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[发明专利]一种航空发动机试验验证模拟件设计方法-CN202310554507.0在审
发明人：张天紫;刘一雄;吴云伍 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2023-05-16 - 公布日： 2023-10-10 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本申请属于航空发动机试验验证技术领域，具体涉及一种航空发动机试验验证模拟件设计方法，包括：确定航空发动机部件特征部位，计算特征部位的应力方向、应力水平、应力梯度；构建模拟件模型，确定模拟件设计变量；根据航空发动机部件特征部位的应力方向、应力水平，构建目标函数；基于遗传算法，求解目标函数，得出模拟件设计变量；若所得模拟件设计变量，不能够满足航空发动机部件特征部位的应力梯度要求，则重新解目标函数，直至所得模拟件设计变量，满足航空发动机部件特征部位的应力梯度要求。
一种航空发动机试验验证模拟设计方法

[发明专利]一种升力风扇转子轮盘及其叶片结构-CN202310881768.3在审
发明人：高兴;孟德君;吴云伍;张岩;张鑫;印雪梅;张强 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2023-07-18 - 公布日： 2023-10-10 - 主分类号： B64C27/48 文献下载
摘要：本申请属于升力风扇转子轮盘及其叶片结构设计技术领域，具体涉及一种升力风扇转子轮盘及其叶片结构，包括：转子轮盘，其外缘上具有多组通气孔；多个转子叶片，根部焊接在转子轮盘外缘，沿转子轮盘周向分布；各个转子叶片内具有多个空心槽，各个空心槽沿转子叶片径向分布；位于各个转子叶片前缘部位的空心槽连通各组通气孔，前缘部位之后的空心槽伸展至转子叶片的叶尖部位。
一种升力风扇转子轮盘及其叶片结构

[发明专利]涡轮叶片缘板阻尼效果仿真分析方法、涡轮及航空发动机-CN202310471731.3在审
发明人： 吴云伍;李莹;李佳;刘一雄;陈育志;韩方军 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2023-04-27 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本申请提供了一种涡轮叶片缘板阻尼减振效果仿真分析方法、涡轮及航空发动机，所述方法包括：构建涡轮叶片与缘板阻尼器的非线性静力学分析模型，通过非线性静力学分析模型及叶片几何特性和边界条件开展涡轮叶片的非线性静力学分析和约束模态分析得到力学参数数据；构建带干摩擦阻尼减振系统的振动响应非线性微分方程，根据接触刚度和法向应力及所述力学参数开展非线性响应分析，获得包括涡轮叶片的振动位移响应和外部激振力及接触面非线性摩擦力的关键参数；通过谐波平衡法构建包含涡轮叶片的振动位移响应和外部激振力的非线性代数方程，通过所述非线性代数方程求解得到非线性微分方程的振动位移响应和外部激振力，实现对阻尼减振效果的评价。
涡轮叶片阻尼效果仿真分析方法航空发动机

[发明专利]一种涡轮叶片缘板阻尼器优化设计方法-CN202310471730.9在审
发明人： 吴云伍;李莹;李佳;张代龙;王海旭;王威;韩方军 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2023-04-27 - 公布日： 2023-08-18 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本申请提供了一种涡轮叶片缘板阻尼器优化设计方法，包括：确定缘板阻尼器的设计约束条件；基于设计约束条件形成缘板阻尼器的初步结构方案，获取缘板阻尼结构的特征参数和尺寸参数；基于初步结构方案开展与涡轮叶片在典型工作状态下的静力学分析；基于涡轮叶片特征参数与等效阻尼刚度对涡轮叶片与缘板阻尼器的振动响应进行求解；开展涡轮叶片与缘板阻尼器的静态阻尼效果试验；开展与涡轮叶片真实工作状态相同的旋转激振阻尼效果试验，验证在旋转状态下缘板阻尼器的减振效果是否有效，若减振效果无效，则对缘板阻尼器的尺寸参数进行优化调整，同时修正振动响应求解参数，使用修正后的参数对涡轮叶片‑缘板阻尼系统的振动响应再次进行分析。
一种涡轮叶片阻尼优化设计方法

[发明专利]一种不确定参数复合材料整体叶环振动特性计算方法-CN202310306832.5在审
发明人：张天紫;李佳;刘一雄;吴云伍 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2023-03-27 - 公布日： 2023-07-14 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请属于航空发动机整体叶环领域，特别涉及一种不确定参数复合材料整体叶环振动特性计算方法。步骤一、确定复合材料整体叶环的复合材料体积占比；步骤二、对所述复合材料整体叶环进行复合材料性能实测，得到复合材料弹性模量数据；步骤三、根据所述复合材料弹性模量数据，确定复合材料变异系数；步骤四、根据所述复合材料变异系数计算出复合材料整体叶环振动特性。本申请的不确定参数复合材料整体叶环振动特性计算方法，能够高效计算具有不确定性复合材料整体叶环频率的概率分布，进而精确开展整体叶环的避振设计，从而制定复合材料整体叶环结构频率分散度标准，为复合材料整体叶环结构的避振提供支撑。
一种不确定参数复合材料整体振动特性计算方法

[发明专利]一种航空发动机转子低循环疲劳试验的配重块设计方法-CN202210902325.3有效
发明人：沈锡钢;李佳;宋洋;郭勇;郭跃;吴云伍;李莹 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2022-07-29 - 公布日： 2023-07-07 - 主分类号： G06F30/10 文献下载
摘要：本申请属于航空发动机疲劳试验领域，为一种航空发动机转子低循环疲劳试验的配重块设计方法，通过在配重块上喷涂高温耐磨涂层的方法来减少微动疲劳试验风险；具体为通过先检查配重块和尺寸和重量矩满足设计要求，在满足要求后，即可对加工出的配重块工作面上喷涂高温耐磨涂层，通过对工作面上的配重块进行投影检查，以保证在喷涂高温耐磨涂层后，配重块榫头仍满足设计要求；而后通过每进行一连续试验周期后，对配重块进行分解检查，以保证配重块的工作面不发生黏着，在发生黏着时，进行工作面修复，这样可以保证高温耐磨涂层能够有效地降低发动机/燃气轮机轮盘低循环疲劳试验过程中配重块发生微动疲劳失效的风险。
一种航空发动机转子循环疲劳试验配重设计方法

[发明专利]一种旋转气膜冷却式温度梯度热机械疲劳试验系统-CN201710036918.5有效
发明人：温志勋;张旭辉;吴云伍;童文伟;岳珠峰 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2017-01-13 - 公布日： 2023-06-20 - 主分类号： G01N3/60 文献下载
摘要：本发明公开了一种旋转气膜冷却式温度梯度热机械疲劳试验系统，包括：加载子系统、加热子系统、动力子系统、气冷子系统和控制子系统，通过改进现有试验仪器，使试件旋转工况下与空气摩擦产生气膜冷却温度梯度场，保证试件旋转的同时又承受单轴拉伸载荷，较好解决模拟试件温度梯度场试验环境的难点，操作方法简单易行，成本低廉。转动试件改进了传统热机械疲劳试验系统，真实再现叶片工作状态下的气膜冷却温度梯度场，确保航空发动机涡轮叶片热机械疲劳试验顺利进行，为航空发动机安全可靠工作提供技术基础和安全保障。
一种旋转冷却温度梯度机械疲劳试验系统

[发明专利]一种涡轮叶片伸根振动疲劳试验件及其构建方法-CN202211740248.2在审
发明人： 吴云伍;李玉韦;李莹;张天紫;张代龙;苏航;韩方军 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2022-12-31 - 公布日： 2023-06-02 - 主分类号： G01M7/02 文献下载
摘要：本申请提供了一种涡轮叶片伸根振动疲劳试验件及其构建方法，所述方法包括：获取真实涡轮叶片，所述真实涡轮叶片包括叶身、伸根及榫头；在真实涡轮叶片的叶身上进行切割，使真实涡轮叶片的叶身形成部分叶身，以及在真实涡轮叶片的榫头上进行切割，使真实涡轮叶片的伸根形成完整伸根及部分榫头，其中，所述真实涡轮叶片的叶身及榫头的切割部位使得所述伸根部位的抗弯截面系数最低以及切割后的涡轮叶片一阶固有频率与真实涡轮叶片相同或相近；加工制造固定夹持端头；将所述固定夹持端头固定于切割后的榫头部位，从而形成涡轮叶片伸根振动疲劳试验件。本申请提供的方法可准确获取涡轮叶片伸根部位的疲劳极限数据。
一种涡轮叶片振动疲劳试验及其构建方法

[发明专利]一种航空发动机涡轮导向叶片取样夹具-CN202210405627.X有效
发明人：王威;陈景海;耿瑞;葛长闯;曹航;宋洋;柏汉松;董自超;迟庆新;吴云伍;李莹;王海旭 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2022-04-18 - 公布日： 2023-06-02 - 主分类号： B25B11/00 文献下载
摘要：本申请一种航空发动机涡轮导向叶片取样夹具，包括安装框架和多种规格的角度调整底座，安装框架的中部有一镂空结构，镂空结构的两侧具有构成涡轮导向叶片径向配合面的左侧面和右侧面，镂空结构两侧为左端面和右端面，左右端面构成涡轮导向叶片轴向配合面，在右端面边缘具有凹槽，凹槽内具有多个涡轮导向叶片取样定位面，左右端面上设有涡轮导向叶片定位孔用螺栓孔、涡轮导向叶片固定用螺栓孔及角度调整底座装配螺栓孔，安装框架的底面和下端面构成取样夹具的角度调整底座装配面；角度调整底座具有斜面，斜面与角度调整的底面具有预定角度，在安装框架装配面的前端具有凸出安装框架装配面的限位面构成安装框架装配面，其上设有安装框架装配螺栓孔。
一种航空发动机涡轮导向叶片取样夹具

[发明专利]一种高温应变控制试验局域环境控制装置-CN202310105974.5在审
发明人：迟庆新;董自超;王威;刘明坤;曹铁山;吴云伍;李莹;耿瑞;刘芳;佟文伟;胡鹏;赵杰;程从前 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2023-02-13 - 公布日： 2023-05-23 - 主分类号： G01N3/02 文献下载
摘要：本申请提供了一种高温应变控制试验局域环境控制装置，包括：由前壳体和后壳体构成的对开式壳体，对开式壳体的内部形成有中空结构，测量高温蠕变试验件变形量的光栅尺置于中空结构中；其中，前壳体和后壳体均为凸字形结构，凸字形结构的上部形成较小空心腔，凸字形结构的下部形成较大空心腔，光栅尺置于较大空心腔内，较小空心腔介于较大空心腔与高温蠕变试验件之间，较小空心腔和较大空心腔之间设置有防尘隔热板；对开式壳体的顶部设有开孔，开孔上安装有顶盖；在前壳体适配于光栅尺的侧壁上设置有观察窗；在前壳体适配于较小空心腔的侧壁上安装有风扇，在后壳体适配于较小空心腔的侧壁上设有进气孔，前壳体和后壳体的较小空心腔形成冷却通道。
一种高温应变控制试验局域环境装置

[发明专利]一种涡轮叶片热障涂层寿命预测方法-CN202211736747.4在审
发明人： 吴云伍;王威;李莹;耿瑞;韩方军 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2022-12-31 - 公布日： 2023-05-23 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本申请提供了一种涡轮叶片热障涂层寿命预测方法，包括：构建基于Manson‑Coffin理论的热障涂层低循环寿命基本疲劳模型；引入热障涂层的氧化过程，构建粘结层氧化时静载荷作用下热障涂层失效应变随氧化层厚度的表达式；基于热障涂层失效应变随氧化层厚度的表达式及热障涂层低循环寿命基本疲劳模型得到热障涂层寿命模型；基于累积损伤方法，构建多载荷条件下的热障涂层累计损伤模型，基于所述累计损伤模型进行涡轮叶片热障涂层寿命预测。本申请的方法相对现有技术来说，该方法通过获取简单高效的寿命预测模型，可更精准的获取涡轮叶片使用寿命，寿命预测模型中的参数具有实际物理含义，能够通过试验进行测量和验证，保证精确度和适用性。
一种涡轮叶片热障涂层寿命预测方法

[发明专利]一种模拟气冷涡轮叶片复杂温度场的变温疲劳试验方法-CN202310105970.7在审
发明人：迟庆新;董自超;刘芳;王威;刘明坤;吴云伍;李莹;陈竹兵;梁振兴;孟令琪;佟文伟 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2023-02-13 - 公布日： 2023-05-05 - 主分类号： G01N3/32 文献下载
摘要：本申请提供了一种模拟气冷涡轮叶片复杂温度场的变温疲劳试验方法，包括：步骤一、构建气冷涡轮叶片模拟试验件，试验件外形满足标准试棒的外形，且其具有贯穿的通孔，在试验件的拉伸区域设置气膜孔；步骤二、在试验件的拉伸区域周围环绕设置感应加热装置，通过感应加热装置实现对试验件施加温度场，根据真实气冷涡轮叶片的温度场分布设置分布式的气冷喷嘴；步骤三、在试验件内设置空腔盲孔结构的气流分配装置，气流分配装置上设置有分流嘴和冲击气流引出孔，通过气流分配装置上的分流嘴和冲击气流引出孔模拟气冷涡轮叶片内壁面的对流和冲击冷却；步骤四、通过间接测量的方式进行复杂温度场下的变温疲劳试验测量。
一种模拟气冷涡轮叶片复杂温度场疲劳试验方法

[发明专利]一种涡轮叶片涂层寿命多层级试验验证方法-CN202210868518.1有效
发明人：沈锡钢;吴云伍;赵娜;王威;李莹;耿瑞;韩方军 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2022-07-22 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请提供了一种涡轮叶片涂层寿命多层级试验验证方法，该方法包括：梳理航空发动机涡轮叶片的工程研制需求，将需求转化为设计输入，根据该设计输入的约束，确定涡轮叶片的涂层参数，其中，所述涂层参数包括涂层工艺、涂层厚度、涂层‑基体匹配度；开展试验影响因素敏感度分析，确定影响叶片涂层寿命的敏感参数和非敏感参数；针对敏感参数，开展带涂层的简易试验件热冲击试验，满足要求下进一步开展带涂层的单个叶片热冲击试验，满足要求下进一步开展带涂层的简易试验件隔热试验，满足要求下进一步开展带涂层的单个叶片隔热试验，满足要求下进一步开展带涂层的整机叶片隔热试验；在满足整机要求的基础上，固化涂层工艺参数。
一种涡轮叶片涂层寿命多层试验验证方法

[发明专利]航空发动机涡轮叶片多工况蠕变/应力断裂寿命预测方法-CN202211425295.8在审
发明人：李莹;耿瑞;吴云伍;王威;杜少辉;曹航;赵宝建;魏晓;赵娜 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2022-11-14 - 公布日： 2023-03-07 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：一种航空发动机涡轮叶片多工况蠕变/应力断裂寿命预测方法，包括：不考虑蠕变，对涡轮叶片进行应力分析，得到涡轮叶片在蠕变/应力断裂寿命计算点的应力和温度分布，确定寿命考核部位；计算涡轮叶片寿命考核部位在各工况下的应力断裂寿命，根据涡轮叶片蠕变/应力断裂寿命中各工况的时间分配要求，计算涡轮叶片寿命考核部位在各工况下的初步寿命和损伤；以涡轮叶片寿命考核部位在各工况下损伤最大的状态，作为等效状态，将涡轮叶片寿命考核部位在各工况下的损伤等效到等效状态，得到总等效时间；进行等效状态下涡轮叶片的蠕变分析，计算涡轮叶片在总等效时间下的应力分布及其寿命考核部位蠕变松弛后的应力，计算涡轮叶片蠕变/应力断裂寿命。
航空发动机涡轮叶片工况应力断裂寿命预测方法

[发明专利]一种平板高温合金蠕变小试样夹具-CN201611027798.4有效
发明人：温志勋;吴云伍;刘晨宇;岳珠峰 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2016-11-18 - 公布日： 2023-02-28 - 主分类号： G01N3/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种平板高温合金蠕变小试样夹具,适用于叶片直接取样的蠕变试验。小试样夹具由转接杆、夹头、引伸杆组成，转接杆一端加工有螺纹与蠕变实验机连接杆相连接，另一端有凹槽、行程孔和销钉孔，在凹槽法线方向开有通孔与夹头连接。转接杆上有扳手卡扣，用于转接杆拆卸安装。两个夹头结构相同，夹头端凸起平板的中心有销钉孔，夹头与转接杆通过销钉连接，夹头两侧有对称的凹槽和对称的通孔，用于固定引伸杆，夹头与小试样夹持段通过试样接口配合安装。引伸杆固连在夹头的两侧，且以夹头中轴线等间距平行安装；其中,上引伸杆一端与夹头固定铆接，另一端与下引伸杆一端连接，下引伸杆另一端分别与引伸计相连接。
一种平板高温合金变小试样夹具

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