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公开(公告)号：CN115758923A
公开(公告)日：2023-03-07
申请号：CN202211341967.7
申请日：2022-10-28
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及动力系统仿真技术领域，解决了目前缺乏针对分布式动力系统的布局特点来开发的相应整机总体性能计算模型的问题，具体为基于分布式动力系统的发动机总体仿真建模方法及系统，建立叶尖涡轮风扇发动机总体性能计算模型包括：沿气流方向对各部件进行建模；利用设计点算法和非设计点算法建立总体性能计算模型；建立空气发生器－叶尖涡轮风扇发动机整机计算模型包括以下步骤：进行空气发生器的总体性能计算；将所述供气参数作为辅助发动机的内涵进气参数，利用所述叶尖涡轮风扇发动机总体性能计算模型完成仿真计算。建立了适用于垂直/短距起降飞行器的分布式气路连接动力系统仿真设计的叶尖涡轮式涡扇发动机的数学计算模型。
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公开(公告)号：CN113847426A
公开(公告)日：2021-12-28
申请号：CN202111128700.5
申请日：2021-09-26
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本发明涉及一种航空发动机测试引线密封座，所述引线密封座包括密封组件和多个压块组件，所述密封组件固定安装在所述航空发动机的密封腔壁上，用于支撑引出航空发动机密封腔的测试线；所述多个压块组件安装在所述密封组件内部，用于固定保护所述测试线；本发明通过上压块配合下压块对穿过其中的若干测试线进行支撑密封，降低使用过程中测试线的磨损率。另外还会通过预设的多个压块组件的填充物配合密封组件的锁紧过程对引线开孔处进行密封保护，阻隔所述航空发动机的密封腔壁的内外环境，保护航空发动机的测试环境。
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公开(公告)号：CN116976088A
公开(公告)日：2023-10-31
申请号：CN202310779381.7
申请日：2023-06-28
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: G06F30/20 , G06N3/006 , G06F17/15 , G06F119/06
Abstract: 本发明涉及一种航空发动机功率管理设计方法及系统，属于航空发动机技术领域，所述功率管理设计方法包括：基于发动机的非线性性能计算模型和计算条件，获得发动机特性函数关系式；按照修正目标采用粒子群算法对发动机特性函数关系进行修正，获得发动机功率管理计算函数关系式；将基于环境参数和发动机功率管理计算函数关系式计算获得的验证发动机功率和对应的飞机需求功率值进行比较验证，获得验证结果；根据验证结果，输出发动机功率管理计算函数关系式，完成功率管理设计。本发明收到发动机收到状态信号后，结合所测量的环境参数，完成功率数值的计算，可以更准确评估发动机实际功率能力，可以用于基于飞机需求的发动机设计。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107246330B
公开(公告)日：2019-03-08
申请号：CN201710438515.3
申请日：2017-06-12
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本发明公开了一种涡轮涡扇发动机及航天器。涡轮涡扇发动机，包括置于主轴外周的内支承结构以及置于内支承结构外周的外支承结构，内支承结构与外支承结构之间构成外涵道气流通道，燃烧室置于外涵道气流通道外侧的外支承结构内，内涵道气流通道从内支承结构进气口进气并沿径向贯穿外涵道气流通道连通至燃烧室内。整个结构简单，在低涡轮前温度的条件下能实现大涵道比，增大发动机推力，降低耗油率。
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公开(公告)号：CN107246330A
公开(公告)日：2017-10-13
申请号：CN201710438515.3
申请日：2017-06-12
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本发明公开了一种涡轮涡扇发动机及航天器。涡轮涡扇发动机，包括置于主轴外周的内支承结构以及置于内支承结构外周的外支承结构，内支承结构与外支承结构之间构成外涵道气流通道，燃烧室置于外涵道气流通道外侧的外支承结构内，内涵道气流通道从内支承结构进气口进气并沿径向贯穿外涵道气流通道连通至燃烧室内。整个结构简单，在低涡轮前温度的条件下能实现大涵道比，增大发动机推力，降低耗油率。
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公开(公告)号：CN113847426B
公开(公告)日：2023-11-24
申请号：CN202111128700.5
申请日：2021-09-26
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本发明涉及一种航空发动机测试引线密封座，所述引线密封座包括密封组件和多个压块组件，所述密封组件固定安装在所述航空发动机的密封腔壁上，用于支撑引出航空发动机密封腔的测试线；所述多个压块组件安装在所述密封组件内部，用于固定保护所述测试线；本发明通过上压块配合下压块对穿过其中的若干测试线进行支撑密封，降低使用过程中测试线的磨损率。另外还会通过预设的多个压块组件的填充物配合密封组件的锁紧过程对引线开孔处进行密封保护，阻隔所述航空发动机的密封腔壁的内外环境，保护航空发动机的测试环境。
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公开(公告)号：CN118051989A
公开(公告)日：2024-05-17
申请号：CN202410009715.7
申请日：2024-01-03
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/02
Abstract: 本申请公开了一种航空发动机特征矩阵与特征值建立方法、装置、电子设备，所述方法通过目标发动机的特征参数和结果参数的选取，以矩阵形式表达发动机性能变化的自变量和因变量，并基于发动机非线性模型建立特征参数和特征矩阵的对应关系，最后利用计算机的算力，对结果值和特征矩阵进行匹配分析，可穷举对发动机性能造成影响的因素，给出量化关系，能够更全面、真实的找到使目标发动机性能发生变化的原因，为航空发动机的性能调试做出指导，也可以用于外场发动机性能衰减分析。另外本申请能够应于不同类型的航空发动机，可对不同类型、不同批次的航空发动机的性能调试做出指导，具有较高的工程价值和广泛的市场应用前景。
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公开(公告)号：CN115753112A
公开(公告)日：2023-03-07
申请号：CN202211287944.2
申请日：2022-10-20
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本发明公开一种带温度补偿的发动机进口空气流量测量装置,通过在流量测量管外壁设置热交换介质循环加热或冷却系统，让经过加热或冷却后的热交换介质反复流经流量测量管的平直段壁面，实现了通过循环流动的热交换介质实时与测量管壁面进行热交换的方式，对测量管的平直段壁面进行及时的温度调节，避免了平直段温度的剧烈波动，克服了流量测量管截面受热胀冷缩的影响造成的面积测量误差大，有效解决了流量管受进气温度剧烈变化影响带来的流量测量不准确问题。
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