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公开(公告)号：CN116380472A
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202310652592.4
申请日：2023-06-05
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明提供了一种大涵道比发动机核心机试验中的进气装置，属于航空发动机试验技术领域，该装置用于在发动机核心机试验中模拟整机压力场，包括顺着气流方向依次设置的进口导流盆、空气流量测量段、扩张段以及发动机进口转接段，扩张段内设有用于对来流进行预分配的内套筒，内套筒与扩张段通过多个内外套筒支撑板连接。该进气装置通过在扩张通道内加入套筒的方式，一方面减小了空气流量测量处流量管的直径，使其内气流马赫数处于0.2～0.6之间；另一方面，改变了扩张通道内的流量分配，使核心机进口处外机匣附近总压更高，更接近整机环境下核心机进口处的压力场分布，试验结果更接近整机环境下的核心机性能。
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公开(公告)号：CN114170132B
公开(公告)日：2023-05-05
申请号：CN202111223563.3
申请日：2021-10-20
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本申请提供了一种基于机器视觉的流量管静压孔质量检测方法及系统，属于航空发动机技术领域，方法具体包括获取标准静压孔图像；在与标准静压孔图像相同的测试条件下，利用摄像设备对待测静压孔进行拍摄，获得待测静压孔的锐边质量图像；利用静压孔标准块在待测静压孔内做上下移动，通过摄像设备以光斑采样方式获得待测静压孔的垂直度序列图像；基于标准静压孔图像，分别对锐边质量图像和垂直度序列图像进行机器视觉图像处理，获取标准静压孔图像和锐边质量图像的差值并判断待测静压孔的锐边质量，以及获取垂直度序列图像的光斑图像检测结果并判断待测静压孔的垂直度质量。通过本申请的处理方案，满足了高精度静压孔质量检测要求。
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公开(公告)号：CN115597757A
公开(公告)日：2023-01-13
申请号：CN202211062672.6
申请日：2022-08-31
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院(CN)
Abstract: 本发明公开了一种基于加速度和速度补偿的动态推力测量的方法，属于航空航天测试技术领域，解决现有技术在动态测试中出现较高的动态误差，造成发动机推力测量不准确的技术问题。通过发动机的推力试验装置进行测量，推力试验装置包括定架、动架、弹簧片，加速度传感器、速度传感器、工作推力传感器、加载油缸和加载推力传感器，其特征在于，所述方法包括：试验时实时获取动架的位移、加速度和速度，并通过系统阻尼确定系数，确定出动态力随时间变换的规律且满足：Fm(t)＝ma(t)+cv(t)+(Fw(t)‑Fjz(t)+R(t))。
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公开(公告)号：CN112611566A
公开(公告)日：2021-04-06
申请号：CN202011357549.8
申请日：2020-11-27
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明属于风洞试验或航空发动机试验领域，具体涉及基于光谱辨识的高温高速气流中颗粒在线检测方法及装置。该方法包括：从尾喷流内采集光；将光由散射光变为平行光；从平行光中提取指定波长的光；若提取到，则软件报警，告知尾喷流内存在颗粒物；对平行光进行多光谱检测，检测是否存在发动机内部构件的磨损颗粒物成分。
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公开(公告)号：CN112557689A
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN202011367596.0
申请日：2020-11-27
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本申请提供一种基于非对称结构音轮的转速综合测量装置，所述装置包括转子(1)、常规漫反射条(2)、斜漫反射条(3)、定位漫反射条(4)、光电传感器(5)，其中：转子(1)为圆环形的非对称结构音轮，转子(1)的一端开口，转子(1)的另一端封闭；在转子(1)圆环外壁沿轴向设置N个常规漫反射条(2)和一个定位漫反射条(4)；在其中两个常规漫反射条(2)之间设置有一个与转子(1)轴向成预设角度的斜漫反射条(3)；所述定位漫反射条(4)用于确定转子(1)方位，所述斜漫反射条(3)用于确定转子(1)的轴向位移，光电传感器(5)位于转子(1)圆环外侧，用于发射和接收转速信号。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109374200A
公开(公告)日：2019-02-22
申请号：CN201811502987.1
申请日：2018-12-10
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明公开了一种空间矢量力加载装置标准力的测量装置，包括转向机构Ⅱ、加载机构Ⅲ、空间矢量力测量机构Ⅳ和空间位置测量装置，转向机构Ⅱ包括转向盘1导轨2和移动块3，转向盘1中心和边缘设螺纹孔，导轨2一端在转向盘中心螺纹孔固定，另一端可在边缘任意一个螺纹孔固定，移动块3安装在导轨2上，并可在导轨2上任意位置移动，转向机构Ⅱ通过支架固定在矢量试车台定架Ⅵ上，并置入模拟发动机Ⅰ的模拟喷管内部，转向机构Ⅱ的移动块3上安装有加载机构Ⅲ和空间矢量力测量机构Ⅳ，空间矢量力测量机构Ⅳ与模拟发动机Ⅰ的模拟喷管的出口万向连接，将加载机构Ⅲ提供的力传递至模拟发动机Ⅰ并测量力的大小，通过空间位置测量装置测量力的方向。
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公开(公告)号：CN119494016A
公开(公告)日：2025-02-21
申请号：CN202411584342.2
申请日：2024-11-07
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F18/24 , G06F18/213 , G06F18/10 , G06N3/0464 , G06N3/092 , G06N3/084 , G06F123/02
Abstract: 本发明提供了一种基于SAC强化学习的传感器故障识别方法、系统及介质，所述方法包括：对采集的航空发动机整机试验的传感器历史数据集预处理得到样本集；对传感器故障模式解析得到每种传感器故障模式的传感器数据变化规律；以样本集作为输入，以传感器数据变化规律作为约束条件，对SAC深度强化学习初始模型进行优化，通过精确度、召回率和F‑Score作为评价指标对优化后的模型的反向传播训练，得到训练后的SAC深度强化学习模型；将采集的待测传感器的连续时间段的待测数据预处理后输入至训练后的SAC深度强化学习模型中进行故障识别得到故障结果。本发明的方法能够在复杂多变的实际应用场景中更准确地识别传感器的故障状态。
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公开(公告)号：CN112525383B
公开(公告)日：2024-06-18
申请号：CN202011289576.6
申请日：2020-11-17
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G01K13/024 , B01D45/16
Abstract: 本发明属于风洞试验或航空发动机试验领域，具体涉及气液两相流气体温度测量装置。该装置包括：第一流体导向部和第二流体导向部；气体引导部，设置在第一流体导向部和第二流体导向部之间；第一流体导向部和第二流体导向部分别与气体引导部形成两个对称的第一分离通道；第一气液分离部和第二气液分离部，第一气液分离部与第一流体导向部形成第一液体排出通道，第一气液分离部与气体引导部形成第一气体排出通道；第二气液分离部与第二流体导向部形成第二液体排出通道，第二气液分离部与气体引导部形成第二气体排出通道；温度测量传感器，设置在气体出口处。本发明通过测量分离后的气体温度，从而达到气液两相流中气体温度准确测量的目的。
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公开(公告)号：CN114136644B
公开(公告)日：2023-09-19
申请号：CN202111222145.2
申请日：2021-10-20
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明提供了一种航空发动机地面台试验进气道阻力测量装置，所述装置包括定架、设置在定架上的第一动架、固定在第一动架上方的模拟发动机，设置在所述模拟发动机头部的导流盆以及用于测量第一动架所传递的力的工作力测量传感器，其中，所述导流盆和所述模拟发动机的流量管之间设有篦齿段，所述篦齿段将所述导流盆受到的进气阻力传递出来，以便进行进气道阻力的直接测量。本发明提出了一种航空发动机地面台试验进气道阻力直接测量装置及方法，该装置可通过拉压式力传感器直接测量出进气道阻力，该方法不受试车间流场品质的影响。
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公开(公告)号：CN116502347A
公开(公告)日：2023-07-28
申请号：CN202310155020.5
申请日：2023-02-22
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , G06F113/08
Abstract: 本发明提供了一种航空发动机高空台进气流量测量的低扰动探针设计方法，包括：步骤一、确定支杆的型面厚度和长度；步骤二、根据步骤一中支杆的型面厚度计算该厚度对应直径的圆柱绕流流线；步骤三、提取设定的圆柱绕流流线中的第一流线，并进行封闭处理和圆滑处理以形成第一型线；步骤四、将第一型线放入圆柱绕流流场并提取设定的第二流线；步骤五、将第二流线进行封闭处理和圆滑处理以形成第二型线；步骤六、重复步骤一至步骤五，根据支杆的长度和两次形成的第二型线生成探针支杆的三维模型并进行强度校核。本发明实施例通过集成设计，减少了流量管内探针的数量，同时本发明所述设计方法能优化探针型面，降低测试探针对发动机进口前流场的扰动。
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