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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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公开(公告)号：CN114152445A
公开(公告)日：2022-03-08
申请号：CN202111222223.9
申请日：2021-10-20
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本申请提供了一种高空台流量管总压径向测点布置方法及测量耙，属于航空发动机试验技术领域，方法具体包括：获取最大附面层厚度；根据所述最大附面层厚度，将流量测量截面处的测量耙划分为速度梯度区和主流区，所述速度梯度区靠近流量管管壁，所述速度梯度区的长度大于所述最大附面层厚度；对所述速度梯度区采用对数线性法进行测点布置；对所述主流区采用等环面法进行测点布置。通过本申请的处理方案，可以有效提高空气流量计算精度，同时又不增加测点以及额外成本。
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公开(公告)号：CN108225778A
公开(公告)日：2018-06-29
申请号：CN201711455115.X
申请日：2017-12-27
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G01M15/02
CPC classification number: G01M15/02
Abstract: 本发明属于航空发动机试验领域，具体涉及一种空间矢量力模拟加载装置，包括模拟发动机(Ⅰ)、转向机构(Ⅱ)、加载机构(Ⅲ)、空间矢量力测量机构(Ⅳ)，加载机构(Ⅲ)提供力，模拟发动机(Ⅰ)承受力，转向机构(Ⅱ)改变力的方向，空间矢量力测量机构(Ⅳ)测量模拟发动机(Ⅰ)承受的力的大小和方向；该装置不仅能模拟发动机推力在台架上的传递路线，同时还可以模拟矢量力的大小和方向，矢量力的加载范围能完全包含发动机矢量力的范围，较好的模拟了发动机、动架及其万向节在发动机矢量力作用下的位移和变形，实现矢量试车台推力测量系统矢量推力的校准，提高了矢量发动机推力测量精度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108168774A
公开(公告)日：2018-06-15
申请号：CN201711452909.0
申请日：2017-12-27
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G01L25/00
Abstract: 本发明属于航空发动机试验领域，具体涉及一种空间矢量力校准方法，其特征在于，使用一种空间矢量力模拟加载装置测量多个标准力和多组测量力，通过建立矢量推力测量模型，计算获得系数矩阵K和常数项矩阵B；与单方向校准方法相比，标准矢量力能更准确的模拟真实发动机矢量力的大小与方向，弥补了单向加载校准时矢量力代表性不足的缺陷，提高了发动机矢量力的测量精度。
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公开(公告)号：CN115541541B
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202211062668.X
申请日：2022-08-31
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明公开的高速流场光谱的参数无衍射激发装置，涉及到高速场中光谱超快激发方法的技术领域，解决高温高速流场中因其流速过快高能激光束因作用时间短，颗粒物未能吸收足够能量而无法实现原子跃迁而发射光谱，无法捕获到高速流场中颗粒物的光谱信息。采用三级无衍射光束生成器，一级进行对高能激发光束进行汇聚，为颗粒的光谱提供激发能量；二级与三级通过辅助激光束形成势差实现对颗粒物的空间约束，即使颗粒物在高速运行情况下，该激光束形成的无衍射空腔也能将颗粒物进行捕获。
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公开(公告)号：CN116296399A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310154748.6
申请日：2023-02-22
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量程在线切换的推力测量方法，包括：步骤一、建立不同量程条件下的推力测量模型；步骤二、在不同量程条件下进行校准，获得相应的校准系数；步骤三、试验时根据推力大小在线选取适合的量程段及校准系数进行测量。本发明实施例可在发动机高空模拟试验过程中，根据发动机试验推力的大小，在线自动切换满足量程范围且符合测量精度的推力传感器，从而实现发动机全包线范围内推力的高精度测量。
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公开(公告)号：CN115931361A
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202211054576.7
申请日：2022-08-31
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明公开了一种航空发动机尾喷流场三维速度的测量装置，解决航空发动机地面试车中尾喷流性能参数测量面临的测试系统复杂和测量精度低的问题，实现对高温高速强扰动下的尾流速度场的三维测量。主要技术方案是：采用粒子添加装置向尾喷流中主动布撒高温示踪粒子，通过电控液体无衍射系统调节高速精密成像系统的成像焦距，完成高速尾喷流中粒子空间几何形态及特征的捕获，然后利用Lucas‑Kanade(LK)光流法分析处理粒子图像流数据，结合单位像素长度标定解算出尾喷流场速度。本发明能快速高效且准确地实现尾喷流场速度的三维速度测量，具有响应速度快、集成度高、通用性强等特点。
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公开(公告)号：CN115541541A
公开(公告)日：2022-12-30
申请号：CN202211062668.X
申请日：2022-08-31
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明公开的高速流场光谱的参数无衍射激发装置，涉及到高速场中光谱超快激发方法的技术领域，解决高温高速流场中因其流速过快高能激光束因作用时间短，颗粒物未能吸收足够能量而无法实现原子跃迁而发射光谱，无法捕获到高速流场中颗粒物的光谱信息。采用三级无衍射光束生成器，一级进行对高能激发光束进行汇聚，为颗粒的光谱提供激发能量；二级与三级通过辅助激光束形成势差实现对颗粒物的空间约束，即使颗粒物在高速运行情况下，该激光束形成的无衍射空腔也能将颗粒物进行捕获。
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