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公开(公告)号：CN117869940A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202410149186.0
申请日：2024-02-02
Applicant: 南昌航空大学
Abstract: 本发明公开了一种驻涡式微型燃气涡轮发动机燃烧室，属于微型燃气涡轮发动机技术领域，包括机匣、扩压器和火焰筒，所述火焰筒为单凹腔结构，且所述火焰筒的内部分为主燃区、中间区和掺混区三个区域，所述主燃区设置于所述火焰筒的凹腔处，所述凹腔的前后壁面上分别开设有前进气口和后进气口，所述中间区设置于所述主燃区的下方，所述掺混区设置于所述火焰筒的排气口的内侧。本发明采用上述一种驻涡式微型燃气涡轮发动机燃烧室，可以满足高效燃烧、可靠点火及地面起动、在更宽广的进气参数下保持火焰稳定、可靠工作、降低燃烧排放污染的要求，有效的解决了高原低压低氧环境下涡喷发动机燃烧室面临的众多技术难题。
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公开(公告)号：CN117759953A
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202410142865.5
申请日：2024-01-31
Applicant: 南昌航空大学
IPC: F23R3/18
Abstract: 本发明公开了一种高原涡喷发动机燃烧室凹腔稳焰方法，涉及发动机稳焰方法技术领域，包括以下步骤：加热空气并对加热后的空气进行加速，得到均匀的超声速气流，使凹腔内低速回流与高速主气流形成剪切，形成具有稳焰作用的稳定点火源；结合高原环境的大气数据，根据燃烧室的规格以及恒功率燃油量，确定燃烧温度以及燃烧室的内部气压，依据燃烧室的内部气压参数确定点火装置的相关参数，并对燃烧室的内部气压、温度进行反馈调整，使其维持在指定范围内。本发明通过上述方法及结构，解决了传统燃烧室无法及时做出适应高原环境的调节，造成空燃比失衡，无法稳定火焰，使燃烧效率下降的问题。
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公开(公告)号：CN117131723A
公开(公告)日：2023-11-28
申请号：CN202310940764.8
申请日：2023-07-28
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所 , 南昌航空大学
IPC: G06F30/23 , G01N23/046 , G06F113/10 , G06F119/02 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于疲劳试验检测方法的技术领域，公开了一种增材制造技术制作的离心叶轮疲劳试验检测方法，通过逆向工程重建离心叶轮的三维模型；基于有限元分析软件计算离心叶轮在目标转速下的应力分布；制作光棒试样进行疲劳试验并预测在最大应力下的疲劳寿命，对离心叶轮的CT断层扫描时，若达到最小损伤缺陷达时，应当终止；进行循环试车试验；利用CT断层扫描技术对离心叶轮进行探查损伤，若CT断层扫描显示叶轮中出现大于最小损伤缺陷时，试验终止；若CT断层扫描显示叶轮中未出现大于最小损伤缺陷时，继续试验。本发明解决了通过增材制造技术制造的离心叶轮低循环疲劳试验的问题，可用于填补增材制造技术制作的离心叶轮在寿命试验检测方面的空白。
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公开(公告)号：CN116484736A
公开(公告)日：2023-07-25
申请号：CN202310463059.3
申请日：2023-04-26
Applicant: 江苏蓝芯航空航天科技有限公司 , 南昌航空大学
IPC: G06F30/27 , G06F30/17 , G06N3/044 , G06N3/048 , G06N3/084 , G06F119/04 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本发明属于热机械疲劳寿命预测技术领域，公开了一种基于人工智能的航空发动机涡轮盘疲劳寿命预测模型，包括S1、获得试验数据S2、对试验数据集进行特征筛选；S3、将特征数据组进行模型训练；S4、对训练数据集和预测数据集的最大应力预测结果进行判定；S5、输出预测数据集最大应力预测结果；S6、寻找特征数据组与热机械疲劳寿命之间的关系；S7、建立热机械寿命预测数学模型；S8、将预测数据集最大应力代入预测数学模型中，预测得到涡轮盘热机械疲劳寿命；本发明解决了现有技术通过预测涡轮盘的热机械疲劳寿命的试验成本高、周期长、未试验点的寿命预测精度较低的问题，适用于航空发动机涡轮盘热机械疲劳寿命的预测。
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公开(公告)号：CN116482136A
公开(公告)日：2023-07-25
申请号：CN202310462850.2
申请日：2023-04-26
Applicant: 江苏蓝芯航空航天科技有限公司 , 南昌航空大学
IPC: G01N23/046 , G01M15/14
Abstract: 本发明公开了一种基于振动频率衰减的航空发动机涡轮叶盘损伤评估及方法，包括以下步骤：S1、测量初始陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘三阶固有频率；S2、按照设定转速n进行整机地面试车试验，测量试车后陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘三阶固有频率；S3、计算固有频率衰退参数根据固有频率衰退参数判断整体涡轮叶盘静强度是否失效，若失效则进入步骤S5，否则重复步骤S2；S4、使用CT扫描无损检测判断损伤大小及位置。本发明能够准确、无损地评价陶瓷基复合材料整体涡轮盘质量。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115261754B
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202210868929.0
申请日：2022-07-22
Applicant: 南昌航空大学
Abstract: 本发明提供了激光复合增材制造双晶组织镍基高温合金整体热处理方法，该热处理方法包括：将双晶组织镍基高温合金依次进行去应力退火、低温固溶处理和时效处理；所述的去应力退火指在450～600℃保温4～8小时并炉冷，所述低温固溶处理指在1000～1030℃保温0.5～2小时并水冷，所述时效处理是指在700～810℃保温8～12小时并水冷。本发明所述热处理方法可保证激光复合增材制造镍基高温合金增材区仍保持柱状晶组织，且Laves脆性相数量减少；保证锻造或铸造等轴晶区晶仍保持细小等轴晶特征。以上热处理方法适合具有等轴晶+柱状晶双组织特征的涡轮盘类零件的热处理，可避免高温固溶热处理对等轴晶区组织的影响。
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公开(公告)号：CN115355535A
公开(公告)日：2022-11-18
申请号：CN202210771036.4
申请日：2022-06-30
Applicant: 南昌航空大学
Abstract: 本发明公开了一种涡喷发动机的蒸发管导向器一体化结构，包括导向器轮缘、导向器叶片和封严盘，所述导向器叶片设置在所述导向器轮缘与所述封严盘形成的环腔内，所述导向器叶片一端与所述导向器轮缘固定连接，所述导向器叶片另一端与所述封严盘固定连接，所述导向器轮缘的上表面设置有蒸发管连接环，所述蒸发管连接环上设置有直型蒸发管，所述直型蒸发管上设置有喷嘴，所述导向器轮缘上设置有固定薄板，所述固定薄板上设置有螺栓孔，本发明通过直型蒸发管与导向器轮缘上的蒸发管连接环从而实现一体化结构，减少了在蒸发管和导向器间的热量损耗，提高了发动机的整体效率。
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公开(公告)号：CN114484507A
公开(公告)日：2022-05-13
申请号：CN202210249711.7
申请日：2022-03-15
Applicant: 南昌航空大学
IPC: F23R5/00
Abstract: 本发明提供了一种球形进气式粉末燃料供给装置。所述球形进气式粉末燃料供给装置包括粉箱直段端盖、设于所述粉箱直段端盖一端的粉箱后端盖、相对于所述粉箱后端盖设于所述粉箱直段端盖另一端的锥形流化筒套盖，以及设于所述粉箱直段端盖内的平板刚性活塞，所述粉箱直段端盖、所述平板刚性活塞以及所述锥形流化筒套盖围合而成的空间为用于容纳粉末燃料的流化室，所述空腔内设有球形出气室和设于所述球形出气室上的直段流化气供气管，所述直段流化气供气管上远离所述球形出气室的一端经由所述锥形流化筒套盖伸出至外界，所述粉箱后端盖上开设有驱动气体进气孔和法兰孔。本发明的球形进气式粉末燃料供给装置流化性能较好。
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公开(公告)号：CN114034552A
公开(公告)日：2022-02-11
申请号：CN202111528549.4
申请日：2021-12-14
Applicant: 南昌航空大学
Abstract: 本发明涉及一种复合材料缺口平板高温剪切测试夹具，包括左夹持块、右夹持块、基座、导轨、安装垫块，所述左夹持块固定在所述基座上的左侧，所述导轨设置在基座上的右侧，所述右夹持块通过导轨安装在基座上，所述安装垫块垫在所述右夹持块下方，使得所述左夹持块和右夹持块的夹持口的底部平齐，便于安装待测试的缺口平板试样。本发明通过采用楔形顶块定位、约束平板试样的方式，能够对缺口平板试样进行完全固定，解决了试样装夹不稳、试验过程容易失稳侧滑的问题，保证缺口平板试样受到纯剪切载荷，从而确保剪切试验的成功和试验结果的准确性。并且测试夹具型式简单，夹具尺寸小，能够应用于高温环境下缺口平板的剪切测试。
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公开(公告)号：CN113047979A
公开(公告)日：2021-06-29
申请号：CN202110357186.6
申请日：2021-04-01
Applicant: 南昌航空大学
Abstract: 本发明涉及一种用于带内斜切或扇形处理波瓣喷管的波瓣形波峰。以一个垂直于喷管轴线的横截面，切除带内斜切或扇形处理波瓣喷管外波瓣在横截面以后的部分，再从切除形成的新尾缘延伸出波瓣形扰流片，形成波瓣形波峰。波瓣形波峰由两侧小波峰，中间小波谷，及连接小波峰、小波谷的两小侧壁组成。本发明的优点和取得的有益效果为：采用波瓣形波峰的波瓣喷管，在引射进气和冲压进气情况下的掺混效率高。
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