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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：CN114962063A
公开(公告)日：2022-08-30
申请号：CN202210530847.5
申请日：2022-05-16
Applicant: 中国航空发动机研究院
Abstract: 本公开提出一种双低压系统的变循环航空发动机，包括高压系统，高压系统两侧分别设置有低压系统，低压系统包括边侧进气道、风扇、高压压气机前流道、外涵道、低压轴、高压压气机后流道、低压涡轮、混合器、边侧尾喷管、套筒、低压系统外机匣和支板；高压系统包括中间进气道、高压压气机、高压轴、燃烧室、高压涡轮、中间尾喷管和高压系统外机匣；边侧进气道、风扇和支板在低压系统外机匣内；低压系统外机匣与高压系统外机匣通过高压压气机前流道和高压压气机后流道相贯通。在涡扇发动机的基础上引入了双风扇、双低压涡轮、双低压轴，实现了动力装置的扁平化，减小了推进系统的高度，从而为飞行器和推进系统的一体化融合提供了可行的动力方案。
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公开(公告)号：CN111810295A
公开(公告)日：2020-10-23
申请号：CN202010698826.5
申请日：2020-07-17
Applicant: 中国航空发动机研究院
Abstract: 本公开提供了一种流动分离主动控制结构、方法及应用，流动分离主动控制结构，包括流体振荡器阵列，所述流体振荡器阵列包括N个流体振荡器，N≥1；所述流体振荡器包括流体振荡器流道，N个所述流体振荡器流道组成流体振荡器阵列流道；所述流体振荡器阵列流道设置于发动机主流道壁面内；所述流体振荡器进口与气源通过控制阀相连；所述流体振荡器出口设置于被控制的流动分离点的前缘。本公开的流动分离主动控制结构和方法能够根据实际工况进行主动调节，能适应不同的工作状态。同时，通过在流动环境中直接注入合适的扰动模式以与系统的内在模式相耦合，对主流道壁面附近流场施加非常小的扰动即可控制大动量的主流流动。
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公开(公告)号：CN108691806A
公开(公告)日：2018-10-23
申请号：CN201810438026.2
申请日：2018-05-09
Applicant: 中国航空发动机研究院
Abstract: 本公开提供了一种采用导轨轮盘和套齿圆管的发动机变结构风扇，包括：风扇叶片，包括叶身、叶根转轴及位于叶根转轴末端表面的外套齿；导轨轮盘，包括设置在导轨轮盘的盘缘内表面的引导部；燕尾型滑动榫头，配置成可沿引导部滑动，通过使导轨轮盘的间距进行改变，燕尾型滑动榫头沿引导部进行滑动，改变燕尾型滑动榫头的径向位置，从而燕尾型滑动榫头带动叶根转轴来改变风扇叶片的径向位置；以及套齿圆管，包括位于套齿圆管内表面的内套齿，内套齿与外套齿进行套齿连接，通过使套齿圆管进行转动，通过套齿连接来实现风扇叶片的安装角的调节。
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公开(公告)号：CN108678872A
公开(公告)日：2018-10-19
申请号：CN201810438662.5
申请日：2018-05-09
Applicant: 中国航空发动机研究院
IPC: F02K3/06
Abstract: 本公开提供了一种采用连杆调节机构和鳞片式组合内壁的发动机柔性机匣，包括：安装机匣，为圆柱形薄壁圆管；多组连杆调节机构，设置在安装机匣的内表面，包括位置调节连杆、位置调节驱动装置、形状调节连杆和形状调节驱动装置；以及多组鳞片式组合内壁，设置在连杆调节机构上；位置调节驱动装置设置在位置调节连杆与安装机匣之间，位置调节驱动装置用于驱动位置调节连杆，以调节鳞片式组合内壁的径向位置；形状调节驱动装置设置在位置调节连杆与形状调节连杆之间、并且设置在形状调节连杆与鳞片式组合内壁之间，形状调节驱动装置用于驱动形状调节连杆，以调节鳞片式组合内壁的曲率。本公开还提供了一种发动机，包括上述柔性机匣，燃气发生器和混合器。
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公开(公告)号：CN119825572A
公开(公告)日：2025-04-15
申请号：CN202510122162.0
申请日：2025-01-24
Applicant: 中国航空发动机研究院
Abstract: 本公开涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种二元矢量喷管调节装置及二元矢量喷管，以解决现有技术中不规则的二元矢量喷管无法满足调节需求的问题。二元矢量喷管调节装置为两个，两个二元矢量喷管调节装置对称的设在二元矢量喷管内，用于调节二元矢量喷管的喉道面积；每个二元矢量喷管调节装置包括：调节机构、支撑板、第一调节板、第二调节板、第一转轴、第二转轴、第三转轴、第一过渡板、第二过渡板、滑动机构以及支撑件，调节机构设在支撑板上，调节机构与第一调节板通过第一转轴转动连接，支撑件的一端与第一转轴转动连接。本公开提供的二元矢量喷管调节装置及二元矢量喷管用于调整二元矢量喷管的喉道面积。
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公开(公告)号：CN113389654B
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202110816455.0
申请日：2021-07-20
Applicant: 中国航空发动机研究院
Abstract: 本发明提供了一种基于自激发脉冲振荡射流的矢量喷管，包括气流管道、气源、开关阀、激励器、第一管道及第二管道。本发明通过控制开关阀来控制某一侧的激励器阵列的开闭，当一侧的振荡器阵列开始工作并产生振荡射流时，由于康达效应，喷管出口的主射流朝该侧发生一定角度的方向偏转，从而调节主射流的偏转方向的目的。同时由于所述激励器为自激发脉冲振荡器，将一股稳态气流变为了两股脉冲射流，使相同矢量角控制需求下，可使使流量消耗降低50％，只需要使用发动机不到1％的流量就能够对发动机主气流实施有效控制，为采用二次流实施发动机推力矢量控制提供了实际应用的可能性。
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公开(公告)号：CN116540806A
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202310664373.8
申请日：2023-06-06
Applicant: 中国航空发动机研究院
IPC: G05D23/20
Abstract: 本发明公开了一种基于形状记忆合金变刚度支承的转子振动控制方法及系统，其中，该方法包括，从可控刚度支承中选取监测支承；获取监测支承处的温度和当前转子转速；其中，所述支承由形状记忆合金制成；根据当前转子转速确定温度设定值，并确定温度控制策略；根据温度控制策略调节监测支承的温度。本发明基于支承刚度变化控制策略，对各阶临界转速下振动响应进行控制，从而控制转子系统经过临界振动。
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