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公开(公告)号：CN118194620B
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202410622031.4
申请日：2024-05-20
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
发明人： 程荣辉 , 张雪冬 , 孟令扬 , 好毕斯嘎拉图 , 蔡承阳 , 袁继来 , 陈泽华 , 薛海波 , 张志舒 , 陈仲光 , 邴连喜 , 周吉利 , 张少丽 , 于明 , 杨龙龙 , 吕安琪 , 阮文博 , 姜繁生 , 张志成 , 石磊 , 柏帅宇 , 高楚铭 , 夏禹 , 边家亮 , 孙博
摘要： 本申请属于喷气推进装置航空发动机推力设计技术领域，具体涉及一种通过加长喷管扩张段提升航空发动机超巡安装推力的方法，包括：航空发动机主机性能计算模型建立步骤：通过航空发动机原理建立航空发动机主机性能计算模型；进气道特性计算模型建立步骤：建立进气道特性计算模型；喷管特性计算模型建立步骤：建立喷管特性计算模型；飞机、发动机性能耦合一体化计算模型建立步骤：以航空发动机主机性能计算模型、进气道特性计算模型、喷管特性计算模型组合，建立飞机、发动机性能耦合一体化计算模型；喷管扩张段长度寻优步骤：以航空发动机主机在飞机上安装后的推重比最大点对应的喷管扩张段长度，作为喷管扩张段长度的设计值。
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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：CN117759424A
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202410031985.8
申请日：2024-01-09
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请属于发动机控制领域，涉及一种航空发动机吞水时稳定裕度保持方法及装置。该方法包括：骤S1、基于风扇换算转速确定风扇温比；步骤S2、根据风扇进口温度及风扇温比确定风扇出口温度；步骤S3、对风扇出口温度进行修正获得压气机进口温度；步骤S4、确定计算获得的压气机进口温度与测量的压气机进口温度的温差；步骤S5、当温差超过设定值时，根据计算获得的压气机进口温度确定第一压气机可调导叶角度，并与由风扇进口温度计算的第二压气机可调导叶角度进行低选；步骤S6、根据温差确定压气机可调导叶修正值，以对低选的压气机可调导叶角度进行偏关处理。本申请保证了发动机吞水过程压缩部件稳定裕度不降低，降低了发动机性能损失。
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公开(公告)号：CN117685130A
公开(公告)日：2024-03-12
申请号：CN202410033935.3
申请日：2024-01-09
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： F02K1/00
摘要： 本申请属于发动机控制领域，涉及一种航空发动机矢量喷管偏转控制方法及装置。该方法包括：步骤S1、根据当前发动机状态下喷管膨胀比和偏转角度，在预设的喉道面积修正系数表中插值出当前喉道面积修正系数；步骤S2、按照当前喉道面积修正系数，对非矢量偏转状态喷管几何喉道面积基础上进行预放大，获得修正喉道面积；步骤S3、根据当前发动机的低压转子换算转速和风扇进口温度，在预设的增压比控制表中插值出当前发动机总增压比；步骤S4、以保证当前发动机总增压比不变为控制目标，对所述修正喉道面积进行闭环调节。本申请提高了控制精度，保证了矢量偏转过程的飞行安全。
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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：CN114912198A
公开(公告)日：2022-08-16
申请号：CN202210541977.9
申请日：2022-05-17
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G06F30/15
摘要： 本申请属于发动机设计技术领域，具体涉及一种基于航空发动机整机气动稳定性实时评估的扩稳方法。该方法包括步骤S1、确定飞行状态及发动机状态，飞行状态包括起飞与降落状态、高空小表速状态及机动飞行状态，发动机状态包括加速状态、减速状态或者稳态；步骤S2、确定风扇剩余稳定裕度及压气机剩余稳定裕度；步骤S3、若风扇剩余稳定裕度及压气机剩余稳定裕度是否小于阈值，则进行扩稳操作，包括关小风扇进口导叶角度、关小压气机导叶角度、放大喷管喉部面积、提高减速供油规律、降低加速供油规律。本申请能够根据飞机飞行状态和发动机工作状态，实时计算和监控发动机的剩余稳定裕度，采取扩稳措施，保证发动机在全包线内不发生喘振和失速。
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公开(公告)号：CN113482960A
公开(公告)日：2021-10-08
申请号：CN202110699397.8
申请日：2021-06-23
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： F04D27/00
摘要： 本申请属于航空燃气涡轮发动机领域，特别涉及一种航空燃气涡轮发动机喘振判断方法。包括：步骤一、判断发动机是否为非停机状态，若是，则进行下一步；步骤二、获取高压换算转速n2r，并判断所述高压换算转速n2r是否大于第一阈值，若是，则进行下一步；步骤三、获取风扇喘振信号U1；判断风扇喘振信号U1是否大于第二阈值U1max，若是，则进行下一步；和/或，获取压气机喘振信号U2；判断压气机喘振信号U2是否大于第三阈值U2max，若是，则进行下一步；步骤四、判断发动机是否发生重起动，若否，则定义为发动机发生喘振。本申请能够降低喘振发生的风险，提高发动机的气动稳定性及可靠性、保证飞行安全。
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公开(公告)号：CN118194620A
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202410622031.4
申请日：2024-05-20
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
发明人： 程荣辉 , 张雪冬 , 孟令扬 , 好毕斯嘎拉图 , 蔡承阳 , 袁继来 , 陈泽华 , 薛海波 , 张志舒 , 陈仲光 , 邴连喜 , 周吉利 , 张少丽 , 于明 , 杨龙龙 , 吕安琪 , 阮文博 , 姜繁生 , 张志成 , 石磊 , 柏帅宇 , 高楚铭 , 夏禹 , 边家亮 , 孙博
摘要： 本申请属于喷气推进装置航空发动机推力设计技术领域，具体涉及一种通过加长喷管扩张段提升航空发动机超巡安装推力的方法，包括：航空发动机主机性能计算模型建立步骤：通过航空发动机原理建立航空发动机主机性能计算模型；进气道特性计算模型建立步骤：建立进气道特性计算模型；喷管特性计算模型建立步骤：建立喷管特性计算模型；飞机、发动机性能耦合一体化计算模型建立步骤：以航空发动机主机性能计算模型、进气道特性计算模型、喷管特性计算模型组合，建立飞机、发动机性能耦合一体化计算模型；喷管扩张段长度寻优步骤：以航空发动机主机在飞机上安装后的推重比最大点对应的喷管扩张段长度，作为喷管扩张段长度的设计值。
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公开(公告)号：CN117329019A
公开(公告)日：2024-01-02
申请号：CN202311456745.4
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： F02K1/15
摘要： 本申请属于发动机控制技术领域，具体涉及一种平衡寿命与推力的喷管喉道面积调节计划确定方法及装置。该方法包括步骤S1、确定指定高度及马赫数下的飞行包线右边界的推力目标值；步骤S2、以地面台架设计点喷管喉道面积作为初始值至达到机械面积最大值，形成多个喷管喉道面积设计点；步骤S3、在保持推力目标值不变的条件下，确定各喷管喉道面积设计点对应的控制计划值参数、压气机出口截面参数及涡轮进口截面参数；步骤S4、根据压气机出口截面参数及涡轮进口截面参数确定涡轮基体温度；步骤S5、选取涡轮基体温度最低值所对应的喷管喉道面积设计点，作为发动机中间状态的控制计划值。本申请降低了热端部件的热负荷，提高了发动机使用寿命。
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