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公开(公告)号：CN106021708A
公开(公告)日：2016-10-12
申请号：CN201610327935.X
申请日：2016-05-17
Applicant: 上海交通大学
CPC classification number: G06F17/5095 , G16Z99/00
Abstract: 一种轴流压气机上限流量测试方法，首先根据压气机的几何参数和边界条件经前处理构造出适于流线曲率法计算的流道，而后设定上限流量的初始迭代值及其递增量、迭代次数，每个迭代步中进行流场计算和上限流量判别，直至判断出上限流量，终止时的迭代值作为上限流量，最后记录上限流量并对其评估，本发明预测跨声速工况上限流量精度高，不依赖压气机经验数据库，节省了设计方案所需的成本，计算流程模块化，与流场计算结果耦合，可靠性高。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104595032A
公开(公告)日：2015-05-06
申请号：CN201410663018.X
申请日：2014-11-19
Applicant: 上海交通大学
CPC classification number: Y02T50/44
Abstract: 本发明涉及一种多风扇超大涵道比涡轮推力系统，包括变频器(1)、燃气涡轮-发电机单元(2)、电机-风扇推进单元(3)、导电电缆(4)、燃料传输管道(5)和液态燃料储存罐(6)，所述的燃气涡轮-发电机单元(2)、变频器(1)、电机-风扇推进单元(3)依次通过导电电缆(4)连接，所述的液态燃料储存罐(6)通过燃料传输管道(5)与气涡轮-发电机单元(2)连接，所述的燃料传输管道(5)中的气化部分管道布置在电机-风扇推进单元(3)上。与现有技术相比，本发明具有在大型民用客机上实现了发动机的超高涵道比，同时有效地降低了重量和进气面积等优点。
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公开(公告)号：CN106021708B
公开(公告)日：2019-06-18
申请号：CN201610327935.X
申请日：2016-05-17
Applicant: 上海交通大学
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种轴流压气机上限流量测试方法，首先根据压气机的几何参数和边界条件经前处理构造出适于流线曲率法计算的流道，而后设定上限流量的初始迭代值及其递增量、迭代次数，每个迭代步中进行流场计算和上限流量判别，直至判断出上限流量，终止时的迭代值作为上限流量，最后记录上限流量并对其评估，本发明预测跨声速工况上限流量精度高，不依赖压气机经验数据库，节省了设计方案所需的成本，计算流程模块化，与流场计算结果耦合，可靠性高。
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公开(公告)号：CN104346499B
公开(公告)日：2017-10-10
申请号：CN201410663693.2
申请日：2014-11-19
Applicant: 上海交通大学
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种基于计算机平台的多风扇涡轮发动机设计方法，包括以下步骤：1)使用NSGA‑II多目标遗传算法分析设计变量的设计权重，并设定设计参数的迭代次数和增量；2)设计参数输入推进系统设计单元；3)进行推进系统机构布局，设计点热力性能、流场分布和非设计点工作性能进行模拟计算，得到推进系统的结构参数和性能参数；4)把得到推进系统结构参数和性能参数输入飞推一体化设计单元；5)进行飞行器和推进系统的一体化设计；6)把各项计算性能参数输入整体优化模块中进行总体性能评估，记录评估结果。与现有技术相比，本发明具有大幅缩短整机设计周期和成本等优点。
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公开(公告)号：CN104595032B
公开(公告)日：2016-08-24
申请号：CN201410663018.X
申请日：2014-11-19
Applicant: 上海交通大学
CPC classification number: Y02T50/44
Abstract: 本发明涉及一种多风扇超大涵道比涡轮推力系统，包括变频器(1)、燃气涡轮?发电机单元(2)、电机?风扇推进单元(3)、导电电缆(4)、燃料传输管道(5)和液态燃料储存罐(6)，所述的燃气涡轮?发电机单元(2)、变频器(1)、电机?风扇推进单元(3)依次通过导电电缆(4)连接，所述的液态燃料储存罐(6)通过燃料传输管道(5)与气涡轮?发电机单元(2)连接，所述的燃料传输管道(5)中的气化部分管道布置在电机?风扇推进单元(3)上。与现有技术相比，本发明具有在大型民用客机上实现了发动机的超高涵道比，同时有效地降低了重量和进气面积等优点。
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公开(公告)号：CN104346499A
公开(公告)日：2015-02-11
申请号：CN201410663693.2
申请日：2014-11-19
Applicant: 上海交通大学
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种基于计算机平台的多风扇涡轮发动机设计方法，包括以下步骤：1)使用NSGA-II多目标遗传算法分析设计变量的设计权重，并设定设计参数的迭代次数和增量；2)设计参数输入推进系统设计单元；3)进行推进系统机构布局，设计点热力性能、流场分布和非设计点工作性能进行模拟计算，得到推进系统的结构参数和性能参数；4)把得到推进系统结构参数和性能参数输入飞推一体化设计单元；5)进行飞行器和推进系统的一体化设计；6)把各项计算性能参数输入整体优化模块中进行总体性能评估，记录评估结果。与现有技术相比，本发明具有大幅缩短整机设计周期和成本等优点。
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