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公开(公告)号：CN118657033B
公开(公告)日：2024-11-15
申请号：CN202411147375.0
申请日：2024-08-21
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/23 , G06F17/18 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种低压转子残余不平衡量最佳相位关系设计方法及系统，通过有限元方法对发动机双转子系统进行临界转速分析，确定试验中容易激起的危险振型。接着针对危险振型对发动机转子进行振动响应的敏感性分析，选取风扇转子振动响应最大的两个考核截面作为动平衡校正面，并选取低压涡轮转子振动响应最大的两个考核截面作为动平衡校正面；采用正交试验法对选取的四个动平衡校正面的残余不平衡量的相位角进行匹配，获得低压转子在危险振型下振动响应最小的最佳相位角匹配关系，得到各动平衡校正面相位关系的最优组合方案，即为低压转子的最佳残余不平衡量最佳相位关系，从而指导风扇转子及低涡转子的组合装配工作。
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公开(公告)号：CN118734444A
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202410792091.0
申请日：2024-06-19
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种考虑阻尼器油膜刚度的转子动力模型修正方法，在构建转子动力模型时，利用阻尼器油膜刚度对转子动力模型进行修正。本发明解决了现有技术存在的以下问题：航空发动机转子故障诊断中，转子动力学模型未考虑支点阻尼器实际油膜刚度，动力学评估结果与实际状态偏差较大。
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公开(公告)号：CN117609749A
公开(公告)日：2024-02-27
申请号：CN202410078107.1
申请日：2024-01-19
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F18/21 , G01H17/00 , G01M15/14 , G06F18/213 , G06F18/2433 , G06F30/17 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于航空发动机领域，涉及发动机故障诊断技术，提供了一种基于过临界特征的发动机整机振动故障诊断方法，包括：基于转子动力学分析技术获取发动机各阶的临界特征理论值；多次起动发动机整机振动试验，获取发动机每次起动时各阶的振动数据；依据临界特征理论值，识别振动数据中发动机每次起动时各阶的临界特征实测值作为过临界特征，绘制过临界特征实测值随起动次数的变化曲线；基于变化曲线，获取发动机多次起动的过临界特征带宽；定义带宽限制值，并依据过临界特征带宽对发动机进行整机振动故障诊断，获取诊断结果。上述方法具有诊断结果可靠、满足工程需要的优点，其能够解决现有的航空发动机过临界振动特征分析方法的不完善问题。
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公开(公告)号：CN114151146A
公开(公告)日：2022-03-08
申请号：CN202111222234.7
申请日：2021-10-20
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明提供了一种多联带冠涡轮转子叶片气流激振力参数的获取方法，包括：步骤一、通过流场数值分析方法获得上级导向叶片出口流场一个周期的激振力时域信号；步骤二、对步骤一中一个周期的激振力时域信号进行连续多次取值，并计算对应扇区所受的总激振力；步骤三、根据步骤二中的总激振力与步骤二的连续取值数量计算单个叶片所受的实际激振力；步骤四、对单个叶片所受的实际激振力进行傅里叶信号分析，获得单个叶片气流激振力各阶次下的幅值‑频率特性。本发明在进行多联带冠涡轮转子叶片设计阶段时，实现了叶片激振力的定量表征，为多联带冠涡轮叶片结构设计方案筛选提供数据支撑，能够减小叶片疲劳失效风险，达到提高设计质量的目的。
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公开(公告)号：CN118583497A
公开(公告)日：2024-09-03
申请号：CN202410793745.1
申请日：2024-06-19
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G01M13/045 , G01M15/14
Abstract: 本申请公开了一种基于机匣振动监测的航空发动机薄壁轴承故障诊断方法，包括分析发动机转子动力学特性、确定发动机机匣振动监测点、采集机匣振动测点的转子二倍频振动幅值、确定转子二倍频幅值限制值、发动机轴承振动故障诊断。本发明通过采集分析机匣振动特征，实现了未配装机载健康诊断装置的低成本航空发动机和型号研制初期发动机的薄壁轴承运行状态监测评估，已经成功应用于某小型低成本涡扇发动机薄壁轴承故障诊断，并经过多台整机验证，满足工程需要。本发明所提出的航空发动机薄壁轴承故障诊断技术，对及早发现薄壁轴承故障，阻止薄壁轴承故障进一步劣化，保证航空发动机健康运行，提供具有工程实用价值的有效途径。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114151146B
公开(公告)日：2023-05-05
申请号：CN202111222234.7
申请日：2021-10-20
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明提供了一种多联带冠涡轮转子叶片气流激振力参数的获取方法，包括：步骤一、通过流场数值分析方法获得上级导向叶片出口流场一个周期的激振力时域信号；步骤二、对步骤一中一个周期的激振力时域信号进行连续多次取值，并计算对应扇区所受的总激振力；步骤三、根据步骤二中的总激振力与步骤二的连续取值数量计算单个叶片所受的实际激振力；步骤四、对单个叶片所受的实际激振力进行傅里叶信号分析，获得单个叶片气流激振力各阶次下的幅值‑频率特性。本发明在进行多联带冠涡轮转子叶片设计阶段时，实现了叶片激振力的定量表征，为多联带冠涡轮叶片结构设计方案筛选提供数据支撑，能够减小叶片疲劳失效风险，达到提高设计质量的目的。
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公开(公告)号：CN112287477B
公开(公告)日：2022-11-22
申请号：CN202011106915.2
申请日：2020-10-16
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/17 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/02 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供一种基于气流激振的涡轮导向器大小叶片布局方法，所述方法包括：获得至少两个导向器大小叶片布局方案；对所述至少两个导向器大小叶片布局方案分别进行流场数值仿真，获得发动机最大状态的导向器出口流场特性，所述导向器出口流场特性包括总压数据和总温数据；根据所述导向器出口流场特性，提取发动机最大状态导向器出口流场在相对腔高预设位置处的总压数据；分别对每个导向器大小叶片布局方案下出口流场的相对腔高预设位置处的总压数据进行频谱分析，获得对应的气流激振力幅频特性；对各个导向器大小叶片布局方案对应的气流激振力幅频特性进行对比分析，筛选出最优设计方案，作为最终的导向器大小叶片布局方案。
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公开(公告)号：CN112287477A
公开(公告)日：2021-01-29
申请号：CN202011106915.2
申请日：2020-10-16
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/17 , G06F30/23 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/02 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供一种基于气流激振的涡轮导向器大小叶片布局方法，所述方法包括：获得至少两个导向器大小叶片布局方案；对所述至少两个导向器大小叶片布局方案分别进行流场数值仿真，获得发动机最大状态的导向器出口流场特性，所述导向器出口流场特性包括总压数据和总温数据；根据所述导向器出口流场特性，提取发动机最大状态导向器出口流场在相对腔高预设位置处的总压数据；分别对每个导向器大小叶片布局方案下出口流场的相对腔高预设位置处的总压数据进行频谱分析，获得对应的气流激振力幅频特性；对各个导向器大小叶片布局方案对应的气流激振力幅频特性进行对比分析，筛选出最优设计方案，作为最终的导向器大小叶片布局方案。
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公开(公告)号：CN119720434B
公开(公告)日：2025-05-16
申请号：CN202510228552.6
申请日：2025-02-28
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/17 , G06F30/23 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及静子叶片减振设计技术领域，公开了一种静子叶片的等效摩擦阻尼比计算方法、系统、设备及介质，所述方法包括：获取弹簧约束模型中静子叶片上最大振动位移位置；通过仿真技术在最大振动位移位置施加单点周向激振力获取最大单点激振力、弹簧位移和激振点位移；依据弹簧位移计算弹簧连接位置的摩擦总能耗，依据激振点位移和最大单点激振力计算激振能量；依据激振能量和摩擦总能耗得到当前阻尼比，计算当前阻尼比与初始阻尼比的差值得到等效摩擦阻尼比。本发明的方法是基于能量方法的得到等效摩擦阻尼比的有限元仿真计算方法，可以评估缘板安装结构对静子叶片结构阻尼比。
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公开(公告)号：CN118657033A
公开(公告)日：2024-09-17
申请号：CN202411147375.0
申请日：2024-08-21
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/23 , G06F17/18 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种低压转子残余不平衡量最佳相位关系设计方法及系统，通过有限元方法对发动机双转子系统进行临界转速分析，确定试验中容易激起的危险振型。接着针对危险振型对发动机转子进行振动响应的敏感性分析，选取风扇转子振动响应最大的两个考核截面作为动平衡校正面，并选取低压涡轮转子振动响应最大的两个考核截面作为动平衡校正面；采用正交试验法对选取的四个动平衡校正面的残余不平衡量的相位角进行匹配，获得低压转子在危险振型下振动响应最小的最佳相位角匹配关系，得到各动平衡校正面相位关系的最优组合方案，即为低压转子的最佳残余不平衡量最佳相位关系，从而指导风扇转子及低涡转子的组合装配工作。
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