-
公开(公告)号：CN112179666B
公开(公告)日：2022-12-20
申请号：CN202010990119.3
申请日：2020-09-18
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明提供了一种基于分布式可移动插板的多用途畸变发生器，属于航空发动机技术领域，具体包括插板箱，所述插板箱的内部开设中空通道，所述中空通道的两端分别连接管道，形成气流通道；所述插板箱内部垂直于气流通道的气流方向依次设置多个导轨，所述导轨上设置插板，所述插板在导轨上滑动，以对所述气流通道形成不同形状的遮挡面，使所述气流通道产生不同形式的气流压力畸变。本发明通过控制系统对插板进行调节，改变插板组合方式及插入深度，改变下游流场压力参数空间与时间分布，能够实现多种畸变流场模拟的功能，缩短了试验时数，减少了人力物力成本，具有较大的经济效益。
-
公开(公告)号：CN108362499A
公开(公告)日：2018-08-03
申请号：CN201711426033.2
申请日：2017-12-26
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明属于航空发动机领域，一种多功能箱式可拆卸旋流畸变发生器由箱体圆形导流板(3)，箱体圆形连接板(4)，畸变发生器前箱体(5)，畸变发生器后箱体(6)，导流盆(7)组成，若干箱体圆形连接板(4)形成左右对称的导流组件，且上下留有一定的开口角度。该种新型多功能畸变发生器适用于多种旋流畸变形式的模拟，通过不同连接板的调节可以实现单涡强度40°，对涡强度20°与多涡强度10°的旋流畸变，可以满足常见进气道出口旋流畸变模拟要求。导流组件的各连接件之间通过螺栓可拆卸连接，该结构设计实现了零件组装与试验过程中的有限拆装。
-
公开(公告)号：CN112179666A
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN202010990119.3
申请日：2020-09-18
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明提供了一种基于分布式可移动插板的多用途畸变发生器，属于航空发动机技术领域，具体包括插板箱，所述插板箱的内部开设中空通道，所述中空通道的两端分别连接管道，形成气流通道；所述插板箱内部垂直于气流通道的气流方向依次设置多个导轨，所述导轨上设置插板，所述插板在导轨上滑动，以对所述气流通道形成不同形状的遮挡面，使所述气流通道产生不同形式的气流压力畸变。本发明通过控制系统对插板进行调节，改变插板组合方式及插入深度，改变下游流场压力参数空间与时间分布，能够实现多种畸变流场模拟的功能，缩短了试验时数，减少了人力物力成本，具有较大的经济效益。
-
公开(公告)号：CN114297815B
公开(公告)日：2023-06-30
申请号：CN202111223585.X
申请日：2021-10-20
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/20 , G06F17/18 , G06F17/11 , G06F113/08
Abstract: 本发明的组合进气道双通道分流特性的数学模型，属于TBCC发动机中双通道流量计算方法的技术领域，解决如何计算内并联式TBCC发动机进气系统总压恢复系数与流量系数的技术问题。所述方法包括：S101：根据进气系统涡轮发动机通道和进气系统冲压发动机通道各自出口的气流静压结合流量守恒方程，确定总体的流量分配模型模型；S102:根据进气系统的设计参数与进气系统两通道出口各自的静压或马赫数确定结尾激波在扩张段的初始预设位置；S103:预设多个给定模型；S104：根据多个所述给定模型及结尾激波在扩张段的所述初始预设位置，确定涡轮发动机和冲压发动机的进气系统总压恢复系数与流量系数，计算各自流道的流量分配。
-
公开(公告)号：CN115371933A
公开(公告)日：2022-11-22
申请号：CN202211298935.3
申请日：2022-10-24
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明提供了一种进气道与飞行器前体之间气动耦合试验方法，试验件为进气道与飞行器前体一体化试验件，方法包括试验方案设计、试验数据采集及试验数据处理；试验方案设计包括：试验件与测试系统的连接方式设计；试验件上布置静压测点。试验数据采集及试验数据处理包括系统调零、单试验工况下的运行参数调整、动态采集数据直至该单试验工况试验结束；试验数据修正与分析方法以非前体部分静压数据为主结合进气道性能数据与受力参数，用于对进气道与飞行器前体之间气动耦合分析。本发明设计的进气道与飞行器前体之间气动耦合试验方法能够探索进气道性能与飞行器前体阻力的耦合影响规律，验证飞行器前体与进气道一体化性能。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114139273A
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202111223558.2
申请日：2021-10-20
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F17/11 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种高效的飞/发联合论证方法，包括：S1、飞/发联合需求捕获；S2、飞/发性能需求分析；S3、飞机方案优化设计；S4、发动机方案优化设计；S5、飞/发方案耦合迭代。本发明通过飞/发方案之间不断耦合迭代，在满足飞机任务需求的前提下，实现飞机起飞重量最小，消除飞/发之间为了实现技术指标而相互预留了较大的设计裕度的问题，降低飞/发设计难度；通过引入多变量、多约束条件的现代优化方法对发动机方案与飞机方案进行优选，缩短了飞/发方案设计时间，提升了飞/发联合论证的效率。
-
公开(公告)号：CN118485017A
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202410556960.X
申请日：2024-05-07
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/28 , G06F17/10 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种POD算法结合RBF算法的双通道进气道流场预测方法，包括：步骤一、确定研究变量；步骤二、针对研究变量，采用拉丁超立方抽样方法确定样本矩阵；步骤三、对样本矩阵进行CFD数值模拟，获得样本流场；步骤四、对样本流场进行POD分解，确定主要模态；步骤五、将样本的主要模态分解为模态幅值和基系数；步骤六、采用RBF插值的预测算法对基系数进行预测并获得样本外流场的预测基系数；步骤七、利用步骤五中的模态幅值和步骤六中的预测基系数进行数据重构，从而实现对双通道进气道流场的快速预测。本发明能够最大限度高效模拟进气道真实流场环境，为进气道设计优化提供准确边界。
-
公开(公告)号：CN118275125A
公开(公告)日：2024-07-02
申请号：CN202410237046.9
申请日：2024-03-01
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本申请提供了一种用于多通道进/排气系统试验模拟的装置及方法，属于航空发动机技术领域，包括组合进气系统、冲压燃烧室内流道模拟单元、组合排气系统、进气模拟单元、组合进气系统涡轮通道转接段和组合进气系统背压调节堵锥，将组合进气系统进气通道分为组合进气系统冲压通道和组合进气系统涡轮通道；冲压燃烧室内流道模拟单元进口与进气系统冲压通道出口段连接，冲压燃烧室内流道模拟单元出口和进气模拟单元并列连接在组合排气系统上；组合进气系统涡轮通道转接段进口与组合进气系统涡轮通道出口段连接，组合进气系统涡轮通道转接段出口与组合进气系统背压调节堵锥连接。在真实飞行条件下实现多工况连续调节，提高试验效率、降低试验成本。
-
公开(公告)号：CN114139273B
公开(公告)日：2023-06-30
申请号：CN202111223558.2
申请日：2021-10-20
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F17/11 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种高效的飞/发联合论证方法，包括：S1、飞/发联合需求捕获；S2、飞/发性能需求分析；S3、飞机方案优化设计；S4、发动机方案优化设计；S5、飞/发方案耦合迭代。本发明通过飞/发方案之间不断耦合迭代，在满足飞机任务需求的前提下，实现飞机起飞重量最小，消除飞/发之间为了实现技术指标而相互预留了较大的设计裕度的问题，降低飞/发设计难度；通过引入多变量、多约束条件的现代优化方法对发动机方案与飞机方案进行优选，缩短了飞/发方案设计时间，提升了飞/发联合论证的效率。
-
公开(公告)号：CN115371933B
公开(公告)日：2023-03-24
申请号：CN202211298935.3
申请日：2022-10-24
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明提供了一种进气道与飞行器前体之间气动耦合试验方法，试验件为进气道与飞行器前体一体化试验件，方法包括试验方案设计、试验数据采集及试验数据处理；试验方案设计包括：试验件与测试系统的连接方式设计；试验件上布置静压测点。试验数据采集及试验数据处理包括系统调零、单试验工况下的运行参数调整、动态采集数据直至该单试验工况试验结束；试验数据修正与分析方法以非前体部分静压数据为主结合进气道性能数据与受力参数，用于对进气道与飞行器前体之间气动耦合分析。本发明设计的进气道与飞行器前体之间气动耦合试验方法能够探索进气道性能与飞行器前体阻力的耦合影响规律，验证飞行器前体与进气道一体化性能。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
11
records
(took 0.041 seconds)
