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公开(公告)号：CN116595790B
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202310607982.X
申请日：2023-05-26
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06F119/08 , G06F119/06 , G06F111/06
Abstract: 本申请属于航空发动机设计领域，为一种发动机整机低导流通能力需求精准确定方法，通过先采用同一套硬件和同一套测试方案分别进行发动机的部件试验、核心机及整机试验，获取整体条件下的各部件实际性能，而后确定高压涡轮膨胀比和外内涵出口压比，通过分别判断高压涡轮膨胀比与膨胀比设计值、外内涵出口压比与压比设计值的大小，来确定后续的设计方向，再通过对低压涡轮导向器面积调整对可调参数的影响进行打分，初步确定可调参数调整的优先顺序，而后通过总体性能计算模型进行优先顺序的二次验证，能够快速、准确的确定低压涡轮导向器流通能力需求，不需要反复上台“凑数”式的获得低压涡轮导向器流通能力需求。
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公开(公告)号：CN116164695A
公开(公告)日：2023-05-26
申请号：CN202310441837.9
申请日：2023-04-23
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
Abstract: 本申请提供了一种涡轮导向器及其排气面积测量方法，属于航空发动机技术领域，该测量方法在进行排气窗口宽度测量时，左、右叶片的测量平面分别垂直于各自积叠轴，左、右叶片相互对应的扫描曲线径向高度一致，窗口宽度是基于同一径向高度叶型之间的最短距离求得，与排气窗口实际宽度方向更吻合。该方法宽度测量时可选取的径向高度不因测量方法受限，可根据实际需要任意选取宽度测量平面，对于弯扭叶片和排气窗口宽度沿径向分布规律较复杂的叶片适用性更好，提升了宽度测量精度。
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公开(公告)号：CN116522491B
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202310472174.7
申请日：2023-04-27
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/28 , G06F119/14 , G06F111/06 , G06F111/04
Abstract: 本申请一种轴对称型减阻罩及其型线参数化造型方法，方法包括：减阻罩型线的前/尾缘配置为圆弧形，前/尾缘圆弧形的圆心连线为对称轴；根据减阻罩轴向限制长度确定对称轴线端点，将对称轴线向两侧对称偏置预定距离构造减阻罩最大宽度线，结合最大宽度轴向相对位置确定减阻罩型线控制点；给定前/尾缘小圆半径，确定前/尾缘小圆的圆心位置；减阻罩前/尾缘小圆与对称轴线分别具有两个交点，构建前/尾缘型线切点位置系数，通过控制前/尾缘圆弧形长度得到圆弧形切点，自切点做切线交最大宽度线于前后交点；通过切点、前后交点及型线控制点绘制减阻罩前后段型线，由前尾缘圆弧段和前、后段型线共同组成减阻罩单侧型线，对称后得到减阻罩完整型线。
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公开(公告)号：CN116164695B
公开(公告)日：2023-07-21
申请号：CN202310441837.9
申请日：2023-04-23
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
Abstract: 本申请提供了一种涡轮导向器及其排气面积测量方法，属于航空发动机技术领域，该测量方法在进行排气窗口宽度测量时，左、右叶片的测量平面分别垂直于各自积叠轴，左、右叶片相互对应的扫描曲线径向高度一致，窗口宽度是基于同一径向高度叶型之间的最短距离求得，与排气窗口实际宽度方向更吻合。该方法宽度测量时可选取的径向高度不因测量方法受限，可根据实际需要任意选取宽度测量平面，对于弯扭叶片和排气窗口宽度沿径向分布规律较复杂的叶片适用性更好，提升了宽度测量精度。
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公开(公告)号：CN115688327A
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN202211680588.0
申请日：2022-12-27
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , G06F17/10 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于涡轮叶片温度场计算领域，特别涉及一种带分区变厚度热障涂层的涡轮叶片温度场计算方法。包括：步骤一、获取涡轮叶片热障涂层喷涂厚度要求数据；步骤二、将涡轮叶片沿径向划分成多个S1流面；步骤三、在各个S1流面的盆侧由前缘至尾缘确定多个站数；在各个S1流面的背侧由前缘至尾缘确定多个站数；步骤四、根据各个站数的热障涂层喷涂厚度计算出各个站数喷涂热障涂层后的有效换热系数，并根据所述有效换热系数计算出各个站数的涡轮叶片温度。本申请的带分区变厚度热障涂层的涡轮叶片温度场计算方法，充分考虑叶身不同区域涂层厚度不同对温度场的影响，提高了叶片温度场计算精度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114692309B
公开(公告)日：2024-03-19
申请号：CN202210369066.2
申请日：2022-04-08
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种航空发动机低压涡轮转子轴向力实时计算方法，包括：确定航空发动机的主要截面参数及与低压涡轮转子流道轴向力关联性较强的相关参数；获取所述主要截面参数及相关参数的样本数据；根据所述样本数据拟合得到流道轴向力计算模型；根据发动机实际试验中主流道性能参数测试数据修正低压涡轮膨胀比；修正拟合得到的流道轴向力计算模型；确定内腔轴向力关键参数和内腔轴向力非关键参数及对应的发动机冷态时的轴向投影面积系数；计算每个内腔的面积变化量及内腔构热态面积变形量修正面积系数；构建内腔轴向力计算模型：合并修正后的流道轴向力计算模型及内腔轴向力计算模型得到低压涡轮转子轴向力计算模型。
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公开(公告)号：CN117010099A
公开(公告)日：2023-11-07
申请号：CN202310676692.0
申请日：2023-06-08
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
Inventor： 程荣辉 , 曹茂国 , 好毕斯嘎拉图 , 陈仲光 , 黄玉娟 , 张元兵 , 张志舒 , 贺进 , 杨龙龙 , 陈泽华 , 姜繁生 , 薛海波 , 谢冰瑶 , 阮文博 , 张雪冬 , 朱振坤 , 吴亚帅
IPC: G06F30/17 , G06F30/28 , G06T17/00 , G06F111/04 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本申请属于航空发动机设计领域，为一种跨代小涵道比涡扇发动机高低压涡轮匹配设计方法，通过先确定高性能先进发动机低压涡轮匹配设计初始约束条件，而后进行高低压涡轮匹配设计确定高性能先进发动机高压涡轮匹配设计约束条件，匹配完成后再进行部件加工与装配，装配完成后进行高低压涡轮部件试验和整机全流程试验，获得整机全流程测量试验结果，根据整机全流程测量结果，评价高低压涡轮匹配工作情况，确定高低压涡轮匹配存在的问题，对高低压涡轮进行针对性的结构改进并再次开展整体全流程试验，通过反复修正直至满足设计要求。能够快速而准确的实现高低压涡轮良好的匹配工作，达到降低排气温度的同时解决高温部件烧蚀的问题。
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公开(公告)号：CN116595790A
公开(公告)日：2023-08-15
申请号：CN202310607982.X
申请日：2023-05-26
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06F119/08 , G06F119/06 , G06F111/06
Abstract: 本申请属于航空发动机设计领域，为一种发动机整机低导流通能力需求精准确定方法，通过先采用同一套硬件和同一套测试方案分别进行发动机的部件试验、核心机及整机试验，获取整体条件下的各部件实际性能，而后确定高压涡轮膨胀比和外内涵出口压比，通过分别判断高压涡轮膨胀比与膨胀比设计值、外内涵出口压比与压比设计值的大小，来确定后续的设计方向，再通过对低压涡轮导向器面积调整对可调参数的影响进行打分，初步确定可调参数调整的优先顺序，而后通过总体性能计算模型进行优先顺序的二次验证，能够快速、准确的确定低压涡轮导向器流通能力需求，不需要反复上台“凑数”式的获得低压涡轮导向器流通能力需求。
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公开(公告)号：CN116522491A
公开(公告)日：2023-08-01
申请号：CN202310472174.7
申请日：2023-04-27
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/28 , G06F119/14 , G06F111/06 , G06F111/04
Abstract: 本申请一种轴对称型减阻罩及其型线参数化造型方法，方法包括：减阻罩型线的前/尾缘配置为圆弧形，前/尾缘圆弧形的圆心连线为对称轴；根据减阻罩轴向限制长度确定对称轴线端点，将对称轴线向两侧对称偏置预定距离构造减阻罩最大宽度线，结合最大宽度轴向相对位置确定减阻罩型线控制点；给定前/尾缘小圆半径，确定前/尾缘小圆的圆心位置；减阻罩前/尾缘小圆与对称轴线分别具有两个交点，构建前/尾缘型线切点位置系数，通过控制前/尾缘圆弧形长度得到圆弧形切点，自切点做切线交最大宽度线于前后交点；通过切点、前后交点及型线控制点绘制减阻罩前后段型线，由前尾缘圆弧段和前、后段型线共同组成减阻罩单侧型线，对称后得到减阻罩完整型线。
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公开(公告)号：CN114065661A
公开(公告)日：2022-02-18
申请号：CN202111326474.1
申请日：2021-11-10
Applicant: 中国航发沈阳发动机研究所
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请属于航空发动机设计技术领域，具体涉及一种发动机整机条件下涡轮后机匣损失评估方法及系统。所述方法包括步骤S1、获取低压涡轮出口各总压测点的多个第一总压测量值，并求取其平均值；步骤S2、获取低压涡轮出口设计流场，并在所述设计流场中，确定截面内总压平均值，以及截面内与所述低压涡轮出口各总压测点相对应的各位置的总压平均值；步骤S3、确定低压涡轮出口总压平均值；步骤S4、根据所述低压涡轮出口总压平均值，以及通过测量确定的涡轮后机匣支板出口总压，确定发动机整机条件下涡轮后机匣损失。本申请获取的整机条件下涡轮后机匣损失是基于整机实际测量试验数据得到的，能够更精准的评估整机条件下的部件性能及流道损失。
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