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公开(公告)号：CN118583234A
公开(公告)日：2024-09-03
申请号：CN202410543584.0
申请日：2024-04-30
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开一种恒温差热膜流量计自动稳定控制电路，属于流量计设计领域。本发明公开的电路结构包括：热膜探头(1)、惠斯通电桥(2)、三极管(3)、反馈放大器(4)、前置放大器(5)、模拟乘法器(6)、后置放大器(7)、RC滤波电路(8)，所述热膜探头、惠斯通电桥、三极管以及反馈放大器组成流量测量主回路，所述前后置放大器、模拟乘法器以及RC滤波电路组成偏置电压自动调节电路。本发明采用模拟乘法器，自动控制偏置电压Eb并使其正比于桥顶电压Uf的平方，可以将系统控制在合适的阻尼比附近，在保留足够带宽的基础之上，避免了系统在大流量时因阻尼比下降而导致的不稳定，极大地拓宽了恒温差热膜流量计的工作范围，而且电路结构稳定可靠。
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公开(公告)号：CN118030308A
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202310511658.8
申请日：2023-05-08
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: F02K1/15
Abstract: 本发明涉及一种面向轴扇发动机的二元收敛型联动尾喷管及方法，属于航空发动机喷管领域。本发明公开的尾喷管包括：圆转方段(1)、上挡板(2)、上摆杆(3)、上连杆(4)、收敛段(5)、驱动马达(6)、角度传感器(7)、驱动盘(8)、下摆杆(10)、下连杆(9)和下挡板(11)，所述圆转方段(1)后接收敛段(2)，所述驱动盘(8)上设有曲柄(81)，所述曲柄(81)设有共线铰点，两铰点分别通过上连杆(4)和下连杆(9)与上摆杆(3)和下摆杆(10)连接，构成单驱动的联动双曲柄双摆杆机构，基于摆杆的解析解进行喷口面积的闭环控制，基于力学分析选取马达功率。本发明利用双曲柄双摆杆机构，实现了单驱动力的尾喷管面积连续控制，基于喷口面积控制方法和驱动马达(6)功率选取方法，设计性能优越且满足要求的尾喷管。
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公开(公告)号：CN118030195A
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202310511410.1
申请日：2023-05-08
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: F01D5/06 , F16H1/32 , F16H57/04 , F16D27/10 , B64C11/30 , B64C11/32 , B64C11/18 , F01D5/14 , F02K3/06
Abstract: 本发明涉及一种基于锥齿轮行星机构的多叶片布局开式转子及方法，属于航空开式转子发动机领域。本发明公开的设计包括：前排转子、后排转子和锥齿轮行星机构，所述前排转子和后排转子分别固定在锥齿轮行星机构的驱动端和负载端，且前后排转子采用三叉戟型多叶片布局设计，桨梢带燕尾型小翼(21)，所述锥齿轮行星机构包括等速对转的锥齿轮行星传动机构，以及基于摩擦片式离合器+电磁离合器(9)的模式转换机构。本发明基于多叶片分散噪声能量的降噪机理，提出三叉戟型多叶片布局设计，基于同频的相干声波抵消机制和低速时相互噪声占主导的特点，采用等速对转的传动机构实现巡航相同步降噪，并利用后排转子的锁定+桨距角置零实现起飞‑着陆时的降噪。
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公开(公告)号：CN115196008B
公开(公告)日：2024-03-22
申请号：CN202210817723.5
申请日：2022-07-12
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明涉及一种基于混合电推进的超高速直升机构型，属于飞行器整机构型设计领域。本发明公开的构型包括：机身(4)、主翼(8)、前翼(1)、H型尾翼、涡扇发动机(5)、升力风扇(10)和供电系统，所述涡扇发动机(5)安装在机身的中部顶端，涡扇进气侧设有U型间隙(11)，所述主翼(8)布局在涡扇顶部，所述前翼(1)布局在机身头部底端，所述主翼(8)和前翼(1)两侧机翼内安装升力风扇(10)，所述H型尾翼布局在机身尾部中端。本发明采用直升机+涡扇发动机一体化设计，并通过纵向空间上相互错开的三翼面气动布局，使直升机具有小翼展大升力和翼面脱落涡互不影响的特点，风扇‑机翼融合+升力风扇折叠盖的设计可兼顾超高速巡航和悬停的升力需求，保证了直升机超高速巡航的气动效率和悬停升力需求。
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公开(公告)号：CN117451212A
公开(公告)日：2024-01-26
申请号：CN202311540288.7
申请日：2023-11-17
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明涉及一种用于航空发动机进气总温传感器温度阶跃实验的装置及方法，属于总温传感器动态测试领域。本发明公开的实验台主要包括高压气源存储罐、稳压分流阀、电涡流加热器、冷热气流管道、总温传感器、双向旋转电磁铁、信号采集装置、电源、上位机和控制器等。系统中一路气流经电涡流加热器加热后经热气流管道出口流出，另一路未加热气流经冷气流管道出口流出，放置于管道出口处的总温传感器在双向旋转电磁铁的带动下，在冷气流和热气流管道出口间迅速切换以实现测量气流温度的阶跃变化。本发明实现了对总温传感器开展气流速度以及温度阶跃幅度可调的正负阶跃实验，对于航空发动机进气总温传感器动态特性的测试以及误差补偿研究具有重要意义。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117330317A
公开(公告)日：2024-01-02
申请号：CN202311235813.4
申请日：2023-09-22
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明涉及一种用于航空发动机进气总温传感器动态特性实验的装置及方法，属于总温传感器动态测试领域。本发明公开的实验台主要包括高压气源存储罐、稳压分流阀、电加热器、混合搅拌室、强制对流管道、总温传感器、信号采集装置、电源、伺服电机、上位机和下位机等。系统中一路气流经电加热器加热后与另一路冷气流在所述混合搅拌室内被搅拌，后进入强制对流管道，在强制对流管道出口处得到温度交变的气流。本发明实现了对总温传感器输入气流温度和速度的改变和控制，对于航空发动机进气总温传感器动态特性的测试以及动态补偿研究具有重要意义。
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公开(公告)号：CN116988878A
公开(公告)日：2023-11-03
申请号：CN202310883464.0
申请日：2023-07-18
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明涉及一种起动时间可控的航空发动机起动过程油气比控制计划设计方法，属于航空发动机控制领域。公开的方法包括以下步骤：(1)根据试车数据计算转加速度，并根据期望的起动时间对其修正，作为基准转加速度；(2)利用基于试车数据建立的模型，增加喘振裕度和涡轮后温度变量平衡方程，求解获得不超温、不喘振的最大转加速度，对照基准转加速度确定限制区域；(3)以基准转加速度为基础，对限制区域进行限制，对非限制区域进行补偿以维持期望起动时间；(4)基于模型将经过修正的转加速度控制计划换算成油气比控制计划；(5)通过相似变换获得全包线油气比控制计划。本发明解决了在限定时间内不超温、不喘振的起动控制计划设计问题。
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公开(公告)号：CN114572405B
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202210221076.1
申请日：2022-03-08
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明涉及一种后排桨扇可折叠式的新型桨扇开式转子，属于航空开式转子发动机领域。本发明公开的开式转子包括：短舱(1)、前排转子、后排转子，所述前排转子上设有多个第一桨扇(3)，所述第一桨扇(3)采用后掠叶形，并设有桨梢小翼和后缘锯齿，所述后排转子通过第二变距操作销(4)连接到短舱(1)的对转部件上，所述第二变距操作销(4)上设有连接铰链(41)，并构造于后排转子桨扇的折叠。本发明通过向压力面延展的桨梢小翼，破坏了叶尖涡并充分利用转子径向气流的动能，利用后缘锯齿来降低尾迹损失，针对低速时前后排转子相互作用噪声大的问题，提出后排转子桨扇可折叠的变配置方案，最后提出可降噪的发动机U型尾翼布局方案，达到了效率提高和噪声降低的效果。
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公开(公告)号：CN116015009A
公开(公告)日：2023-04-25
申请号：CN202310052934.9
申请日：2023-01-17
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: H02K16/04 , H02K21/24 , H02K1/2796 , H02K1/16 , F02C6/00
Abstract: 本发明涉及一种叶轮盘驱动的双侧轮缘盘式发电机，属于发电机领域。本发明公开的盘式发电机，结构包括：第一侧硅钢片铁芯(1)，第一侧线圈(2)、永磁铁(3)、第二侧线圈(4)、第二侧硅钢片铁芯(5)、叶轮盘(6)，所述第一和第二侧硅钢片铁芯由多圈环状硅钢片径向叠压形成，所述硅钢片铁芯上生长成多个轴向柱状铁芯(12)用于绕制第一和第二侧线圈，构成双侧定子，所述叶轮盘(6)轮缘处安装有多个永磁铁，构成中间转子，每两个相邻永磁铁及其相邻的四个轴向圆柱以及两侧硅钢片铁芯端环都能构成封闭的磁路。本发明适用于内流道叶轮盘驱动双侧轮缘盘式发电机，利用环状硅钢片消除电涡流损耗，新构型实现了磁感线的封闭回路，从而提高发电机的发电效率和功率。
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公开(公告)号：CN115950641A
公开(公告)日：2023-04-11
申请号：CN202310063994.0
申请日：2023-02-01
IPC: G01M15/14
Abstract: 本发明提出一种基于滚动测频的旋转爆震发动机起爆过程在线检测方法。旋转爆震发动机的起爆具有不确定性、不规则性及过渡性，无法准确快速的判断起爆状态严重影响控制系统效率及可靠性。所述方法通过模拟电路将爆震波头周向运动产生的不规则高频压力信号调理成规则的方波信号，结合软件程序滚动采集固定时间窗口内的脉冲个数，通过测频法计算得到当前时间窗口内爆震波头的转动频率，根据连续数个时间窗口内测得的频率与所设定阈值的比较判断起爆过程是否完成。该方法利用模拟电路处理压力信号，无需对其进行高速采样，采用滚动测频计算连续时间窗口内的信号频率，避免发生误检，兼具实时性和准确性，解决了旋转爆震发动机起爆过程在线检测的难题。
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