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公开(公告)号：CN118797835A
公开(公告)日：2024-10-18
申请号：CN202410802970.7
申请日：2024-06-20
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请提供了一种低跨音速导向叶片叶栅设计方法，基于叶栅14参数造型法进行叶栅设计，包括小攻角中后加载设计、出口大楔角设计、等厚度小尾缘设计、四基截面造型与根部弯叶片设计及下端壁大幅度收缩设计。本申请提供的叶栅设计方法可以实现核心机高压涡轮低跨音速导向叶片叶栅的合理设计，有效平衡叶栅中摩擦损失、尾迹损失以及激波损失三者之间关系，较大幅度降低端壁二次流分离及流动损失，提升核心机高压涡轮效率。
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公开(公告)号：CN118622386A
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202410802968.X
申请日：2024-06-20
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请提供了一种低跨音速工作叶片叶栅设计方法，基于叶栅14参数造型法开展叶栅设计，该方法包括：大反力度与根部增载设计，可控涡叶尖低负荷与偏对称叶型设计，宽弦大厚度设计，尾缘附近增厚设计，罩量预加载设计及造型截面自由插值设计。本申请提供的叶栅设计方法可以实现核心机高压涡轮低跨音速工作叶片叶栅的合理、高效设计，有助于减小工作叶片叶尖泄漏量、降低叶尖流动损失，控制叶片的总压损失，增加叶片强度，提升涡轮效率，也有利于为叶片冷却结构设计提供足够的裕度空间。
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公开(公告)号：CN114542216B
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202210178122.4
申请日：2022-02-25
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请属于轴流式涡轮中的涡轮间机匣支板设计领域，为一种兼具支撑与导流功能的涡轮支板叶片设计方法，通过先给定叶片环数和叶高半径，从而确定叶片的位置和栅距，而后根据发动机所需的支撑结构空间，强度和加工工艺要求确定叶片的前尾缘小圆圆心和半径大小；设置叶片的进口上楔角和进口下楔角以保证叶片前半部分内部具有足够的空间，通过设置有效出气角和出口偏转角以实现对气流的导流作用，设置出口楔角保证叶片后半部分厚度要求；而后分别设置吸力面控制曲线和压力面控制曲线来完成对叶片外包络线的设计。该设计下的叶片型面融合了支板与导叶的设计，更好地适应前面级流动情况，气动损失更低，涡轮部件的总效率得以提高，涡轮级轴向尺寸更小，零组件数目更少，重量轻，成本低。
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公开(公告)号：CN117552841A
公开(公告)日：2024-02-13
申请号：CN202311469811.1
申请日：2023-11-06
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请提供了一种动力涡轮叶栅设计方法，该设计方法包括：按气流流动方向将叶栅分为前部区域、喉部区域和扩散区域三个区域，三个区域的分界线为叶栅通道进口、喉部宽度线、叶栅通道出口；调节前部区域的型线曲率以及安装角，使前部区域的型线曲率增加，以及降低喉部区域的马赫数，使叶栅峰值马赫数不超过预定值；调节叶栅的造型参数，使叶栅喉部位置前移至叶栅轴向弦长的预定位置处，从而使叶片载荷前移，并使叶片最佳速度分布形式形成对勾形式；将叶片喉部位置前移后得到较长的喉部后扩散段，调整较长的喉部后扩散段控制参数，使较长的喉部后扩散段的曲率为直线或近似直线；调节叶栅的弦厚控制参数，使叶栅轴向弦长增加、最大厚度减小。
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公开(公告)号：CN113723017B
公开(公告)日：2024-01-02
申请号：CN202110796049.2
申请日：2021-07-14
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G06F30/28 , G06F30/23 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本申请提供了一种确定航空发动机旋转盘壁面温度场的方法，包括：构建旋转盘组件的有限元模型，在给定边界条件及初始参数情况下得到初始温度场；将旋转盘盘心的固体壁面划分为多个微元节点，获取旋转盘盘心固体壁面各微元节点的温度及固体壁面各微元节点的面积；构建一阶微分方程，将各微元节点的温度及面积带入一阶微分方程中迭代计算，当迭代收敛后得到旋转盘固体壁面的温度。本申请所提供的方法通过流热耦合的方式对旋转盘壁面的温度场进行准确求解，不对流体进行CFD计算，而又能考虑流体与固体之间热平衡的影响，从而实现快速迭代求解旋转盘壁面温度场的目的，既能保证较高的计算精度，又能实现快速迭代求解发动机旋转盘壁面温度场的目的。
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公开(公告)号：CN116587028A
公开(公告)日：2023-08-15
申请号：CN202310510382.1
申请日：2023-05-08
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： B23Q3/06
摘要： 本申请属于航空发动机测试技术领域，具体涉及一种航空发动机测试用受感部支杆加工夹紧固定装置，包括：底座，其上具有多个底部弧形夹槽；各个底部弧形夹槽平行分布，且横截面的圆弧中心高出底座表面，其内设置支杆；多个上盖，通过螺栓紧固在在底座上，其间存在小间隙，其上具有多个顶部弧形夹槽，以及具有与顶部弧形夹槽连通的方形窗口；各个顶部弧形夹槽横截面的圆弧中心高出上盖表面，扣在各个支杆上，与底部弧形夹槽配合夹紧各个支杆；各个支杆头部台阶贴靠在底座及其上盖的边缘上。
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公开(公告)号：CN115587490A
公开(公告)日：2023-01-10
申请号：CN202211281697.5
申请日：2022-10-19
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06F30/17 , G06F119/08
摘要： 本申请提供了一种航空发动机空气系统篦齿热态相对位置关系分析方法，包括：步骤一、对航空发动机空气系统蓖齿进行冷态相对位置关系分析，获得空气系统蓖齿冷态相对位置关系；步骤二、确定蓖齿转静子变形分析点，开展航空发动机空气系统蓖齿转静子变形分析，获得所述蓖齿转静子变形分析点的变形结果；步骤三、对航空发动机空气系统篦齿进行热态相对位置关系分析，根据蓖齿转静子变形分析点及蓖齿冷态相对位置关系获得蓖齿热态相对位置关系。本申请提供的方法不仅考虑了篦齿径向和轴向变形对篦齿热态相对位置关系的影响，在发动机试车前预测篦齿热态相对位置关系，进而预测由于篦齿热态间隙过大或过小可能产生的故障，可获得较高的分析精度。
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公开(公告)号：CN115470725A
公开(公告)日：2022-12-13
申请号：CN202211112065.6
申请日：2022-09-13
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G06F30/28 , G06F30/17 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08
摘要： 本申请属于航空发动机薄壁机匣内侧腔结构，特别涉及一种基于主流压力梯度的机匣换热计算方法，所述方法包括：获取所述内侧腔换热系数与所述主流进出口压力差的关系式，所述关系式含有未知系数；通过试验获取多个所述主流进出口压力差以及其对应的内侧腔换热系数，并解算所述未知系数，得到不含未知数的所述关系式；基于所述关系式，计算内侧腔温度；本申请充分考虑了机匣内侧腔气体流动情况，又体现出不同压力梯度对流动及换热产生的不同影响；计算出内侧腔主流进出口压差与内侧腔的换热系数，能够根据不同的主流进出口压差计算出不同的内侧腔的换热系数。
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公开(公告)号：CN114952417A
公开(公告)日：2022-08-30
申请号：CN202210688320.5
申请日：2022-06-16
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： B23Q17/00
摘要： 本申请属于数控机床检测校验技术领域，具体涉及一种数控机床检测校验器，包括：矩形体，其顶部中心部位及其侧壁具有检测校验孔，各个校验孔的轴线相交；矩形体的横截面呈正方形；矩形体的内部镂空；矩形体上开设多个减重孔；矩形体的底部两侧边缘具有安装边或安装槽。此外，涉及一种数控机床检测校验方法，该方法基于上述数控机床检测校验器实施。
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公开(公告)号：CN114776913A
公开(公告)日：2022-07-22
申请号：CN202210393788.1
申请日：2022-04-14
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请属于发动机空气管路设计领域，为一种大通径高温空气管路连接结构，包括活动接嘴和活动接头，活动接头安装有金属涨圈，活动接头外侧同轴设置有轴侧密封环，活动接嘴上设有与轴侧密封环相连的挡圈和孔侧密封环；装配时，将轴侧密封环与金属涨圈一同安装在一根管路的活动接头上，并落入相配管路的活动接嘴中，通过轴侧密封环实现连接结构的轴侧密封，孔侧密封环实现连接结构的孔侧密封，最后利用挡圈限制轴侧密封环的轴向运动；通过轴侧密封环与金属涨圈配合实现可靠密封，其利用金属涨圈自身的结构膨胀张力达到密封效果，可靠性较高。能够补偿轴向位移和横向位移，轴侧密封环为一体结构，便于管理、装配和维护。
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