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公开(公告)号：CN118568898A
公开(公告)日：2024-08-30
申请号：CN202411052842.1
申请日：2024-08-02
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院 , 北京航空航天大学
IPC: G06F30/17 , G06F30/23 , G16C60/00 , G06F119/04 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种考虑温度梯度的涡轮叶片前缘冲击孔模拟件设计方法，根据涡轮叶片材料疲劳试验数据以及涡轮叶片前缘冲击孔的失效模式，确定损伤控制参量，再根据对应的损伤参量最大梯度下降方向上温度梯度影响，采用不同温度下的损伤控制参量等效原则，对损伤控制参量梯度分布进行更正，获得涡轮叶片前缘冲击孔更正后的真实叶片损伤控制参量梯度分布；以真实叶片损伤控制参量梯度分布作为涡轮叶片模拟件的损伤控制参量梯度分布控制依据，进行涡轮叶片模拟件的结构设计；设计过程中能够模拟真实涡轮叶片前缘部位的蠕变、疲劳试验效果，使得涡轮叶片前缘冲击孔模拟件满足涡轮叶片前缘冲击孔蠕变试验模拟的需求。
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公开(公告)号：CN119164755A
公开(公告)日：2024-12-20
申请号：CN202411313608.X
申请日：2024-09-20
Applicant: 北京航空航天大学 , 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明涉及机械工程技术领域，具体涉及一种适应缺口试件尺寸的自复位高低周复合疲劳试验夹具，包括：底座、承力臂、摆动臂、限位螺钉、轴承、上夹具、上夹板、下夹具、下夹板、调节螺栓、弹簧座和弹簧柱；底座两侧分别连接有承力臂，承力臂通过轴承与摆动臂连接，下夹具两侧分别与摆动臂连接；承力臂通过弹簧座固定有弹簧柱，弹簧柱与摆动臂连接，弹簧柱具有复位弹簧；下夹具和下夹板夹紧缺口试件的一端，上夹具与上夹板夹紧缺口试件的另一端；承力臂上固定有限位螺钉，能够限制摆动臂与承力臂的相对转动，本发明的疲劳试验夹具能够适应不同高低周载荷要求，提高试验结果的准确性和可靠性。
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公开(公告)号：CN118568996B
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202411034850.3
申请日：2024-07-31
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院 , 北京航空航天大学
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种航空发动机连接截面最大载荷分析方法，将限制状态下的第一安装边壳体载荷最大值对应的组合状态下的内部气动载荷和外部载荷确定为发动机连接截面最大轴向限制载荷，将极限状态下的第二安装边壳体载荷最大值对应的组合状态下的内部气动载荷和外部载荷确定为发动机连接截面最大轴向极限载荷；最后根据安装边定心方式、传扭方式不同，分析获得发动机连接面最大传扭限制载荷和最大传扭极限载荷。实现了从所有内部气动载荷和外部载荷的组合中快速的载荷提取，从而支撑连接件、连接结构强度设计与验证，解决了传统人工选取方法遗漏概率大、结果可靠性不足等问题，同时使计算效率和计算精度提高。
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公开(公告)号：CN117972361B
公开(公告)日：2024-05-31
申请号：CN202410370344.5
申请日：2024-03-29
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明涉及航空发动机寿命损伤分析技术领域，公开了一种航空发动机关键件寿命预测方法及装置，通过数理分析对初始参数进行降维预处理后，建立关键件温度场分析模型及应力场分析模型，以此构建关键件高精度的平均应力寿命预测模型进行关键件的寿命预测。规避了初始参数数据因维度高数据量大产生噪音和冗余信息的干扰，从而导致关键件温度场分析模型及应力场分析模型出现欠拟合或者过拟合现象的问题，确保寿命预测的计算效率高、计算精度高、分析可靠性高，能够支撑发动机地面健康管理系统开展关键件疲劳损伤分析和寿命管理，提高发动机的维修性和经济性。
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公开(公告)号：CN117972361A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202410370344.5
申请日：2024-03-29
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F18/20 , G06F18/15 , G06F18/213 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06F30/17 , G06F119/02 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航空发动机寿命损伤分析技术领域，公开了一种航空发动机关键件寿命预测方法及装置，通过数理分析对初始参数进行降维预处理后，建立关键件温度场分析模型及应力场分析模型，以此构建关键件高精度的平均应力寿命预测模型进行关键件的寿命预测。规避了初始参数数据因维度高数据量大产生噪音和冗余信息的干扰，从而导致关键件温度场分析模型及应力场分析模型出现欠拟合或者过拟合现象的问题，确保寿命预测的计算效率高、计算精度高、分析可靠性高，能够支撑发动机地面健康管理系统开展关键件疲劳损伤分析和寿命管理，提高发动机的维修性和经济性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117473841B
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202311825527.3
申请日：2023-12-28
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院 , 西北工业大学
IPC: G06F30/23 , G06F30/17 , G16C60/00 , G06F119/02 , G06F119/04 , G06F111/08 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了考虑疲劳体积效应的轮盘低周疲劳寿命分析体方法及系统，本发明根据轮盘材料在双对数坐标系下寿命分别与弹性分量、塑性分量成线性关系，获得表征轮盘材料的疲劳性能的分散性参数，通过引入分散性参数随机化Manson‑Coffin公式，建立了轮盘材料应变疲劳概率模型；然后针对轮盘结构，引入包含危险体积信息的“体方法”进行轮盘应变疲劳可靠性分析，解决目前局部应力/应变法针对大体积、高应力梯度轮盘疲劳寿命预测误差大、甚至偏危险的不足。
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公开(公告)号：CN116186942A
公开(公告)日：2023-05-30
申请号：CN202310436502.8
申请日：2023-04-23
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/17 , G06F30/23 , G06F30/27 , G06N3/048 , G06N3/084 , G06F119/04 , G06F119/08
Abstract: 本发明的基于多层感知机的航空发动机压气机盘温度预测方法，包括发动机压气机盘性能设计数据，对有限元模型进行多工况计算，形成样本空间数据，所述样本空间数据进行无效值剔除或归一化处理；划分样本空间数据为训练集和测试集，样本空间数据中第一比例的数据作为训练集，第二比例的数据作为测试集；所述第一比例的值大于第二比例的值；根据所述训练集的数据建立模型，并网格搜索优化所建立模型的参数；将测试集的数据输入模型中，得到测试集对应的压气机盘温度预测结果，并与传统有限元方法迭代计算出的真实盘心温度值作对比。其计算精度高，计算速率快，适用性强。
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公开(公告)号：CN116124464A
公开(公告)日：2023-05-16
申请号：CN202310402836.3
申请日：2023-04-17
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G01M15/02 , G06F30/17 , G06F30/23 , G06F111/04 , G06F119/14 , G06F119/02 , G06F119/04 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了用于多级涡轮叶片动应力测量的轮缘引线结构及设计方法，轮缘引线结构通过在涡轮盘轮缘凸块上开设穿线孔，规避了涡轮叶片动应力测量引线路径绕过盘心或在轮盘辐板开孔的问题，既能够大大降低引线的失效概率，又可以保证轮盘的强度和寿命满足要求，且穿线孔易于加工成型。
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公开(公告)号：CN119023255A
公开(公告)日：2024-11-26
申请号：CN202411062229.8
申请日：2024-08-05
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G01M13/027 , G01M15/02 , G01M15/14
Abstract: 本发明提供了一种航空发动机轴类旋转弯矩加载解耦装置及加载方法，航空发动机轴类旋转弯矩加载解耦装置包括：加载盘，加载轴垂直设置在加载盘的圆心位置处；两组施力单元，呈正交方式间隔均布在加载盘上，且两组所述施力单元的施力交点位于加载盘的回转轴线上；两组解耦单元，呈正交方式间隔均布在加载盘上，且所述施力单元与所述解耦单元在加载盘的周向等距间隔交错设置，两组所述解耦单元的旋转轴线交点位于加载盘的回转轴线上。本解耦装置可以实现轴类试验件的拉/压力、旋转弯矩、扭矩同步解耦加载，通过机构运动副实现载荷之间的解耦控制，可适用于轴类沿中心的多维力动态加载试验，并在耦合载荷下考核轴类的强度和疲劳寿命测试。
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公开(公告)号：CN118130098B
公开(公告)日：2024-07-16
申请号：CN202410572145.2
申请日：2024-05-10
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明提供一种发动机轴类零件振扭比获取方法，包括以下步骤：步骤一、确定轴类零件贴片位置和方向；步骤二、根据轴类零件贴片确定振动扭矩频率；步骤三、获取试验下轴类零件贴片的测量数据；步骤四、根据振动扭矩频率分析测量数据；步骤五、根据测量数据的分析结果获取振扭比。根据仿真和发动机整机试验对比分析得到最大振扭比，从而获取了符合发动机特征的轴类零件振扭比，可根据发动机实际工况快速计算高周振动扭矩，支撑发动机轴类零件强度疲劳分析。
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