿面间隙过大时，将外机匣上的所有替换块拆除，并更换上步骤S1中所制备得到的新的替换块；当所有的新的替换块相互拼接形成完整的拼接环之后，依据涡轮转子的大外径进行加工拼接环的内表面形成锯齿面，并保证锯齿面与叶尖的间隙。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
13
records
(took 0.025 seconds)
