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公开(公告)号：CN117740195B
公开(公告)日：2025-03-11
申请号：CN202311503690.8
申请日：2023-11-13
Applicant: 中国航空发动机研究院
IPC: G01K13/024 , G01K1/14
Abstract: 本发明公开一种发动机尾流温度场测量装置及方法，以解决现有技术中的测量范围局限且测量精确性低的问题。发动机尾流温度场测量装置，包括第一支撑组件、第二支撑组件、第三支撑组件、测量支撑件、第一测量件、第二测量件、驱动杆、多个温度传感器和控制器，控制器分别与第一支撑组件、第二支撑组件、第三支撑组件、第一测量件、第二测量件、驱动杆和每个温度传感器电连接，测量支撑件分别与第一支撑组件和第二支撑组件固定连接，驱动杆的驱动端与第三支撑组件连接，驱动杆的输出端与测量支撑件的几何中心重叠，驱动杆的输出端分别与第一测量件和第二测量件连接。本发明提供的发动机尾流温度场测量装置及方法用于测量发动机尾流场的温度。
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公开(公告)号：CN117740195A
公开(公告)日：2024-03-22
申请号：CN202311503690.8
申请日：2023-11-13
Applicant: 中国航空发动机研究院
IPC: G01K13/024 , G01K1/14
Abstract: 本发明公开一种发动机尾流温度场测量装置及方法，以解决现有技术中的测量范围局限且测量精确性低的问题。发动机尾流温度场测量装置，包括第一支撑组件、第二支撑组件、第三支撑组件、测量支撑件、第一测量件、第二测量件、驱动杆、多个温度传感器和控制器，控制器分别与第一支撑组件、第二支撑组件、第三支撑组件、第一测量件、第二测量件、驱动杆和每个温度传感器电连接，测量支撑件分别与第一支撑组件和第二支撑组件固定连接，驱动杆的驱动端与第三支撑组件连接，驱动杆的输出端与测量支撑件的几何中心重叠，驱动杆的输出端分别与第一测量件和第二测量件连接。本发明提供的发动机尾流温度场测量装置及方法用于测量发动机尾流场的温度。
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公开(公告)号：CN112373702B
公开(公告)日：2022-07-05
申请号：CN202011332096.3
申请日：2020-11-24
Applicant: 中国航空发动机研究院 , 西北工业大学
Abstract: 本公开提供了一种背撑式翼身融合体飞机推进系统及其控制方法，推进系统包括主发动机、传动装置、电力存储装置、以及外置风扇装置，主发动机通过传动装置与电力存储装置相连，并且主发动机将其输出的部分轴功转化为电能存储于电力存储装置中。通过设置外置风扇来提高推进系统的等效涵道比，可以降低燃油消耗和减少排放，同时外置风扇装置可旋转，根据需要使外置风扇的水平方向推力转换为垂直方向的升力；将主发动机后部的排气段设计为可旋转排气段，根据需要可以将水平方向推力转换为垂直方向的升力，与旋转后的外置风扇装置一起为飞机提供垂直方向的总升力，可以使翼身融合体飞机在复杂环境下紧急短距离起飞或者降落，大大提高了飞机的适用性。
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公开(公告)号：CN112373702A
公开(公告)日：2021-02-19
申请号：CN202011332096.3
申请日：2020-11-24
Applicant: 中国航空发动机研究院 , 西北工业大学
Abstract: 本公开提供了一种背撑式翼身融合体飞机推进系统及其控制方法，推进系统包括主发动机、传动装置、电力存储装置、以及外置风扇装置，主发动机通过传动装置与电力存储装置相连，并且主发动机将其输出的部分轴功转化为电能存储于电力存储装置中。通过设置外置风扇来提高推进系统的等效涵道比，可以降低燃油消耗和减少排放，同时外置风扇装置可旋转，根据需要使外置风扇的水平方向推力转换为垂直方向的升力；将主发动机后部的排气段设计为可旋转排气段，根据需要可以将水平方向推力转换为垂直方向的升力，与旋转后的外置风扇装置一起为飞机提供垂直方向的总升力，可以使翼身融合体飞机在复杂环境下紧急短距离起飞或者降落，大大提高了飞机的适用性。
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