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[发明专利]航空发动机附件机匣防火结构-CN202310746638.9在审
发明人：王帅;罗敏;李超;宋双文;黄炎浩 -专利权人：中国航发湖南动力机械研究所
申请日： 2023-06-25 - 公布日： 2023-10-24 - 主分类号： F16L55/11 文献下载
摘要：本发明公开了一种航空发动机附件机匣防火结构，包括：需进行防火设计的需防火零件、起端部封堵作用的弹性堵盖组件、起密封作用的密封组件。需防火零件内设有滑油腔，及与滑油腔连通的出油通道，出油通道的内壁面靠近滑油腔处内凹形成限位环槽。弹性堵盖组件由出油通道插入滑油腔后，其外侧端部的弹性挡肩部分形变后卡紧于限位环槽内，以用于防止外部火焰通过弹性挡肩与限位环槽之间的间隙进入滑油腔。密封组件装设于弹性堵盖组件的外圆上，且位于弹性堵盖组件与滑油腔之间，以密封两者之间的间隙。本发明防火结构，几乎不可能对位于滑油腔内的密封组件进行灼烧，从而对密封组件起到很好的保护作用，提高滑油密封效果，降低试验风险。
航空发动机附件防火结构

[发明专利]一种多系统集成的支承机匣及航空发动机-CN202310539201.8在审
发明人：陶真新;舒训青;杨庆长;彭文辉;李永建;邱道彬;梅庆;宋双文;金海良;周志翔;吴立强;郑鹏 -专利权人：中国航发湖南动力机械研究所
申请日： 2023-05-15 - 公布日： 2023-09-15 - 主分类号： F02C7/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种多系统集成支承机匣及航空发动机，该机匣置于燃烧室内侧，需在高温高压条件下稳定可靠的工作(最大工作压力高于2.4MPa，最高工作温度高于1300℃)。支承机匣包括支承机匣本体，支承机匣本体内部形成有轴承腔、冷却气腔和支承机匣内部腔路，支承机匣内部腔路一端用于与离心叶轮背腔连通，另一端连通高压涡轮，对高压涡轮进行冷却；封严件分隔冷却气腔和支承机匣内部腔路，并在两者之间形成泄压腔；喷嘴支架用于供给轴承润滑所需的滑油；弹性支承对轴承进行支撑并调节支点刚度。本申请的支承机匣集成度较高，设计的二次空气系统、隔热系统、支撑系统能够满足转子支撑结构在高温高压条件下稳定可靠的工作。
一种系统集成支承航空发动机

[发明专利]一种双转子三轴涡桨发动机-CN202310327042.5在审
发明人：温泉;梅庆;宋双文;苏志敏;吴吉昌;吴立强;郑华强 -专利权人：中国航发湖南动力机械研究所
申请日： 2023-03-29 - 公布日： 2023-08-08 - 主分类号： F02C3/113 文献下载
摘要：本发明属于航空发动机技术领域，公开一种双转子三轴涡桨发动机包括螺旋桨、减速器、进气装置、燃气发生器和动力涡轮；减速器通过进气装置与燃气发生器的进气端连接，燃气发生器的排气端与动力涡轮连接，燃气发生器包括沿排气方向依次设置的压气机、燃烧室和燃气涡轮，动力涡轮的动力轴一端与减速器的输入端连接，减速器的输出端与螺旋桨连接。本发明的双转子三轴涡桨发动机采用单元体结构设计，按功能划分多个单元，方便装拆及外场维护，充分考虑了适航、可靠性、安全性、维修性、经济性等要求。
一种转子三轴涡桨发动机

[发明专利]发动机转子及其发动机-CN202310469558.3在审
发明人：曹逸韬;梅庆;宋双文;金海良;吴吉昌;苏志敏;杨庆长;徐鲁兵;齐思鑫 -专利权人：中国航发湖南动力机械研究所
申请日： 2023-04-27 - 公布日： 2023-08-01 - 主分类号： F02C7/36 文献下载
摘要：本发明公开了一种发动机转子，包括压气机转子和涡轮转子，压气机转子包括轴颈、轴流叶片盘以及离心叶轮，轴颈包括直轴部、锥形部和连接部，锥形部的径向尺寸逐渐增加，连接部与锥形部的连接处形成有第一台阶面，连接部的外延向背离锥形部的一端凸出以形成第二台阶面，轴流叶片盘与第一台阶面止口定位，离心叶轮与第二台阶面止口定位，轴流叶片盘、连接部以及离心叶轮固定；涡轮转子包括涡轮轴和涡轮转子组件，涡轮轴包括安装部、斜锥部和定位部，涡轮转子组件安装在安装部上，斜锥部的径向尺寸逐渐增加，定位部背离斜锥部的一端凸出形成有第三台阶面，离心叶轮背离第二台阶面的一端与第三台阶止口定位并与定位件固定连接。
发动机转子及其

[发明专利]航空齿轮用阻尼环减振设计方法、电子设备及存储介质-CN202310323917.4在审
发明人：王帅;罗敏;黄炎浩;宋双文;李超 -专利权人：中国航发湖南动力机械研究所
申请日： 2023-03-29 - 公布日： 2023-07-21 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本申请公开了航空齿轮用阻尼环减振设计方法、电子设备及存储介质，所述方法包括步骤：S1、通过对齿轮进行模态分析获取所述齿轮的共振转速点；S2、针对所述共振转速点计算仿真得出齿轮辐板处在未安装阻尼环状态下真实振动应力σ1；S3、根据齿轮材料的许用应力值σ0识别危险振型；S4、针对危险振型初步设计阻尼环；S5、根据阻尼环的等效阻尼比计算有阻尼环状态下的真实振动应力σ2；S6、根据许用应力值σ0、有阻尼环状态下的真实振动应力σ2评估阻尼环的适用性以及减振效果，若σ2满足设计要求则完成设计，反之则重复步骤S4～步骤S6，直到阻尼环满足设计要求为止。本申请满足了发动机的设计周期需求以及正向设计需求。
航空齿轮阻尼环减振设计方法电子设备存储介质

[发明专利]一种基于仿真的发动机性能调试方法和系统-CN202310207477.6在审
发明人：王召广;张晨阳;梅庆;宋双文;金海良 -专利权人：中国航发湖南动力机械研究所
申请日： 2023-03-06 - 公布日： 2023-07-14 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于仿真的发动机性能调试方法，所述基于仿真的发动机性能调试方法包括以下步骤：基于部分发动机实物和动力涡轮数学模型构建整机半物理仿真平台；设定试验规则，基于所述整机半物理仿真平台和所述试验规则进行整机半物理性能仿真试验，得到试验结果数据；对所述试验结果数据进行分析处理，得到优化调整数据；基于所述优化调整数据对发动机进行性能调试。本发明可在发动机整机只具备部分部件的情况下，开展基于仿真的发动机性能调试，从而提前验证核心机或燃气发生器的性能匹配关系，降低整机状态的性能匹配难度，并可能实现一次试验即性能达标。
一种基于仿真发动机性能调试方法系统

[发明专利]一种涡轮导向器通道结构和叶片结构-CN202310389859.5在审
发明人：欧阳玉清;梅庆;宋双文;曾飞 -专利权人：中国航发湖南动力机械研究所
申请日： 2023-04-11 - 公布日： 2023-07-04 - 主分类号： F01D9/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种涡轮导向器通道结构和叶片结构，属于航空发动机技术领域，该一种涡轮导向器通道结构，包括沿气流流动方向设置的：第一流道，由第一上游型线和第二上游型线绕涡轮轴线旋转一周形成，所述第一上游型线两端点连线和涡轮轴线的夹角在25°～40°之间，所述第二上游型线两端点连线和涡轮轴线的夹角在0°～15°之间。通过采用有较大倾角的第一流道，有效缩短了直流燃烧室及与其相连接的高压涡轮轴向长度，从而使得整机更为紧凑，重量更轻；且转子长度及支点间跨距短，转子弯曲刚性好，转子动力学特性好。
一种涡轮导向通道结构叶片

[发明专利]基于发动机特性的飞机需求换算方法、装置、设备及介质-CN202310223131.5在审
发明人：张晨阳;王召广;黄兴;梅庆;宋双文;金海良 -专利权人：中国航发湖南动力机械研究所
申请日： 2023-03-06 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本申请公开了一种基于发动机特性的飞机需求换算方法、装置、设备及介质，所述方法基于与目标发动机构型相近的并且已经开展高空台试验验证的某型涡轴涡桨发动机的实际试验数据特性给出发动机功率的目标需求功率换算模型，通过所述目标需求功率换算模型可以更准确评估发动机实际功率能力，可以用于基于飞机需求的发动机设计，从而在发动机设计初期即可判断所设计的状态点能否满足飞机全包线的需求，并通过飞机需求判断出最大功率状态点来指导发动机的设计点选取，确保发动机完成方案设计后的结果与评估的换算功率基本一致，提高发动设计参数的准确性、可靠性，满足飞机全包线的需求。
基于发动机特性飞机需求换算方法装置设备介质

[发明专利]一种气体流路密封装置-CN202310091425.7在审
发明人：邹晗阳;周坤;梅庆;宋双文;力宁;潘君;王晓燕;邱海涛 -专利权人：中国航发湖南动力机械研究所
申请日： 2023-02-07 - 公布日： 2023-05-02 - 主分类号： F16J15/16 文献下载
摘要：本发明涉及气体密封技术领域，具体涉及一种气体流路密封装置。一种气体流路密封装置，包括：篦齿密封结构；刷式密封结构，设置在篦齿密封结构的一侧，且与篦齿密封结构固定连接；指尖密封结构，设置在刷式密封结构远离篦齿密封结构的一侧，指尖密封结构包括多个指尖薄片，多个指尖薄片与篦齿密封结构、刷式密封结构同轴设置在转子上；其中，篦齿密封结构设置在转子的高压侧，指尖密封结构在转子的低压侧。通过将篦齿密封结构、刷式密封结构和指尖密封结构依次设置，将篦齿密封结构设置在高压侧，指尖密封结构设置在低压侧，可使篦齿密封将流体压力变小后依次通过刷式密封结构和指尖密封结构，提高了密封效果。
一种气体密封装置

[发明专利]基于瞬态时间历程的发动机叶片、轮盘三维应力计算方法-CN202211425427.7在审
发明人：艾兴;王阁;程昊;余嘉伟;章胜;于明;米栋;李坚;宋双文;梅庆 -专利权人：中国航发湖南动力机械研究所
申请日： 2022-11-14 - 公布日： 2023-03-07 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本申请提供了一种基于瞬态时间历程的发动机叶片、轮盘三维应力计算方法，所述方法包括步骤：模型输入、分析步设置、载荷计算、温度场处理、APDL命令流文件生成、三维瞬态应力计算。本申请的目的在于建立一种基于瞬态时间历程的航空发动机叶片/轮盘三维应力计算方法，通过对航空发动机整个工作循环下轮盘/叶片的各个瞬态点温度场、转速数据进行处理，在ANSYS有限元软件中进行多分析步快速载荷施加及三维温度场插值，提高了工作效率，减少了低层次质量问题；通过快速迭代计算得到叶片/轮盘在工作循环下的三维瞬态应力，应力分析结果更加精确，从而有效提高航空发动机叶片/轮盘设计的可靠性。
基于瞬态时间历程发动机叶片轮盘三维应力计算方法

[发明专利]鼠笼式弹性支承-CN202010473292.6有效
发明人：刘国栋;银越千;金海良;杨庆长;宋双文 -专利权人：中国航发湖南动力机械研究所
申请日： 2020-05-29 - 公布日： 2023-02-28 - 主分类号： F01D25/28 文献下载
摘要：本发明提供一种鼠笼式弹性支承，包括：筒状轴承安装环，所述筒状轴承安装环的筒壁上开设有多个通槽，并对应形成均布的多个笼条；轴向力测试部，所述轴向力测试部与所述筒状轴承安装环固定连接；以及固定环，所述固定环与所述轴向力测试部固定连接并具有多个定位孔。本发明的鼠笼式弹性支承结构紧凑，可以在弹性支承上直接测量转子系统轴向力，省略了测力环，降低了系统风险，解决了弹性支承与轴承一体化的轴承中轴向力难以直接测试的问题。
鼠笼式弹性支承

[发明专利]基于材料微观损伤演化的涡轮叶片寿命评估方法及系统-CN202211324040.2在审
发明人：艾兴;王阁;杨旭峰;汪全中;米栋;李坚;宋双文;梅庆 -专利权人：中国航发湖南动力机械研究所
申请日： 2022-10-27 - 公布日： 2023-02-03 - 主分类号： G01M15/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于材料微观损伤演化的涡轮叶片寿命评估方法及系统，该方法先基于外场转速载荷谱生成试验力载荷谱，以便于进行蠕变疲劳试验，然后基于生成的试验力载荷谱先后进行材料级蠕变疲劳试验和模拟件级蠕变疲劳试验，以构建材料级蠕变微观损伤演化模型和模拟件级蠕变微观损伤演化模型，以逐级递进的方式对蠕变疲劳试验的微观结构演化进行了定量描述，建立了蠕变损伤和微观结构演化之间的关系，实现了涡轮叶片蠕变寿命的精准预测，从而为航空发动机的翻修与叶片更换提供技术参考。
基于材料微观损伤演化涡轮叶片寿命评估方法系统

[发明专利]一种减振环最小过盈量计算方法及装置-CN202211191994.0在审
发明人：王帅;罗敏;宋双文;贺启盛;黄炎浩 -专利权人：中国航发湖南动力机械研究所
申请日： 2022-09-28 - 公布日： 2023-01-31 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本申请提供了一种减振环最小过盈量计算方法及装置，所述方法通过分析安装槽与减振环的实际接触情况，从而确定在不同转速下减振环与安装槽之间的实际接触区域，不再默认为安装槽与减振环为整圆接触，贴近实际工况，计算出防止减振环周向滑动的最小过盈量，减少减振环过盈量计算误差，所得最小过盈量既能够使发动机快速启动时避免与减振环发生相对滑动，同时，所述最小过盈量不会减小减振环与安装槽之间的接触区域，从而确保了减振环的减振效果，从而提高减振环耗能计算的精度，满足航空发动机齿轮减振降噪的需求。
一种减振环最小过计算方法装置

[发明专利]发动机齿轮动应力测量试验系统-CN202211082834.2在审
发明人：王帅;罗敏;宋双文;贺启盛;黄炎浩;李超 -专利权人：中国航发湖南动力机械研究所
申请日： 2022-09-06 - 公布日： 2023-01-20 - 主分类号： G01M13/025 文献下载
摘要：本发明公开了一种发动机齿轮动应力测量试验系统，包括：安装机匣、转动装设于安装机匣上的待测齿轮、分设于待测齿轮两侧的滑环引电器和驱动测量系统、供气加载系统。驱动测量系统与待测齿轮连接，以用于带转待测齿轮，同时对待测齿轮试验中的扭矩和转速分别进行测量。滑环引电器与待测齿轮连接，以用于测量待测齿轮的动应力。供气加载系统部分连接于待测齿轮上，其余部分结构位于待测齿轮的外侧，以用于按照特定角度在待测齿轮旋转的反方向向待测齿轮的齿面喷射特定压力的高压气，以形成与真实齿轮啮合频率一致的激励。本发明的发动机齿轮动应力测量试验系统，待测齿轮动应力测量效率高、可靠性好、可极大提高测试效率、加快发动机研制进度。
发动机齿轮应力测量试验系统

[发明专利]一种低速风洞螺旋桨进气道一体化试验方法-CN202211256926.8在审
发明人：蔡明先;唐滨滨;陈杰;魏立辉;吴吉昌;宋双文;丁金涛;冯涛;李盛文;李长坤 -专利权人：中国航发湖南动力机械研究所
申请日： 2022-10-13 - 公布日： 2023-01-17 - 主分类号： G01M9/06 文献下载
摘要：本发明涉及飞行器风洞试验技术领域，具体涉及一种低速风洞螺旋桨进气道一体化试验方法，包括：将螺旋桨模型安装在风洞本体内部，并在螺旋桨模型的进气道本体上连接输气管路；向螺旋桨模型内的涡轮空气马达供气使其开始转动，进而带动螺旋桨本体转动；风洞起风至风速稳定后，提高涡轮空气马达的供气气压至螺旋桨本体转速提高到预定转速，外流模拟完成。将螺旋桨、进气道和短舱共同集成到试验件中，并将试验件置于风洞内进行试验，将螺旋桨滑流试验和进气道试验同时进行，能够准确模拟螺旋桨本体旋转所带来的旋转效应和加速效应等，更加准确预估螺旋桨飞机进气道性能，能够为涡桨飞机进气道性能评估提供更加可靠的试验数据。
一种低速风洞螺旋桨进气道一体化试验方法

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