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公开(公告)号：CN116842653B
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202310745060.5
申请日：2023-06-21
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
发明人： 程荣辉 , 阮文博 , 王东 , 张志远 , 好毕斯嘎拉图 , 陈伟博 , 于明 , 朱振坤 , 邴连喜 , 曹茂国 , 张志舒 , 陈仲光 , 李春光 , 姜繁生 , 薛海波 , 边家亮 , 张志成 , 吴亚帅
IPC分类号： G06F30/17 , G06F30/20 , G06F113/08 , G06F113/14 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F119/02 , G06F119/04
摘要： 本申请属于发动机设计技术领域，具体涉及一种航空发动机总体性能参数设计方法。该方法包括步骤S1、确定用于对热端部件进行降温的引气系统的引气位置参数，所述引气位置参数包括所引冷却气的温度、压力及流量；步骤S2、确定引气系统的引气管路气体参数，所述气体参数包括压力损失、温度变化以及流量变化；步骤S3、确定从热端部件不同位置进入的冷却气的做功系数值；步骤S4、在发动机总体性能计算模型中，对通过引气管路进行冷却气引入及排出的气体采用步骤S2的气体参数及步骤S3的做功系数值进行修正。本申请使发动机总体性能设计结果更接近实际，可提高发动机各部件及系统设计评估的准确性。
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公开(公告)号：CN118030592A
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202410237148.0
申请日：2024-03-01
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： F04D27/02
摘要： 一种发动机压气机可调导叶稳态与过渡态切换控制的调节方法，包括：在判断判断发动机到达过渡态时，以过渡态控制律对压气机可调导叶进行调节，过渡态控制律为：αc＝f2(n2r)+αc,KW；其中，αc为压气机可调导叶角度调节量；f2(n2r)为压气机可调导叶角度根据压气机进口换算转速n2r的调节量；αc,KW为压气机可调导叶角度根据不同发动机进气压力Pt2、压气机进口换算转速n2r，高空性能优化及稳定性扩稳的调节量；在判断判断发动机到达稳态时，以稳态控制律对压气机可调导叶进行调节，稳态控制律为：αc＝f1(n2r25)+αc,XN；其中，f1(n2r25)为压气机可调导叶角度根据压气机相对换算转速n2r25的调节量；αc,XN为压气机可调导叶角度根据不同发动机进气压力Pt2、压气机相对换算转速n2r25，高空性能优化及稳定性扩稳的调节量。
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公开(公告)号：CN117556531A
公开(公告)日：2024-02-13
申请号：CN202311456748.8
申请日：2023-11-03
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , G01K13/024 , G01M15/04 , G06F119/08 , G06F119/14 , G06F113/08
摘要： 本申请属于发动机试验技术领域，具体涉及一种持久试车进气加温温度确定方法及装置。该方法包括步骤S1、确定用于模拟飞机处于指定高度及马赫数下第一发动机进口温度；步骤S2、确定在指定高度及马赫数下，对应的热天1％风险极值率大气温度下的第二发动机进口温度；步骤S3、在第一发动机进口温度与第二发动机进口温度之间形成多个离散温度点；步骤S4、对每一个离散温度点，根据发动机转速及排气温度控制计划确定压气机出口截面参数及涡轮进口截面参数；步骤S5、确定涡轮基体温度；步骤S6、将涡轮基体温度最高值对应的离散温度点作为发动机持久试车时所需的进口温度。本申请能够保障热端部件考核到位，有效支撑了发动机外场的飞行使用。
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公开(公告)号：CN117454605A
公开(公告)日：2024-01-26
申请号：CN202311343036.5
申请日：2023-10-17
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06F119/14
摘要： 本申请属于航空发动机设计领域，为一种对涡扇发动机进行雷诺数粗略快速修正方法，通过先计算不考虑低雷诺数对旋转部件特性影响时的航空发动机工作包线内典型状态点的高度速度特性，而后通过航标和高空台试验数据的第一影响量和第二影响量进行对比，以得到雷诺数随各旋转部件进口压力的第一修正量，而后再通过雷诺数修正量转换为随各部件进口压力的函数，对未经雷诺数修正部件的换算流量、压比和效率的第二修正量；将第一修正量与第二修正量进行线性叠加，得到各旋转部件的新的部件特征参数，根据验证结果经过1‑2次迭代即可收敛，得到准确的雷诺数修正量，从而快速满足工程应用需求，大大提高了计算速度。
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公开(公告)号：CN116659870A
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202310400795.4
申请日：2023-04-14
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
发明人： 张雪冬 , 程荣辉 , 夏禹 , 唐正府 , 贾琳渊 , 柏帅宇 , 袁继来 , 姜繁生 , 朱振坤 , 邴连喜 , 孙昊博 , 张志舒 , 张西厂 , 陈仲光 , 好毕斯嘎拉图 , 阮文博 , 张志成
摘要： 本申请属于发动机控制技术领域，具体涉及一种涡扇发动机温度传感器时间常数确定方法及装置。该方法包括：步骤S1、获取基于风洞试验给定的基准时间常数，所述基准时间常数是指低压涡轮出口温度传感器在风洞校准试验室基准环境下获得的时间常数；步骤S2、获取高压压气机进口换算转速；步骤S3、基于给定的常数K以及给定的传感器等级指数m通过校准公式确定校准后的时间常数。本申请可以获得涡扇发动机全包线瞬态过程任何转速状态下的低压涡轮出口温度传感器时间常数，解决涡扇发动机全包线整机瞬态条件下低压涡轮出口温度传感器时间常数难以确定的问题，为解决涡扇发动机全包线瞬态条件下低压涡轮出口真实温度的获取提供重要支撑。
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公开(公告)号：CN116499754A
公开(公告)日：2023-07-28
申请号：CN202310437921.3
申请日：2023-04-21
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种涡扇发动机持久试车飞机引气模拟试验方法及装置，预设发动机的进口温度T1的范围和进口压力P1的范围；步骤S2：计算飞机引气量Wfy的范围、飞机的引气总温Tfy的范围以及引气总压Pfy的范围；步骤S3：计算得到引气喷嘴冷态直径Dfy的范围；步骤S4：选取引气喷嘴冷态直径Dfy值进行飞机引气量验证试验，得到飞机引气量验证试验的引气量Wfyr；当试验的引气量Wfyr满足要求，采用引气喷嘴冷态直径Dfy；当试验的引气量Wfyr不满足要求，返回步骤S4；确保飞机引气流量的计算误差在要求范围内，通过试验程序设计最大限度获取发动机各个状态的实际引气量。该试验方法具有试验方法简单、试验成本低以及更换效率高的优点。
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公开(公告)号：CN116428066A
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202310380379.2
申请日：2023-04-11
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
发明人： 程荣辉 , 张雪冬 , 姜繁生 , 张志舒 , 张生良 , 陈仲光 , 邴连喜 , 朱振坤 , 袁继来 , 夏禹 , 柏帅宇 , 石磊 , 阮文博 , 陈泽华 , 边家亮 , 张志成 , 好毕斯嘎拉图 , 吕安琪
摘要： 本申请涉及一种发动机基于燃油供给控制的温度保护方法及其系统，其中，发动机基于燃油供给控制的温度保护方法，包括：设置主燃烧室出口总温T4的黄色警戒温度T4ˊ；设置主燃烧室出口总温T4的红色限制温度T4〞，T4〞>T4ˊ；在主燃烧室出口总温T4超过黄色警戒温度T4ˊ，且持续时间超过tˊ时，按照W=Wˊ×e‑kt进行切油，降低主燃烧室的燃油供给，其中，W为主燃烧室的燃油供给；Wˊ为切油开始时主燃烧室的燃油供给；k为对主燃烧室的切油深度系数；t为对主燃烧室进行切油的持续时间，在主燃烧室出口总温T4到达T4ˊ‑60℃时截止；在主燃烧室出口总温T4超过红色限制温度T4〞，且持续时间超过t〞时，完全切断对主燃烧室的燃油供给，其中，t〞
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公开(公告)号：CN116291898A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310380380.5
申请日：2023-04-11
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
发明人： 程荣辉 , 张雪冬 , 王井科 , 曹茂国 , 贾琳渊 , 柏帅宇 , 翟英汉 , 朱振坤 , 邴连喜 , 张志成 , 李承隆 , 柏汉松 , 袁继来 , 姜繁生 , 张志舒 , 张西厂 , 陈仲光 , 吴亚帅
摘要： 本申请属于发动机控制技术领域，具体涉及一种保证航空发动机可靠工作的快速暖机控制方法及装置。该方法包括：步骤S1、获取发动机的使用模式，所述使用模式包括作战模式或者训练模式；步骤S2、获取发动机的起动状态，所述起动状态包括冷态起动状态或者热态起动状态；步骤S3、根据发动机的使用模式与起动状态的组合形成四种暖机策略，各暖机策略基于不同的慢车转速停留时间与高于慢车转速的设定转速下的设定转速停留时间进行暖机，其中，作战模式与冷态起动状态组合的暖机策略下，慢车转速停留时间及设定转速停留时间最长，训练模式与热态起动状态组合的暖机策略下，慢车转速停留时间及设定转速停留时间最短。本申请缩短了暖机时间，提高了飞行出动效率。
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公开(公告)号：CN116222680A
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202310229970.8
申请日：2023-03-10
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请属于航空发动机设计领域，为一种基于环面积分的航空发动机进气流量测量方法，通过在发动机进气道上沿不同径向方向分别设置若干个测点，控制不同径向方向位置处的测点数量对应相同，不同测量半径上的测点形成不同的环面，从而避免由于总温或者总压的径向分布不均匀而导致的流量计算的误差；同时计算不同测量半径上的平均值，根据不同测量半径上的平均值计算发动机进气道每个环面的平均总温和平均总压，实现环面积分计算总压或总温的平均值，有效减少计算误差，提高计算精度，并且通过在发动机进气道的边界处同样设置多组测点，从而消除边界层的影响。
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公开(公告)号：CN116026604A
公开(公告)日：2023-04-28
申请号：CN202310177641.3
申请日：2023-02-28
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请属于航空发动机试验领域，为一种航空发动机进气畸变试验方法及装置，通过先将插板式压力畸变发生器装配至发动机进口处，对发动机进气测量截面安装数据采集装置，对开车后的发动机进气截面进行数据采集，而后对发动机、插板式压力畸变发生器和台架判喘系统进行静态调试和慢车检查，保证发动机上各装置处于正常工作状态，在准备工作完成后，先进行发动机整机各个状态的不插板性能录取，录取发动机进气道内的各项参数，并保存至数据采集系统内；发动机起动后，待发动机转速稳定2min后，逐步向内移动插板；按1%步长递进，使综合压力畸变指数W值不断增加，并记录数据；依次对各个试验项目进行试验，直至完成所有试验项目。
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