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公开(公告)号：CN118583235A
公开(公告)日：2024-09-03
申请号：CN202410543655.7
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灵敏度增强方法，属于流量计设计领域。本发明公开的电路结构包括：RC滤波电路(1)、惠斯通电桥(2)、三极管(3)、反馈放大器(4)、热膜探头(5)、电压跟随器(6)、参考电阻(7)、比例放大器(8)、模拟除法电路(9)、减法器(10)，所述惠斯通电桥、三极管、反馈放大器、热膜探头组成流量测量主回路，所述电压跟随器、参考电阻、比例放大器、模拟除法电路以及减法器组成线性压控电阻模块。本发明采用线性压控电阻模块替代固定电阻Rc，当流量增大时，可以根据桥顶电压Uf自动线性地增大系统的设定温差，从而增强系统的灵敏度，使其在大流量时仍能有效测量，以拓宽流量计的工作范围，适应更多的任务场合。
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公开(公告)号：CN114969029B
公开(公告)日：2024-07-23
申请号：CN202210426534.5
申请日：2022-04-22
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F16/22 , G06F16/2455
Abstract: 本发明涉及一种基于泰勒展开的多维插值及其维间点取值方法，属于离散数学应用领域。本发明公开的方法包括：插值方法，插值表存储法和插值表维间取值方法，所述的插值方法以多元泰勒展开为载体，所述的插值表存储法是指通过一个二维区间数组和一维值域数组进行数据存储，所述的二维区间数组只存储各维间的独立的维间点值，所述的插值表维间取值方法采用的是通过对目标函数的量纲分析来求解各维自变量的阶次，依据阶次选择最少的维间点的个数。本发明基于一阶多元泰勒展开降低了计算量，并通过二维区间数组降低了数据存储空间和数据调用算法的复杂性，还利用量纲分析出各维变量的阶次，以便在不破坏变化规律的前提下选择最经济的维间点个数。
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公开(公告)号：CN117803460A
公开(公告)日：2024-04-02
申请号：CN202311765759.4
申请日：2023-12-20
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明涉及一种基于双杆钝角球关节和导杆的涵道调节机构及方法，属于航空发动机后涵道引射器技术领域。本发明公开的涵道调节机构，包括：涡轮内机匣(1)、中介机匣(2)、从动密封片(3)、主动片(4)、滑块(5)、双杆钝角球关节(6)、液压连杆(7)、作动环(8)、液压作动筒(9)、冲压流道外机匣(10)，所述双杆钝角球关节(6)密封安装在冲压流道外机匣(10)的斜面上，所述双杆钝角球关节(6)一端铰接滑块(5)并安装在主动片(4)的滑轨上，另一端通过液压连杆(7)和作动环(8)由液压作动筒(9)驱动。本发明利用双杆钝角球关节的球面实现密封，借助冲压圆弧面的斜面充分利用双杆钝角球关节的大摆动角，实现引射器从全开到关闭的无级调节，利用连杆拉力抵消部分或全部气动力，力效较大。
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公开(公告)号：CN113221283B
公开(公告)日：2024-03-22
申请号：CN202110554510.3
申请日：2021-05-20
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , G01M15/14 , G01M13/00 , G06F111/10 , G06F113/10
Abstract: 本发明涉及螺旋桨桨距‑相角‑转速测控试验台及其音轮设计方法，属于航空涡桨发动机控制领域。本发明公开的测控试验台包括：音轮、磁感探头、旋转变距机构、信号调理模块、下位机、上位机、驱动器和电源。所述音轮耦接到旋转变距机构上，并构造用于实现音轮的旋转和轴向变距。磁感探头能响应所述音轮的通过而产生特定的信号。所述下位机能分析信号调理模块调理后的方波边沿和上位机指令，从而实现桨距‑相角‑转速的测量和音轮控制。本发明通过控制系统及旋转变距机构实现了桨距‑相角‑转速传感器的信号测量和音轮‑螺旋桨的旋转变桨距控制，对真实复杂的涡桨发动机的螺旋桨三参数一体化测量传感器的安装及测量精度试验具有重要意义。
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公开(公告)号：CN116816538A
公开(公告)日：2023-09-29
申请号：CN202310796983.3
申请日：2023-06-30
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明涉及一种基于Flade风扇的行星齿轮式减速传动轴扇发动机构型，属于飞行器动力领域。本发明公开的发动机构型包括：涡轴叶轮(5)、内涵导叶(6)、Flade风扇(7)、功率输出轴(1)、行星齿轮传动机构(2)、模式转换机构、动力涡轮、核心机，所述Flade风扇包括涡扇叶轮和涡扇叶轮上的风扇，通过内涵导叶与涡轴/涡扇叶轮的巧妙配合持续维持涡轴和涡扇两模式的内涵流道的增压能力，动力涡轮驱动行星齿轮传动机构上的太阳轮(25)，分别减速驱动与外齿圈(22)固连的Flade风扇，和与行星架(26)固连的功率输出轴，所述模式转换机构包括辅助电机(4)和电磁离合器(3)。本发明基于行星齿轮传动机构、模式转换机构和内涵流道，实现了单模式最大能力的减速高效传动，以及两模式的连续平稳转换。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116663446A
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202310573216.6
申请日：2023-05-19
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F30/28 , G05B23/02 , G06F30/17 , G06F30/27 , F04D29/00 , F04C2/18 , F04C15/06 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14 , G06F119/02
Abstract: 本发明公开了一种航空发动机与燃油执行机构联合建模仿真及故障注入方法，属于航空发动机建模与仿真技术领域。本发明包括封装为动态链接库的某型航空发动机的非线性部件级模型，基于AMESim的燃油执行机构机械液压仿真模型，实现二者的相互调用；通过参数设置、增加数学环节、变换元件等手段模拟燃油执行机构内部各部件性能退化及故障的工作特性，研究性能退化及故障燃油执行机构对航空发动机工况影响。本发明模拟了多种常见燃油执行机构故障，包括计量阀作动筒摩擦增大/卡死、计量阀作动筒泄露、伺服阀零偏、LVDT传感器硬故障、LVDT传感器软故障，避免了故障实验中的风险和成本问题，提高研究效率。
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公开(公告)号：CN116658314A
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202310573974.8
申请日：2023-05-19
Applicant: 南京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种航空发动机起动过程转加速度闭环控制计划全包线扩展方法，属于航空发动机控制领域，将航空发动机地面起动过程转加速度闭环控制计划直接扩展到不同进口条件，实现航空发动机的全包线起动。该方法包括以下步骤：(1)采用试验或计算的方式从地面转加速度闭环控制计划分离出控制计划中由航空发动机核心机提供的转子转加速度和由起动机提供的转子转加速度；(2)对航空发动机转子转加速度采用转加速度折合换算关系，获取不同进口条件的核心机转加速度控制计划；(3)将核心机转加速度控制计划与起动机提供的转子转加速度合并，获取不同进口条件的航空发动机转加速度闭环控制计划。相较于现有技术，本发明的方法将航空发动机起动过程控制计划直接扩展至全包线，避免重复试验与仿真，简化了起动过程控制计划的设计。
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公开(公告)号：CN116644530A
公开(公告)日：2023-08-25
申请号：CN202310573789.9
申请日：2023-05-19
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F30/17 , G06F30/28 , G06F18/22 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种面向轴扇变循环发动机的部件级建模与部件特性匹配方法，包括以下步骤：1)建立具有双牛顿‑拉弗森求解器的轴扇变循环发动机部件级模型程序框架，可分别求解涡扇模式和涡轴模式的模型，其中外涵风扇以轴功率负载的形式从低压轴提取功率；2)涡扇模式部件特性匹配：将各叶轮机械部件特性数据导入模型程序框架，基于所需的涡扇模式各部件设计点特性参数，完成涡扇模式部件特性匹配；3)涡轴模式部件特性匹配：借助完成涡扇模式部件特性匹配的模型，计算出涡扇模式地面最大工况点，基于该点完成涡轴模式部件特性匹配；本发明解决了部件特性难以在双模式下同时匹配的问题，实现了轴扇变循环发动机双模式一体化建模，并为开展轴扇变循环发动机总体设计提供了条件。
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公开(公告)号：CN115196008A
公开(公告)日：2022-10-18
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：CN110991017B
公开(公告)日：2022-05-20
申请号：CN201911137583.1
申请日：2019-11-19
Applicant: 南京航空航天大学
IPC: G06F30/20 , G06F30/17 , G06F119/10
Abstract: 本发明涉及一种飞行/推进系统/喷流噪声综合实时模型建模方法，包括：建立喷流噪声实时预测模型；建立大涵道比涡扇发动机部件级模型；建立双发运输机的动力学模型和运动学模型；飞行/发动机/喷流噪声模型综合及修正。本发明针对飞机噪声研究设计过程中，传统方法通常将飞行系统、推进系统和噪声计算分开进行，难以充分考虑系统间耦合关系，无法覆盖整个飞行过程中的噪声状况的问题，计算量庞大、无法实时根据飞行和发动机状态计算喷流噪声大小的问题，建立喷流噪声实时预测模型，并与飞行模型和发动机非线性模型相结合，实现了对飞行状态、发动机性能和喷流噪声进行实时仿真。
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