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公开(公告)号：CN118167704A
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202211570841.7
申请日：2022-12-08
Applicant: 中国航发商用航空发动机有限责任公司
Abstract: 本发明提供了一种减涡管及管式减涡器，涉及航空发动机结构强度技术领域。本发明的实施例提供的减涡管包括内管以及套设于内管外的外管，且内管与外管之间形成有安装间隙。减涡管还包括阻尼管，阻尼管安装在安装间隙内，阻尼管的至少部分外周面用于与外管接触，阻尼管的至少部分内周面用于与内管接触，且阻尼管能够相对内管和外管进行滑动，如此在减涡管发生振动时，外管和内管相对阻尼管的滑动产生摩擦力，对振动能量起到耗散作用，从而大幅降低减涡管的振动响应，提高减涡管的服役寿命，改善振动安全性问题。
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公开(公告)号：CN118167448A
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202211570856.3
申请日：2022-12-08
Applicant: 中国航发商用航空发动机有限责任公司
Abstract: 本发明提供了一种减涡管及管式减涡器，涉及航空发动机结构强度设计技术领域。本发明的实施例提供的减涡管包括相互连接的内管和外管，内管和外管之间形成有空穴，且该空穴的四周封闭设置。减涡管还包括填充在空穴中阻尼颗粒，阻尼颗粒用于在减涡管振动的情况下相对内管和外管运动，如此在阻尼颗粒与阻尼颗粒之间、阻尼颗粒与内管之间、阻尼颗粒与外管之间的相互运动产生的碰撞以及摩擦阻尼能够消耗减涡管的振动能量，从而起到降低减涡管振动的效率，有助于延长减涡管的服役寿命，进而延长减涡管形成的管式减涡器的服役寿命。
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公开(公告)号：CN117932990A
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202211254475.4
申请日：2022-10-13
Applicant: 中国航发商用航空发动机有限责任公司
IPC: G06F30/23 , G06F30/17 , G16C60/00 , G06F111/10 , G06F119/14 , G06F119/02
Abstract: 本发明公开了一种发动机风扇叶片的旋转试验方法、系统、设备和介质，所述旋转试验方法包括：获取发动机风扇叶片的多种失效模式；基于所述多种失效模式，获取每种所述失效模式对应的超转转速；基于所述超转转速，对所述发动机风扇叶片进行旋转试验，以获取多种失效模式的分析结果。本发明能够获取航空发动机风扇叶片的多种失效模式的超转转速，从而进行旋转试验，进而提高了航空发动机风扇叶片的旋转试验验证的全面性。
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公开(公告)号：CN112503029A
公开(公告)日：2021-03-16
申请号：CN201910870682.4
申请日：2019-09-16
Applicant: 中国航发商用航空发动机有限责任公司
IPC: F04D29/66
Abstract: 本发明提供一种减涡器组件，用于航空发动机压气机，其中，减涡管具有固定端和自由端，减涡管通过固定端固定，阻尼管通过螺纹副与减涡管的自由端连接。本发明还提供一种包括上述减涡器组件的航空发动机压气机。本发明提供的减涡器组件可以代替现有的减涡器组件，便于加工或装配。
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公开(公告)号：CN116857064A
公开(公告)日：2023-10-10
申请号：CN202210316043.5
申请日：2022-03-28
Applicant: 中国航发商用航空发动机有限责任公司
Abstract: 本发明涉及压气机、减涡器及减振方法，通过在所述减涡管上设置环段，在减涡管的工作状态下各相邻所述减涡管的所述环段分别相抵，形成整环结构，通过配置所述环段的长度、宽度或角度，并通过调节相邻所述环段的作用力大小，使得减涡管在振动时能通过所述环段的干摩擦及相互约束实现减涡器的减振。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116484489A
公开(公告)日：2023-07-25
申请号：CN202210049516.X
申请日：2022-01-17
Applicant: 中国航发商用航空发动机有限责任公司
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种叶型优化方法，包括下述步骤：获取初始叶型；获取初始叶型的初始叶型重心以及初始应力比值，初始应力比值是初始叶型的压力面与吸力面的应力比值；通过重心调整系数、初始应力比值以及满足强度设计应力平衡要求的应力比值获取重心调整量；根据初始叶型重心以及重心调整量，获取调整叶型重心；采用积叠线局部调整方法，对初始叶型进行罩量调整，获得叶型重心为调整叶型重心的调整叶型。本发明还提供一种实现上述叶型优化方法的叶型优化系统。上述叶型优化方法及系统可以提高工作效率。
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公开(公告)号：CN114483219A
公开(公告)日：2022-05-13
申请号：CN202011155499.5
申请日：2020-10-26
Applicant: 中国航发商用航空发动机有限责任公司
Abstract: 提供减涡器、减涡管及设置减涡管的方法，其中的减涡管包括基段、延伸段。其中基段具有基段第一端和基段第二端，该基段第一端用于安装在减涡器的支撑环上；以及延伸段具有延伸段第一端和延伸段第二端，其中，该基段第二端和该延伸段第一端可防松地螺纹连接，该延伸段第二端借此设置成该减涡管的自由端。该减涡管的抗振能力得到提高。
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公开(公告)号：CN113418709B
公开(公告)日：2022-01-25
申请号：CN202110971481.0
申请日：2021-08-24
Applicant: 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司 , 中国航发商用航空发动机有限责任公司
Abstract: 本发明涉及一种机匣包容试验装置及其设计方法。该设计方法包括步骤：S1，对带有静子叶片的机匣进行包容试验，经动力学分析，获得转子叶片飞出穿透机匣时机匣的关键点的变形量及转子叶片飞出的初速度和飞出角度；S2，按照刚度接近原则设计加强环的初始模型；S3，用加强环的初始模型替换静子叶片，对机匣进行包容试验并进行动力学分析；S4，比较步骤S1和S3的动力学分析结果，若两者差异超过5％，则修正加强环的尺寸，执行步骤S3。本发明提出了一种机匣包容试验装置及其设计方法，能在降低包容试验成本的同时保证试验的准确性，为机匣包容性设计与适航取证工作提供支持。
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公开(公告)号：CN113418709A
公开(公告)日：2021-09-21
申请号：CN202110971481.0
申请日：2021-08-24
Applicant: 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司 , 中国航发商用航空发动机有限责任公司
Abstract: 本发明涉及一种机匣包容试验装置及其设计方法。该设计方法包括步骤：S1，对带有静子叶片的机匣进行包容试验，经动力学分析，获得转子叶片飞出穿透机匣时机匣的关键点的变形量及转子叶片飞出的初速度和飞出角度；S2，按照刚度接近原则设计加强环的初始模型；S3，用加强环的初始模型替换静子叶片，对机匣进行包容试验并进行动力学分析；S4，比较步骤S1和S3的动力学分析结果，若两者差异超过5％，则修正加强环的尺寸，执行步骤S3。本发明提出了一种机匣包容试验装置及其设计方法，能在降低包容试验成本的同时保证试验的准确性，为机匣包容性设计与适航取证工作提供支持。
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公开(公告)号：CN117669279A
公开(公告)日：2024-03-08
申请号：CN202211037368.6
申请日：2022-08-26
Applicant: 中国航发商用航空发动机有限责任公司
IPC: G06F30/23 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/02
Abstract: 本发明公开了一种适航符合性的验证方法，所述验证方法用于验证发动机的风扇和机匣耦合振动的适航符合性，包括：获取所述机匣的验证模型和所述风扇的验证模型；根据所述风扇的验证模型和所述机匣的验证模型确定耦合共振点；比对所述耦合共振点与预设飞行模式的区间频率，并根据比对结果建立所述机匣和风扇的组件模型；对所述组件模型进行碰磨仿真，根据所述碰磨仿真的结果进行碰磨试验，以根据所述碰磨试验的结果确定所述发动机的风扇和机匣的适航符合性。采用本发明，能够提升适航符合性的通过率；此外，通过以上的验证步骤，也能在某一步骤出现问题时，进行复盘反推，避免重新验证而导致的效率低下。
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