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公开(公告)号：CN118292978B
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202410693203.7
申请日：2024-05-31
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: F02C3/04 , F02C3/107 , F02C7/00 , F02C7/04 , F01D9/02 , F01D5/22 , F01D11/00 , F23R3/52 , F23R3/38
Abstract: 本发明公开了一种航空涡轴发动机的低油耗总体气动构型，包括布设有轴向进气道的外机匣、与所述轴向进气道连通的组合压气机、所述组合压气机连通的环形回流燃烧室、与所述环形回流燃烧室连通的双级燃气涡轮、与所述双级燃气涡轮连通的双级动力涡轮、布设于所述外机匣外圆周上的偏置式附件传动组件及动力涡轮贯穿轴，所述轴向进气道沿进气方向收缩，所述组合压气机包括依次布设的与所述轴向进气道连通的下压式进气流道、轴向压缩流道及与所述环形回流燃烧室连通的离心压缩流道，所述轴向压缩流道内布设有进口级叶片、第二级叶片及第三级叶片，所述双级动力涡轮连接有轴向排气通道；其能降低耗油率，降低空气流量，提升发动机的效率。
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公开(公告)号：CN118424721B
公开(公告)日：2024-11-05
申请号：CN202410873824.3
申请日：2024-07-02
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本发明公开了航空发动机试车技术领域的一种航空发动机试车性能调节方法，本方法预测试车期间温度来评估试车期间发动机功率水平，根据发动机的功率水平来推算出试车期间发动机的各参数，预测出试车过程中动力涡轮轴扭矩以及涡轮指示温度与试车限制值的差异，选取进气降温法和进气流量控制法中的至少一种来调节涡轮轴扭矩，选取导流叶片调节法、导向器面积调节法、出口引气调节法、电机加载功率调节法以及防冰引气调节法中的至少一种调节涡轮指示温度，确保试车期间发动机各参数达到限制值，避免发动机部分参数严重超过最大限制值或试验规定值，同时也避免多次试车或者高空台试车，节约试车的经济成本和时间成本。
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公开(公告)号：CN118424721A
公开(公告)日：2024-08-02
申请号：CN202410873824.3
申请日：2024-07-02
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本发明公开了航空发动机试车技术领域的一种航空发动机试车性能调节方法，本方法预测试车期间温度来评估试车期间发动机功率水平，根据发动机的功率水平来推算出试车期间发动机的各参数，预测出试车过程中动力涡轮轴扭矩以及涡轮指示温度与试车限制值的差异，选取进气降温法和进气流量控制法中的至少一种来调节涡轮轴扭矩，选取导流叶片调节法、导向器面积调节法、出口引气调节法、电机加载功率调节法以及防冰引气调节法中的至少一种调节涡轮指示温度，确保试车期间发动机各参数达到限制值，避免发动机部分参数严重超过最大限制值或试验规定值，同时也避免多次试车或者高空台试车，节约试车的经济成本和时间成本。
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公开(公告)号：CN119000101A
公开(公告)日：2024-11-22
申请号：CN202410940770.8
申请日：2024-07-15
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本发明公开了一种高空台功率变换试验中载荷杆和测功器的标定方法及系统，其先根据发动机工作包线内的不同大气条件确定功率变换试验的高状态扭矩值，再根据模拟大气条件、直升机总距角与总需用扭矩之间的拟合关系，计算得到该大气条件下不同载荷杆位置对应的需用扭矩曲线，再结合低状态扭矩值和高状态扭矩值确定车台载荷杆位置和水力测功器扭矩的标定直线，再基于标定直线找到最大载荷杆位置对应的扭矩值并将其作为测功器需要标定的扭矩值，可以根据发动机的不同大气条件，快速地获得车台测功器的扭矩标定值，高空台的载荷杆角度更加真实地模拟了发动机在直升机上工作时总距杆的位置，可以真实地模拟航空涡轴发动机在直升机上的功率变换情况。
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公开(公告)号：CN118601739A
公开(公告)日：2024-09-06
申请号：CN202410628650.4
申请日：2024-05-21
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本申请公开了一种航空燃气涡轮发动机滑油滤芯更换周期确定方法，包括步骤：S2、根据航空燃气涡轮发动机使用的滑油牌号，获得该滑油的运动黏度、密度ρ和动力黏度v随滑油供油温度变化的数据；S3、基于相关试验数据，建立不同型号燃气涡轮发动机滑油体积流量与滑油滤压差、滑油供油温度的关系式；S4、根据所述关系式、实时测量的滑油滤前后压力和滑油供油温度，持续计算获得发动机的滑油流量；S5、以更换滤芯后首次发动机稳态运行的滑油流量作为基准，计算随着发动机运行，持续监控的滑油流量的增加比例作为滑油滤的堵塞比；S6、当达到相同发动机转速时，若堵塞比达到设定值，则确定需要更换滑油滤。本申请可准确确定滑油滤的更换周期。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117933798A
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202410095889.X
申请日：2024-01-23
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: G06Q10/0639 , G01M15/14
Abstract: 本发明涉及发动机性能评定技术领域，公开了一种涡轴发动机性能验收指标的确定方法及装置，该方法包括：获取多台涡轴发动机的试验数据，基于多台涡轴发动机的试验数据分别确定温度换算系数、压力换算系数和湿度修正系数；基于温度换算系数、压力换算系数和湿度修正系数确定各台涡轴发动机验收功率状态的换算性能参数；基于各台涡轴发动机验收功率状态的换算性能参数确定最大斜率系数，并以最大连续功率状态的最大允许参数为基准，根据最大斜率系数确定相邻验收功率状态的最大允许参数；基于最大连续功率状态的最大允许参数和相邻验收功率状态的最大允许参数确定涡轴发动机性能验收指标。本发明保证了涡轴发动机性能验收指标的准确性。
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公开(公告)号：CN118883069A
公开(公告)日：2024-11-01
申请号：CN202411116636.2
申请日：2024-08-14
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: G01M15/00
Abstract: 本发明涉及涡轴发动机性能技术领域，公开了涡轴发动机稳态性能点提取方法、装置、设备及存储介质，包括：计算得到每一测试数据对应的各测试通道参数的数据变化量绝对值；对数据变化量绝对值进行滤波，利用最大值滑动窗口对滤波后的数据变化量绝对值进行处理，求并集得到第二数据集；确定状态突变点；确定初始最佳稳态性能点；在第二数据集中选取初始最佳稳态性能点之前的第一数量的测试数据作为第三数据集求平均，根据标准环境条件进行换算，得到稳态性能点数据。本发明实现了自动化、高效、快速、易于配置的涡轴发动机稳态性能点提取。由于不涉及统计学数据的配置，通用性更强，更易于调试，能够快速应用到不同型号的发动机和试验台。
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公开(公告)号：CN118395906B
公开(公告)日：2024-09-27
申请号：CN202410850696.0
申请日：2024-06-28
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F119/08 , G06F119/14 , G06F113/08 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开了一种进气畸变试验中温度畸变与压力畸变的等效转换方法及系统，其先分别构建压力畸变指标/温度畸变指标与压气机性能损失指标之间的映射关系模型，然后将待等效的目标温度畸变指标输入对应的映射关系模型得到第一性能损失矩阵，再将不同的压力畸变指标输入对应的映射关系模型即可得到每个压力畸变指标对应的第二性能损失矩阵，最后以第一性能损失矩阵和第二性能损失矩阵之差最小构建目标函数后进行寻优，得到该目标温度畸变指标的等效压力畸变指标，从而可以得到温度畸变指标和压力畸变指标之间的等效转换关系，从而可以在高空试验舱内借助压力畸变发生设备完成航空发动机的全包线范围内的温度畸变试验验证，大大降低了试验成本。
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公开(公告)号：CN118395906A
公开(公告)日：2024-07-26
申请号：CN202410850696.0
申请日：2024-06-28
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , G06F119/08 , G06F119/14 , G06F113/08 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开了一种进气畸变试验中温度畸变与压力畸变的等效转换方法及系统，其先分别构建压力畸变指标/温度畸变指标与压气机性能损失指标之间的映射关系模型，然后将待等效的目标温度畸变指标输入对应的映射关系模型得到第一性能损失矩阵，再将不同的压力畸变指标输入对应的映射关系模型即可得到每个压力畸变指标对应的第二性能损失矩阵，最后以第一性能损失矩阵和第二性能损失矩阵之差最小构建目标函数后进行寻优，得到该目标温度畸变指标的等效压力畸变指标，从而可以得到温度畸变指标和压力畸变指标之间的等效转换关系，从而可以在高空试验舱内借助压力畸变发生设备完成航空发动机的全包线范围内的温度畸变试验验证，大大降低了试验成本。
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公开(公告)号：CN118292978A
公开(公告)日：2024-07-05
申请号：CN202410693203.7
申请日：2024-05-31
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: F02C3/04 , F02C3/107 , F02C7/00 , F02C7/04 , F01D9/02 , F01D5/22 , F01D11/00 , F23R3/52 , F23R3/38
Abstract: 本发明公开了一种航空涡轴发动机的低油耗总体气动构型，包括布设有轴向进气道的外机匣、与所述轴向进气道连通的组合压气机、所述组合压气机连通的环形回流燃烧室、与所述环形回流燃烧室连通的双级燃气涡轮、与所述双级燃气涡轮连通的双级动力涡轮、布设于所述外机匣外圆周上的偏置式附件传动组件及动力涡轮贯穿轴，所述轴向进气道沿进气方向收缩，所述组合压气机包括依次布设的与所述轴向进气道连通的下压式进气流道、轴向压缩流道及与所述环形回流燃烧室连通的离心压缩流道，所述轴向压缩流道内布设有进口级叶片、第二级叶片及第三级叶片，所述双级动力涡轮连接有轴向排气通道；其能降低耗油率，降低空气流量，提升发动机的效率。
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