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公开(公告)号：CN118424721B
公开(公告)日：2024-11-05
申请号：CN202410873824.3
申请日：2024-07-02
申请人： 中国航发湖南动力机械研究所
摘要： 本发明公开了航空发动机试车技术领域的一种航空发动机试车性能调节方法，本方法预测试车期间温度来评估试车期间发动机功率水平，根据发动机的功率水平来推算出试车期间发动机的各参数，预测出试车过程中动力涡轮轴扭矩以及涡轮指示温度与试车限制值的差异，选取进气降温法和进气流量控制法中的至少一种来调节涡轮轴扭矩，选取导流叶片调节法、导向器面积调节法、出口引气调节法、电机加载功率调节法以及防冰引气调节法中的至少一种调节涡轮指示温度，确保试车期间发动机各参数达到限制值，避免发动机部分参数严重超过最大限制值或试验规定值，同时也避免多次试车或者高空台试车，节约试车的经济成本和时间成本。
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公开(公告)号：CN115717555B
公开(公告)日：2024-09-20
申请号：CN202211404358.1
申请日：2022-11-10
申请人： 华能北京热电有限责任公司
摘要： 本发明公开了种燃气蒸汽联合循环机组的进气装置，包括，预热机构，包括主管部，设于所述主管部内侧的换热部，以及与所述换热部相连的气体交换部；以及，循环吸取机构，包括设于所述主管部内侧的循环遮挡部、与所述循环遮挡部相连的进气支部，以及与所述进气支部相连的集中部。当出气口和其中一个或者其中两个换热腔的排出口位置对应时，对应的换热腔内侧被加热的空气通过进气支部被抽入到集中部的内侧，换热腔内侧的气压降低，外部的空气通过进气口补入换热腔的内侧，其他未对应的换热腔，进入口和排出口分别被进气遮挡环和出气遮挡环阻挡，换热管持续加热其内侧空气，进而延长空气被加热的时间，保持较好的空气升温效果。
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公开(公告)号：CN118601737A
公开(公告)日：2024-09-06
申请号：CN202410951215.5
申请日：2024-07-16
申请人： 哈尔滨城林科技股份有限公司
摘要： 本发明公开了一种极寒超低温辅机罩壳系统，涉及辅机罩壳系统技术领域，包括：辅机罩壳、进风调节结构、进气调节结构和排风整合结构，所述进风调节结构、所述进气调节结构和所述排风整合结构由前至后依次设置在所述辅机罩壳上，所述进风调节结构设置有进风口，所述进气调节结构设置有进气口，所述排风整合结构设置有排风口，所述进风口和所述排风口分别与所述辅机罩壳内的进风通道连通，所述进气口和燃气轮机分别与所述辅机罩壳内的进气通道连通，所述进风调节结构内设置有进风加热除水模块，所述进气调节结构内设置有进气加热除水模块。本发明的极寒超低温辅机罩壳系统能够适应低温环境，保证在低温环境下燃气轮机的运转性能不受影响。
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公开(公告)号：CN113864057B
公开(公告)日：2024-08-23
申请号：CN202111257683.5
申请日：2021-10-27
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请属于发动机或燃气轮机双层机匣内引气结构领域，具体涉及一种双层机匣内引气结构，包括：外机匣，其侧壁具有外机匣引气孔；内机匣，其侧壁具有内机匣引气孔；金属直管，一端伸入外机匣引气孔，该端外壁呈球弧状，能够在外机匣引气孔内偏转，以及能够沿外机匣引气孔轴向滑动，另一端插入内机匣引气孔；金属波纹管，套设在金属直管外周，一端与外机匣内壁连接，另一端与金属直管外壁连接。
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公开(公告)号：CN118424721A
公开(公告)日：2024-08-02
申请号：CN202410873824.3
申请日：2024-07-02
申请人： 中国航发湖南动力机械研究所
摘要： 本发明公开了航空发动机试车技术领域的一种航空发动机试车性能调节方法，本方法预测试车期间温度来评估试车期间发动机功率水平，根据发动机的功率水平来推算出试车期间发动机的各参数，预测出试车过程中动力涡轮轴扭矩以及涡轮指示温度与试车限制值的差异，选取进气降温法和进气流量控制法中的至少一种来调节涡轮轴扭矩，选取导流叶片调节法、导向器面积调节法、出口引气调节法、电机加载功率调节法以及防冰引气调节法中的至少一种调节涡轮指示温度，确保试车期间发动机各参数达到限制值，避免发动机部分参数严重超过最大限制值或试验规定值，同时也避免多次试车或者高空台试车，节约试车的经济成本和时间成本。
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公开(公告)号：CN117662299A
公开(公告)日：2024-03-08
申请号：CN202211042953.5
申请日：2022-08-29
申请人： 中国航发商用航空发动机有限责任公司
IPC分类号： F02C7/047
摘要： 本发明公开了一种分流环及包含其的航空发动机和飞行器，所述分流环内设有环形空腔，所述分流环上连接有进气管，所述进气管向所述环形空腔内供气体，所述分流环还包括有导流件，所述导流件设于所述环形空腔内，所述导流件沿气体导流方向的一端朝着所述环形空腔的周向方向设置，且所述导流件沿气体导流方向的另一端对应所述进气管与所述环形空腔的连通处设置。本发明通过导流件来增强气体，尤其是进气管供向分流环环形空腔内的高温气体的循环流动率，使得高温气体遍布环形空腔各个位置，进而通过高温气体加热环形空腔内壁，增加分流环的热效率，提高了分流环加热并去除分流环遇冷空气结冰的效率，保证了航空器的飞行安全。
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公开(公告)号：CN113727911B
公开(公告)日：2024-02-23
申请号：CN202080031369.2
申请日：2020-04-23
申请人： 赛峰短舱公司
摘要： 本发明涉及一种用于飞行器发动机机舱的进气道，该进气道包括连接大致圆筒形内壁和大致圆筒形外壁的前唇，被配置成与涡轮发动机的壁的后凸缘配合的前安装凸缘，该进气道的特征在于，其具有外壁的下游端，该下游端被配置成定位在与外部风扇机罩的上游端齐平的接合区域中，外壁的至少一部分被配置成抵靠支撑结构的至少支撑表面，该支撑结构被配置成固定到涡轮发动机的壁，从而形成风扇壳体，使得该固定在组装位置纵向地位于安装凸缘的下游。
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公开(公告)号：CN117189369A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202311251300.2
申请日：2023-09-26
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请提供了一种基于航空发动机工作状态的防冰系统开关控制方法，所述方法包括：确定所述防冰系统开关控制所需的参数，所述参数包括发动机进口总温T1、进口总压P1、进口静压P和进口静温T；实时测量所述发动机进口总温T1、进口总压P1、进口静压P和进口静温T；构建总静压与总静温的关系式，根据所述关系式得到所述进口静温：根据所述进口静温判断防冰系统开关的开启和关闭条件，其中，当所述进口总温T小于0℃时，控制防冰系统开关开启，当进口总温T大于0℃时，控制防冰系统开关关闭。本申请的方法实现了对发动机不同工作状态时防冰系统开关的精准控制，解决了与实际开启温度的偏差问题，降低了发动机推力损失增大的问题。
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公开(公告)号：CN117072320A
公开(公告)日：2023-11-17
申请号：CN202311186472.6
申请日：2023-09-14
申请人： 中国航发贵阳发动机设计研究所
IPC分类号： F02C7/047
摘要： 本申请公开了一种整流帽罩全时段防冰的热气加热式防冰系统，包括：转角位移差进行密封旋转进行补偿的热气加热式防冰系统。由于防冰引气管两端对应通过密封圈A、密封圈B与风扇轴、整流帽罩可旋转连接，在出现转角位移差时，防冰引气管通过密封圈A相对整流帽罩进行密封旋转进行补偿，避免转角位移差产生的扭矩，解决了防冰引气导管固定在整流罩出现转角位移差产生扭矩导致防冰引气导管与整流罩固定连接出现失效的问题。
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