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公开(公告)号：CN111843124A
公开(公告)日：2020-10-30
申请号：CN202010639030.2
申请日：2020-07-06
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
IPC: B23K9/16 , B23K9/025 , B23K9/32 , C22F3/00 , B23K103/14
Abstract: 本发明涉及一种基于激光冲击的金属焊接方法及系统，当焊枪完成每一个焊接子过程时，检测焊接对象的焊缝的温度，当焊缝的温度降低到预设温度阈值时，启动激光器，对焊缝进行激光冲击强化，同时，施加磁场，激光器输出的激光束穿过该磁场，且该磁场覆盖焊缝表面，约束激光器输出的激光束在焊缝表面诱导的等离子体，使等离子体的带电粒子的洛伦茨力指向焊缝，约束等离子体的带电粒子向激光入射方向膨胀，起到水约束和高温硅油约束的作用，同时，避免出现水约束和高温硅油约束出现的缺陷，同时磁场与每个带电粒子发生作用，加速电子的运动速度，加剧等离子体反应，提高等离子体对激光能量的吸收效果。
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公开(公告)号：CN104596874A
公开(公告)日：2015-05-06
申请号：CN201510032585.X
申请日：2015-01-22
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学航空航天工程学院
IPC: G01N3/56
Abstract: 本发明公开了一种航空发动机叶片砂尘多工位旋转冲蚀试验装置，包括高压气源、砂尘供给与气体混合装置、测试系统及控制平台、电机及用于安装待试验试件的试件安装装置；所述电机的输出轴与试件安装装置相连接；所述高压气源包括空气压缩机、高压储气罐、气体压力表及空气干燥机；所述砂尘供给与气体混合装置包括液体储存罐、砂尘调节阀、供砂装置、液体流量调节阀、漏斗型混合仓、气砂混合器及拉瓦管；所述测试系统及控制平台包括供气系统控制器、沙量控制器、湿度控制器及旋转试验系统控制器。本发明可以精确的模拟不同流量及湿度的砂尘对航空发动机叶片冲刷的影响，同时可以模拟高速转速下航空发动机叶片的冲蚀损伤。
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公开(公告)号：CN119308755A
公开(公告)日：2025-01-14
申请号：CN202411446748.4
申请日：2024-10-16
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
Abstract: 本发明一种转子发动机用可调式多燃料射流高空点火装置，包括射流点火装置、调节装置、转子发动机本体、喷油系统和控制系统；射流点火装置一端安装于转子发动机本体的缸体上，另一端与调节装置连接，喷油系统安装于转子发动机本体的进气道与射流点火装置，用于航煤进气预混、汽油缸内直喷；控制系统一方面与射流点火装置的火花塞和喷油系统末端连接，另一方面通过驱动电机控制调节装置，进而调节转子发动机本体的燃烧室内胆偏转角度。本发明提出发动机主动式预燃室结构，通过缸压传感器测量不同海拔下缸内压力，并调节辅助燃料喷射量与射流孔数量，利用预燃室高温射流点燃主燃烧室内预混的混合气，实现低压环境下的航煤、汽油混合燃料高效、充分燃烧，提供发动机高空动力性能，降低排放。
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公开(公告)号：CN116622978A
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202310499749.4
申请日：2023-05-05
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
Abstract: 本发明提供一种移动式动光束激光冲击强化设备及强化方法，包括：移动平台；激光器，设置于所述移动平台上，用以产生脉冲激光；第一动光机构，用以多角度调节所述脉冲激光，所述第一动光机构包括：第一反射组件，靠近所述激光器的发射端，用以反射所述脉冲激光；第二反射组件，与所述第一反射组件对应，以反射所述脉冲激光；以及第一聚焦模块，设置于所述第二反射组件的一侧，以聚焦所述脉冲激光；第二动光机构，用以调节所述脉冲激光辐照的位置；水约束层施加机构，设置于所述第一动光机构的输出端，以使所述脉冲激光通过所述水约束层对待加工件进行加工。本发明集成度高，移动便捷，适用于大型结构的现场强化加工。
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公开(公告)号：CN116539267A
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202310409586.6
申请日：2023-04-17
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
Abstract: 本发明提供一种航空发动机叶片外物打伤的模拟试验装置，包括：试验管道；高压气源，连接于所述试验管道的一端，用以产生气流；叶片试验机构，连接于所述试验管道的另一端，用以转动安装试验叶片；外物投放器，设置于所述试验管道的侧壁上，所述外物投放器位于所述高压气源和所述叶片试验机构之间，用以投放外物；旋流器，设置于所述试验管道内，且所述旋流器位于所述外物投放器和所述叶片试验机构之间，用以改变所述气流的方向；其中，所述外物与所述气流混合后，经过所述旋流器流向所述试验叶片。本发明结构简单、试验参数可调，可有效模拟航空发动机叶片旋转状态下的外物打伤过程及损伤特征。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111843124B
公开(公告)日：2021-11-19
申请号：CN202010639030.2
申请日：2020-07-06
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
IPC: B23K9/16 , B23K9/025 , B23K9/32 , C22F3/00 , B23K103/14
Abstract: 本发明涉及一种基于激光冲击的金属焊接方法及系统，当焊枪完成每一个焊接子过程时，检测焊接对象的焊缝的温度，当焊缝的温度降低到预设温度阈值时，启动激光器，对焊缝进行激光冲击强化，同时，施加磁场，激光器输出的激光束穿过该磁场，且该磁场覆盖焊缝表面，约束激光器输出的激光束在焊缝表面诱导的等离子体，使等离子体的带电粒子的洛伦茨力指向焊缝，约束等离子体的带电粒子向激光入射方向膨胀，起到水约束和高温硅油约束的作用，同时，避免出现水约束和高温硅油约束出现的缺陷，同时磁场与每个带电粒子发生作用，加速电子的运动速度，加剧等离子体反应，提高等离子体对激光能量的吸收效果。
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公开(公告)号：CN104596874B
公开(公告)日：2017-02-22
申请号：CN201510032585.X
申请日：2015-01-22
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学航空航天工程学院
IPC: G01N3/56
Abstract: 本发明公开了一种航空发动机叶片砂尘多工位旋转冲蚀试验装置，包括高压气源、砂尘供给与气体混合装置、测试系统及控制平台、电机及用于安装待试验试件的试件安装装置；所述电机的输出轴与试件安装装置相连接；所述高压气源包括空气压缩机、高压储气罐、气体压力表及空气干燥机；所述砂尘供给与气体混合装置包括液体储存罐、砂尘调节阀、供砂装置、液体流量调节阀、漏斗型混合仓、气砂混合器及拉瓦管；所述测试系统及控制平台包括供气系统控制器、沙量控制器、湿度控制器及旋转试验系统控制器。本发明可以精确的模拟不同流量及湿度的砂尘对航空发动机叶片冲刷的影响，同时可以模拟高速转速下航空发动机叶片的冲蚀损伤。
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公开(公告)号：CN119307850A
公开(公告)日：2025-01-14
申请号：CN202411454288.X
申请日：2024-10-17
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
Abstract: 本发明提供一种航空转子发动机用耐磨密封涂层及其制备方法，包括过渡层和面层，过渡层覆盖在转子发动机型面上，具体为NiCrAlY相；面层覆盖在过渡层上，具体包括NiCr‑Cr3C2粘接硬质相和Mo@Ag@Ni金属润滑相，Mo@Ag@Ni金属润滑相为Ag包覆Mo，Ni包覆Ag的核壳结构复合粉体。本发明结合核壳结构Mo@Ag@Ni金属润滑相良好的润滑效果和NiCr‑Cr3C2金属陶瓷基耐磨涂层良好的耐磨性，大幅度改善了传统密封涂层在模拟发动机工况下的耐磨性能，解决了涂层材料在经过变温、高载循环摩擦后的失效问题，提升了涂层的耐磨服役寿命，为这类耐磨密封涂层在发动机上的应用提供理论基础，能够满足实际需要。
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公开(公告)号：CN117020221A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202310926919.2
申请日：2023-07-26
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
IPC: B22F10/25 , B22F10/50 , B22F10/66 , B22F10/64 , B33Y10/00 , B33Y40/10 , B33Y40/20 , C21D10/00 , C22F3/00 , B23P6/04
Abstract: 本发明公开一种用于大型装备的结构损伤复合修复方法，该方法包括以下步骤：确认大型装备结构损伤部位，进行原位材料去除并采用机械磨抛实现型面尺寸和表面质量一次修整；将高能超声波激励模块设置于靠近完成一次修整的结构损伤部位的位置处，启动高能超声波激励模块对结构损伤部位进行超声波激励；进行超声波激励的同时，通过定向能沉积对结构损伤部位进行增材修复形成修补区域；对修补区域进行二次修整；使用激光冲击强化设备对完成二次修整的修补区域进行激光冲击强化表面处理；本发明具有原理简单、可操作性强，结构不增重、抗疲劳性能高，技术复合性能好，工程适用性好等特点，可适用于飞机、高铁、船舶等重大装备大型结构损伤的原位修复。
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公开(公告)号：CN116522525A
公开(公告)日：2023-08-01
申请号：CN202310377254.4
申请日：2023-04-10
Applicant: 中国人民解放军空军工程大学
Abstract: 本发明提供一种航空发动机叶片外物损伤特征的复现方法及系统，包括基于发动机叶片上的真实外物损伤，获取发动机叶片的外物损伤特征数据；提取损伤位置处的叶片形状特征数据，并基于叶片形状特征数据制作模拟叶片；建立损伤实验方法对应的三维仿真模型；基于预设的外物损伤条件参数，采用三维仿真模型进行仿真测试，以获取对应的仿真损伤特征数据；基于仿真损伤特征数据与外物损伤特征数据之间的差异数据，对外物损伤条件参数进行优化，以获取目标损伤条件参数；基于目标损伤条件参数，利用损伤实验方法对模拟叶片进行外物损伤实验，以使真实外物损伤复现于模拟叶片上。本发明能够高精度地复现航空发动机叶片上的真实外物损伤。
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