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公开(公告)号：CN118548239B
公开(公告)日：2024-10-22
申请号：CN202411017535.X
申请日：2024-07-29
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: F04D27/00
Abstract: 本发明涉及航空发动机风扇部件测试技术领域，公开了一种主动控制风扇试验轴向力的结构及方法，通过引气管将供气设备提供的气流导入至平衡腔内，调整供气设备的供气压力，实现平衡盘两侧的腔压主动调节，从而实现风扇试验件轴向力的调整，该结构简单易操作，对轴向力调控范围大，可大大降低轴承设计难度；平衡盘连接采用延伸轴与风扇试验件转子后轴同轴固定连接，连接可靠；能够根据风扇试验件的仿真数据，以及主动控制风扇试验轴向力的结构参数，快速获得引气管的最小引气压力，能够快速实现风扇试验件轴向力的调整，操作简单易于实施，减小引气压力过小而导致轴向力调节效果较差而引起止推轴承超载的风险。
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公开(公告)号：CN118463224A
公开(公告)日：2024-08-09
申请号：CN202410639020.7
申请日：2024-05-22
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: F23R3/38
Abstract: 本发明涉及航空发动机冷却技术领域，公开了一种用于航空发动机的可调预旋喷嘴结构及其控制方法，将可调预旋喷嘴组件与固定预旋喷嘴组件沿周向均匀分布与内机匣、外机匣之间的预旋喷嘴冷却气体通道内，可调预旋喷嘴组件的第一预旋喷嘴叶片的轴向位置可以根据所述可调预旋喷嘴的流量试验结果进行灵活的调整，以达到调节预旋喷嘴的流通面积从而实现精准控制预旋喷嘴流量的目的，从而有效解决了流量试验检查过程中预旋喷嘴的调整问题，保证试验流量值合格并满足设计要求；能够确保同一个可调预旋喷嘴组件内的调整程度相同，可以保证经预旋喷嘴冷却气体通道流出的冷却空气温度分布均匀且冷却效果一致，规避了涡轮部件集中冷却形成热应力的危害。
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公开(公告)号：CN118462331A
公开(公告)日：2024-08-09
申请号：CN202410638259.2
申请日：2024-05-22
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: F01D5/18
Abstract: 本发明提供了一种冠状扰流肋及涡轮叶片，涉及航空发动机技术领域。所述扰流肋包括底部基体和肋冠；所述底部基体采用沿肋高方向呈逐渐收缩型结构，且所述底部基体沿肋高方向的每一处横截面均为椭圆形；所述肋冠采用沿肋高方向呈逐渐扩张型结构，且所述肋冠沿肋高方向的每一处横截面均为椭圆形；所述底部基体与所述肋冠之间的最小横截面过渡区域为肋颈；在所述肋冠的顶部区域沿扰流肋前端至扰流肋后端方向对称开设多条导流槽。本发明提供的冠状扰流肋能够强化涡轮叶片中弦区对流换热强度，进而提高叶片综合冷却效率、提升叶片承温能力。
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公开(公告)号：CN118407928A
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202410874367.X
申请日：2024-07-02
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: F04D27/00 , G06F30/28 , G06F113/08
Abstract: 本发明涉及航空发动机风扇测试技术领域，公开了可调整内外涵流量的风扇试验件测试结构及其控制方法，通过分别转动内涵节流叶片、外涵节流叶片安装角，改变内涵节流面积或外涵节流面积，即可实现内、外涵不同压比、流量调节，从而获取对应试验条件下风扇工作特性。本实施例中的风扇试验件测试结构能够实现内涵、外涵真实分流和内涵、外涵流量主动调节，满足不同内外涵流动特性模拟；尤其是可获取整机不同喷口面积或核心机工作特性下的风扇工作能力验证，大大降低了非工作点状态下整机集成验证风险。
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公开(公告)号：CN118375518A
公开(公告)日：2024-07-23
申请号：CN202410556957.8
申请日：2024-05-07
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明提供了一种低代偿的航空发动机转子系统，涉及航空发动机技术领域，包括：发动机转子传力结构，所述发动机转子传力结构包括固定在压气机转子上的前支点和固定在涡轮转子上的后支点，所述压气机转子与所述涡轮转子连接，与所述前支点和所述后支点共同构成所述发动机转子传力结构，所述压气机转子由多级压气机转子盘组成，所述多级压气机转子盘之间通过连接结构相互连接；其中，每级压气机转子盘上前后两侧的所述连接结构的连接节点高度一致，使所述多级压气机转子盘之间形成的传力路径线性连续，且所述传力路径呈拱形。本发明实现了航空发动机转子系统的低代偿设计，提高了转子系统的工作可靠性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118375495A
公开(公告)日：2024-07-23
申请号：CN202410556964.8
申请日：2024-05-07
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明涉及变几何涡轮导向器设计技术，具体涉及一种弦向移动叶片调节喉部面积的变几何涡轮导向器，包括上缘板和下缘板，上缘板和下缘板之间沿气流方向设有多个叶片。其中，叶片包括间隔分布的固定叶片和可调叶片，每个固定叶片分别固定在所述上缘板与所述下缘板之间，每个可调叶片可弦向移动设置在上缘板与下缘板之间。本发明的变几何涡轮导向器通过间隔分布的固定叶片和可调叶片，采用弦向移动可调叶片实现喉部面积的快速方便的调节，避免了传统设计中通过旋转叶片调整喉部面积引起的径向间隙和流动损失，以及因叶片出口气流角的明显变化引起的匹配问题，并且可以解决分体式可调叶片结构中可调部分的冷却困难的问题。
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公开(公告)号：CN115680902B
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202211256133.6
申请日：2022-10-13
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转子轴向力调整方法，包括S1、获取影响发动机转子轴向力的部件；S2、设计发动机转子轴向力调整措施，包括被动间隙节流降压调整、盘面抽压调整、功率补偿调整；S3、依据发动机构型，采用轴向力分析模型进行轴向力敏感性分析，判断发动机转子轴向力与轴向力阈值大小；S4、基于S3中判断结果，选择S2中一种或多种轴向力调整措施，进行轴向力调整。本发明设计的轴向力调整方法能够满足不同型号航空发动机轴向力调整及压力平衡设计，且为航空发动机研制过程中轴向力的调整提供指导，有效的降低了航空发动机的研制风险，提高了发动机的试验安全及可靠性。
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公开(公告)号：CN117028032A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202310531634.9
申请日：2023-05-11
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种航空发动机封严腔密封结构，包括：跑道、密封支座、密封座、密封环、定距套、导流板组件，导流板组件与密封支座之间形成用于引气的环腔；密封支座背向导流板组件的一侧为轴承腔，导流板组件、密封座以及定距套之间合围形成封严腔，导流板组件与定距套之间设置有排气间隙；导流板组件与密封座之间固定连接处设置有连通环腔和封严腔的多个引气通道。本发明在封严引气引入导流板组件与密封支座之间的环腔内后，环腔内的封严引气通过引气通道进入封严腔，经导流板组件与定距套之间的排气间隙流出，能够保证封严压差，规避轴承腔内的滑油因轴承腔和封严腔内的压差过小而使滑油渗入封严腔内的问题。
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公开(公告)号：CN116663200B
公开(公告)日：2023-10-20
申请号：CN202310913231.0
申请日：2023-07-25
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了频率分散性可控的压气机整体叶盘叶片筛选方法及装置，通过压气机整体叶盘叶片的下差模型对应的叶片二阶弯曲频率与一阶弯曲频率的比值作为叶型参数最小值，并根据叶型参数最小值以及压气机整体叶盘叶片的频率分散度控制偏差分析获得叶型参数最大值；然后试验获得各个待测叶片的实际一阶弯曲频率和二阶弯曲频率，选择对应待测叶片的实际叶型参数在叶型参数最小值和叶型参数最大值的范围内的叶片作为满足频率分散性要求的叶片。本发明以叶型参数为切入点，可有效控制压气机不同批次叶盘之间的频率分散度，支撑压气机整体叶盘叶片的振动设计。
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公开(公告)号：CN116702566A
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202310967818.X
申请日：2023-08-03
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/23 , G06F30/17 , G06F17/18 , G06F119/02 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种基于残余变形的轮盘破裂转速确定方法，通过建立轮盘材料的实际破裂转速获得对应的轮盘轮缘、盘心残余变形限制标准，得到轮盘仿真计算用材料塑性本构模型，后续轮盘设计时仅开展仿真计算得到轮盘轮缘、盘心相对残余变形量与转速的关系，并将轮盘轮缘、盘心残余变形限制标准代入待设计轮盘的轮盘轮缘相对残余变形量与转速的关系、盘心相对残余变形量与转速的关系中，即可获得待设计轮盘的破裂转速。该方法可保障轮盘设计的可靠性及安全性，且破裂转速确定流程简便、快捷，无需重复开展相同材质不同尺寸轮盘设计时需单独进行轮盘超转、破裂试验便可准确确定破裂转速，达到降本增效的目的。
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