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公开(公告)号：CN118595750A
公开(公告)日：2024-09-06
申请号：CN202410246481.8
申请日：2024-03-05
申请人： 上海尚实航空发动机股份有限公司
摘要： 本发明属于航空发动机制造技术领域，公开了航空发动机高速涡轮盘的加工方法、定位工装及涡轮，该航空发动机高速涡轮盘的加工方法为选取涡轮饼坯，加工第一端面形成第一基准面，加工第二端面形成第二基准面，加工涡轮饼坯形成高速涡轮盘的盘心孔，将压板压紧于第一基准面，固定环压紧于第二基准面，且固定环贴合于第二端面，通过切割设备对涡轮饼坯进行切割形成高速涡轮盘的斜榫槽，然后对斜榫槽进行退火加工，通过电火花穿孔机对涡轮饼坯加工形成高速涡轮盘的销孔，加工工序少，热处理过程只有一次，而且相对于传统加工工艺需要几天时间加工，大大提高了航空发动机高速涡轮盘的加工效率。
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公开(公告)号：CN117759701A
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202410167692.2
申请日：2024-02-06
申请人： 上海尚实航空发动机股份有限公司
摘要： 本发明公开了航空涡桨发动机用减速器装置，正飞回油口与减速器本体内部和回油集成腔连通，倒飞回油口与减速器本体内部连通；第一封堵结构具有连通回油集成腔和总回油油路的正飞连通工作位置，以及断开回油集成腔和总回油油路的倒飞断开工作位置，第二封堵结构具有连通倒飞回油口和总回油油路的倒飞连通工作位置，以及断开倒飞回油口和总回油油路的正飞断开工作位置；当减速器本体正置时倒飞回油口位于正飞回油口的上方，第一封堵结构位于正飞连通工作位置，第二封堵结构位于正飞断开工作位置；当减速器本体倒置时倒飞回油口位于正飞回油口的下方，第一封堵结构位于倒飞断开工作位置，第二封堵结构位于倒飞连通工作位置。能避免回油时吸入空气。
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公开(公告)号：CN116274954A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310307181.1
申请日：2023-03-27
申请人： 上海尚实航空发动机股份有限公司
摘要： 本发明涉及薄壁加工技术领域，具体公开了薄壁机匣内壁加工辅助装置及薄壁机匣内壁加工工艺，该薄壁机匣内壁加工工艺包括S10：将薄壁机匣毛坯件设置于通孔，薄壁机匣毛坯件与注塑模具围设成环形注塑腔；S20：制造熔点小于薄壁机匣毛坯件熔点的合金溶液；S30：将合金溶液注入注塑腔内；S40：待合金溶液凝固成固体合金环时，对薄壁机匣毛坯件内表面进行加工；S50：对固体合金环进行熔化去除且拆除注塑模具。薄壁机匣毛坯件外表面附着固体合金环后，薄壁机匣毛坯件整体刚性变强，稳定性提升，因此在加工薄壁机匣内壁的过程中，可以避免薄壁机匣内壁出现振刀纹，同时也可以防止薄壁机匣出现扭曲形变。
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公开(公告)号：CN113266603B
公开(公告)日：2022-06-28
申请号：CN202110710579.0
申请日：2021-06-25
申请人： 上海尚实航空发动机股份有限公司
摘要： 本发明涉及离心压气机技术领域，公开一种离心压气机的扩压器及离心压气机。该扩压器包括固定背板、若干叶片、压力膜盒和作动机构，固定背板呈环形，固定背板上开设有若干组气孔，每组气孔包括一个第一气孔和一个第二气孔，第一气孔和第二气孔均沿周向均匀分布在固定背板上；若干叶片周设于固定背板上，叶片与固定背板转动连接，第一气孔位于叶片的后缘背部上方区域，同组第二气孔位于同一叶片的出风口处；压力盖将压力膜盒分隔成第一气室和第二气室，若干第一气孔均与第一气室连通，若干第二气孔均与第二气室连通，作动机构的一端连接于压力盖，另一端与若干叶片连接，作动机构能够带动叶片转动。减少气流分离，离心压气机效率较高。
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公开(公告)号：CN119102890A
公开(公告)日：2024-12-10
申请号：CN202411339507.X
申请日：2024-09-25
申请人： 上海尚实航空发动机股份有限公司
摘要： 本发明公开了一种辅助动力装置的燃油系统及其控制方法、飞机，燃油系统的燃油模块将燃油通过传输管道分别传输至第一截止阀、第二截止阀和第三截止阀；控制器控制燃油模块的燃油泵转动；预燃级喷嘴包括第一喷嘴通道和第二喷嘴通道；第一截止阀通过第一燃油总管传输燃油至第一喷嘴通道；第二截止阀通过第二燃油总管传输燃油至第二喷嘴通道；第三截止阀通过第三燃油总管传输燃油至主燃级喷嘴；控制器控制第一截止阀和/或第二截止阀导通，使燃油模块传输至预燃级喷嘴的燃油供油量为点火燃油油量；控制器还控制第三截止阀导通，以使第三燃油总管传输燃油至主燃级喷嘴。本发明提供的技术方案，以保证辅助动力装置在高空成功启动。
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公开(公告)号：CN114459391B
公开(公告)日：2023-07-18
申请号：CN202210027284.8
申请日：2022-01-11
申请人： 上海尚实航空发动机股份有限公司
IPC分类号： G01B11/28
摘要： 本发明实施例公开了一种涡轮导向器喉道面积检测方法及装置。该涡轮导向器喉道面积检测方法包括：获取待测涡轮导向器的三维模型和定位基准信息；扫描待测涡轮导向器，获取扫描模型；根据定位基准信息，拟合三维模型和扫描模型，确定扫描模型的喉道面积；获取三维模型的喉道面积；根据预设误差指标和三维模型的喉道面积，判断扫描模型的喉道是否符合要求。本方案相对于现有技术可以获得涡轮导向器每一喉道面积和涡轮导向器的喉道总面积，并且检测工序较短，检测成本低，检测误差较小，可以快速、精确、批量地检测涡轮导向器喉道面积。
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公开(公告)号：CN116297679B
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202211740789.5
申请日：2022-12-22
申请人： 上海尚实航空发动机股份有限公司
摘要： 本发明公开了一种航空器监测方法。在待监测航空器的表面施加温度场，以使所述待监测航空器的表面向外辐射红外线，获取处于温度场下的所述待监测航空器对应的红外图像；确定所述红外图像中的高亮区域，并确定所述高亮区域的区域长度，将所述区域长度作为所述待监测航空器的实际裂纹长度；根据所述实际裂纹长度确定所述待监测航空器的裂纹扩展速度，根据所述实际裂纹长度和所述裂纹扩展速度，确定与所述待监测航空器对应的监测结果。提高了监测结果的准确性。
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公开(公告)号：CN117988984A
公开(公告)日：2024-05-07
申请号：CN202410167973.8
申请日：2024-02-06
申请人： 上海尚实航空发动机股份有限公司
摘要： 本发明公开了一种用于进气管路的防喘装置及飞机，属于飞机技术领域。本发明的用于进气管路的防喘装置及飞机，当进气管路关闭时，可通过弹性件的预紧力抵抗高压腔与低压腔之间的气压差，以使作动连接轴保持在原位不动，进而使阀芯打开，压缩气体能够通过支气道排放至大气中，避免压气机喘振；当进气管路导通时，高压腔与低压腔之间的压差较大，以使弹性隔板在气压差的作用下产生弹性形变并向低压腔偏压，以挤压弹性件，进而驱动作动连接轴沿其轴向向靠近随动轴的方向移动，以带动作动连接部在轨迹滑槽内移动，以驱动随动轴转动，随动轴带动阀芯转动，以使阀芯关闭支气道，通过气压差提供驱动力，控制阀芯封闭或打开支气道，可靠性高。
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公开(公告)号：CN117662765A
公开(公告)日：2024-03-08
申请号：CN202311672283.X
申请日：2023-12-07
申请人： 上海尚实航空发动机股份有限公司
IPC分类号： F16K1/22 , F16K1/226 , F16K31/165 , F16K31/528 , F16K31/40 , F16K27/02 , F16K5/00
摘要： 本发明公开了一种排气阀及发动机，属于发动机设备技术领域。排气阀包括阀本体和调节件。其中，阀本体上设置有第一通道，第一通道的一端口为进气口，进气口与发动机燃烧室相连通，第一通道的另一端口为出气口，出气口与外界环境相连通。第一通道呈直线设置，进气口与出气口同轴。调节件与阀本体连接，调节件位于第一通道内部，调节件能够在第一通道内部转动以调节气体在第一通道内部的流通量。排气阀能够在气体排出过程中降低对阀体的冲击力，保证气流的排出速率，从而保证排气阀的工作效率。当排气阀安装于发动机上时，能够对发动机燃烧室产生的气体排出，降低发动机发生喘振情况的概率。
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公开(公告)号：CN116227268A
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202211721654.4
申请日：2022-12-30
申请人： 上海尚实航空发动机股份有限公司
IPC分类号： G06F30/23 , G06F30/17 , G06F119/08
摘要： 本发明公开了一种发动机涡轮叶片的热参数确定方法、装置、设备及介质。包括：根据发动机涡轮叶片的叶片截面获取二维热参数数据结构；根据二维热参数数据结构确定数字模型；从发动机涡轮叶片的三维有限元模型中确定出目标叶片节点，并根据数字模型确定出与目标叶片节点匹配的目标单元；获取目标单元中各目标截面节点的热参数，并根据各目标截面节点的热参数进行差值计算获取目标叶片节点的热参数。通过获取发送机叶片截面上包含少量截面节点的二维热参数数据结构，在确定出待求解的目标叶片节点后，采用少量的截面节点热参数确定出任一目标叶片节点的热参数值，从而在采用较少计算资源的情况下，准确高效的获取叶片各节点的热参数值。
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