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公开(公告)号：CN112033688A
公开(公告)日：2020-12-04
申请号：CN202010455885.X
申请日：2020-05-26
摘要： 本发明涉及航空技术领域，尤其涉及一种航空发动机尾喷波瓣外温度流场测量系统及其控制方法，该测量系统，包括尾喷波瓣流场测量装置、电机控制器、信号采集仪、交换机及PC控制分析系统，所述电机控制器与所述尾喷波瓣流场测量装置连接设置，所述电机控制器同时与交换机连接，所述交换机连接设置于PC控制分析系统上，所述信号采集仪同时与尾喷波瓣流场测量装置和交换机连接，采用旋转式的测量方式可以提高传感器的利用率，充分发挥传感器的性能；十字交叉式的测量方式可以互相避免温度排布耙和压力排布耙之间的相互干扰，提高测量精度；还可以快速检测尾喷燃气的成分和含量，对燃油燃烧度进行分析，为改善燃烧室燃烧性能提供依据。
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公开(公告)号：CN111707442B
公开(公告)日：2022-06-07
申请号：CN202010614322.0
申请日：2020-06-30
摘要： 本发明涉及超声速风洞螺旋桨动力测量试验验证技术领域，尤其涉及一种超声速风洞螺旋桨数值模型测量验证系统及其控制方法，结合扭矩转速一体传感器、盒式六分量天平测量伺服电机、螺旋桨性能参数，实时获取螺旋桨拉力、升力、扭矩、转速(伺服电机、螺旋桨)、振动等参数，送入到实时分析系统中，形成扭矩与天平弯矩、螺旋桨转速与电机转速的闭环设计验证模型，避免单一测量系统产生的误差对超声速风洞螺旋桨试验的干扰影响；并利用振动传感器来实时监测测量系统状态，避免试验过程中的危险状态点，整个系统放置于高空环境模拟舱室中，整体结构要垂直安装于风洞试验段中心位置迎风面，应用于高空环境下的超声速风洞不同规格螺旋桨试验。
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公开(公告)号：CN112033688B
公开(公告)日：2022-02-15
申请号：CN202010455885.X
申请日：2020-05-26
摘要： 本发明涉及航空技术领域，尤其涉及一种航空发动机尾喷波瓣外温度流场测量系统及其控制方法，该测量系统，包括尾喷波瓣流场测量装置、电机控制器、信号采集仪、交换机及PC控制分析系统，所述电机控制器与所述尾喷波瓣流场测量装置连接设置，所述电机控制器同时与交换机连接，所述交换机连接设置于PC控制分析系统上，所述信号采集仪同时与尾喷波瓣流场测量装置和交换机连接，采用旋转式的测量方式可以提高传感器的利用率，充分发挥传感器的性能；十字交叉式的测量方式可以互相避免温度排布耙和压力排布耙之间的相互干扰，提高测量精度；还可以快速检测尾喷燃气的成分和含量，对燃油燃烧度进行分析，为改善燃烧室燃烧性能提供依据。
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公开(公告)号：CN111272376A
公开(公告)日：2020-06-12
申请号：CN202010180817.7
申请日：2020-03-16
摘要： 本发明公开了风洞附面层控制机构及超声速风洞。该风洞附面层控制机构包括固定安装在风洞试验段内壁上的凸环件，套设于凸环件内的唇罩环件，以及连接凸环件和唇罩环件的连接杆，试验段、凸环件和唇罩环件中轴线同轴设置，唇罩环件外环面、唇罩环件内环面和凸环件内环面均设为向靠近凸环件中轴线方向凸起的曲面，唇罩环件外环面与凸环件内环面间存在间隙以构成环型气流通道，环型气流通道的轴向断面面积保持不变，沿风洞进风方向唇罩环件外环面与凸环件内环面间隙由大变小，以靠近风洞进风口作为前方，远离进风口作为后方，凸环件前端位于唇罩环件前端的前方。能够降低附面层对风洞试验段的影响，增加试验段有效试验面积。
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公开(公告)号：CN105716120A
公开(公告)日：2016-06-29
申请号：CN201610095060.5
申请日：2016-02-22
IPC分类号： F23R3/32
CPC分类号： F23R3/32 , F23R2900/03343
摘要： 本发明涉及一种燃油冷却式蒸发管结构，该蒸发管结构适用于发动机及其它燃烧器中的燃烧室部件，蒸发管内套和蒸发管外套之间形成为一封闭的燃油冷却腔，燃油进口管伸入蒸发管出口段位置处的燃油冷却腔，沿蒸发管内套进口段设置至少一排沿周向均布的燃油喷嘴，蒸发管内套的外表面上设有相连通的沟槽，燃油自燃油冷却腔的进口段沿沟槽输送至出口段，并在进口段喷入蒸发管中。本发明使燃油从蒸发管出口段内部腔体到达蒸发管进口段燃油喷嘴，对蒸发管壁面进行冷却，完成对蒸发管的热态烧蚀保护；每路燃油独立预热，提高燃油预热度，增强燃油蒸发和预混效果。总体设计使蒸发管得到冷却保护，提高使用寿命；使燃油得到高强度预热，提高蒸发预混度。
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公开(公告)号：CN111579250B
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202010598038.9
申请日：2020-06-28
摘要： 本发明公开了发动机试车台架、发动机推力测试系统及测试方法。该发动机试车台架包括固定于支撑平面上的定架，用于固定安装待测发动机的动架，其特征在于，所述定架设置有直滑轨，所述动架下方固定设置门形滑块，所述门形滑块架设于直滑轨上，且与所述直滑轨滑动配合，所述直滑轨和门形滑块设为磁悬浮滑轨和磁悬浮滑块，所述直滑轨和门形滑块之间设有减震单元，所述减震单元安装于门形滑块的门形槽内，所述减震单元包括多个可沿直滑轨设置方向滚动的减震轮，所述减震单元在门形滑块处于悬浮状态下不与直滑轨接触。该发动机试车台架可避免测试装置对待测发动机的运动阻力确保测试结果，同时可确保装置稳定性，减小装置损坏风险。
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公开(公告)号：CN111272376B
公开(公告)日：2021-08-24
申请号：CN202010180817.7
申请日：2020-03-16
摘要： 本发明公开了风洞附面层控制机构及超声速风洞。该风洞附面层控制机构包括固定安装在风洞试验段内壁上的凸环件，套设于凸环件内的唇罩环件，以及连接凸环件和唇罩环件的连接杆，试验段、凸环件和唇罩环件中轴线同轴设置，唇罩环件外环面、唇罩环件内环面和凸环件内环面均设为向靠近凸环件中轴线方向凸起的曲面，唇罩环件外环面与凸环件内环面间存在间隙以构成环型气流通道，环型气流通道的轴向断面面积保持不变，沿风洞进风方向唇罩环件外环面与凸环件内环面间隙由大变小，以靠近风洞进风口作为前方，远离进风口作为后方，凸环件前端位于唇罩环件前端的前方。能够降低附面层对风洞试验段的影响，增加试验段有效试验面积。
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公开(公告)号：CN111707442A
公开(公告)日：2020-09-25
申请号：CN202010614322.0
申请日：2020-06-30
摘要： 本发明涉及超声速风洞螺旋桨动力测量试验验证技术领域，尤其涉及一种超声速风洞螺旋桨数值模型测量验证系统及其控制方法，结合扭矩转速一体传感器、盒式六分量天平测量伺服电机、螺旋桨性能参数，实时获取螺旋桨拉力、升力、扭矩、转速(伺服电机、螺旋桨)、振动等参数，送入到实时分析系统中，形成扭矩与天平弯矩、螺旋桨转速与电机转速的闭环设计验证模型，避免单一测量系统产生的误差对超声速风洞螺旋桨试验的干扰影响；并利用振动传感器来实时监测测量系统状态，避免试验过程中的危险状态点，整个系统放置于高空环境模拟舱室中，整体结构要垂直安装于风洞试验段中心位置迎风面，应用于高空环境下的超声速风洞不同规格螺旋桨试验。
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公开(公告)号：CN111579250A
公开(公告)日：2020-08-25
申请号：CN202010598038.9
申请日：2020-06-28
摘要： 本发明公开了发动机试车台架、发动机推力测试系统及测试方法。该发动机试车台架包括固定于支撑平面上的定架，用于固定安装待测发动机的动架，其特征在于，所述定架设置有直滑轨，所述动架下方固定设置门形滑块，所述门形滑块架设于直滑轨上，且与所述直滑轨滑动配合，所述直滑轨和门形滑块设为磁悬浮滑轨和磁悬浮滑块，所述直滑轨和门形滑块之间设有减震单元，所述减震单元安装于门形滑块的门形槽内，所述减震单元包括多个可沿直滑轨设置方向滚动的减震轮，所述减震单元在门形滑块处于悬浮状态下不与直滑轨接触。该发动机试车台架可避免测试装置对待测发动机的运动阻力确保测试结果，同时可确保装置稳定性，减小装置损坏风险。
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公开(公告)号：CN111366368A
公开(公告)日：2020-07-03
申请号：CN202010174158.6
申请日：2020-03-13
IPC分类号： G01M15/00
摘要： 本发明涉及航空发动机试车台台架加载及校准技术，尤其涉及一种航空发动机试车台自动推力加载和校准系统及自动控制方法；解决了目前加载及校准装置存在准确性和稳定性差，推力测量精度差的技术难题；本发明所述系统由上位机,交换机,控制器及采集组件,力工作传感器,力校准传感器,加载力传感器,压电陶瓷组件,涡轮蜗杆减速箱，伺服电机，加载轴和动架组成，该系统提高了加载系统的稳定性及测试结果的精确性，推力测量精度提高，不存在液压系统中泄漏和空气降低推力测量的准确性和稳定性的问题，同时克服了杠杆法中杠杆机械变形带来的误差导致准确性和稳定性差的问题，工作效率得到提高，减少了劳动强度。
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