“中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所”申请（专利权）人搜索_中国专利权人_发明人_技术持有人_科研专家_钻瓜专利网

钻瓜专利网为您找到相关结果869个，建议您升级VIP下载更多相关专利

[发明专利]一种二维图形轮廓绘制方法-CN201510598464.1有效
发明人：王海;赵家军;柴军生;范宇;陆海鹰 -专利权人： 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所
申请日： 2015-09-18 - 公布日： 2018-11-13 - 主分类号： G06T11/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种二维图形轮廓绘制方法，属于图像数据处理领域。所述的二维图形轮廓绘制方法主要用于绘制具有多条线段构成的封闭或未封闭二维图形轮廓的绘制，主要包括以下步骤：获取绘制所述二维图形轮廓的最大间隙值，设置一圆，并使该圆沿由所述二维图形内的线构成的边界运动，直至所述圆运动至起始点，连接所述圆运动的轨迹点完成二维图形轮廓绘制，其中，所述间隙值指所述二维图形内相邻的两条需要封闭的线段端点之间的距离，所述设置的圆的直径大于所述二维图形轮廓的最大间隙值。通过该方法绘制二维图形的内轮廓或外轮廓时，参与计算的线条数量少、计算量小，可以应用于创建区域填充封闭边界、孤岛检测等实际应用。
一种二维图形轮廓绘制方法

[发明专利]一种新型轴对称塞式喷管-CN201610663797.2有效
发明人：宁怀松;许羚;杜寅威 -专利权人： 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所
申请日： 2016-08-12 - 公布日： 2018-11-13 - 主分类号： F02K1/08 文献下载
摘要：本发明涉及航空发动机喷管设计领域，特别涉及一种轴对称塞式喷管。轴对称塞式喷管包括：筒体，前段为圆柱型平直段，后段为收敛段；塞锥前段，位于筒体内部，塞锥前段的后端的内型面为圆柱面；塞锥后段，前端具有与塞锥前段后端内型面形状和大小相匹配的外型面，并通过外型面与塞锥前段的内型面构成滑动副；支板，为中空结构，一端与筒体紧固，另一端与塞锥前段固定；作动筒，铰接在筒体外；杠杆，铰接在支板的内腔中，一端与作动筒铰接；连杆，位于塞锥前段的内腔中，一端与杠杆铰接，另一端与塞锥后段的靠近塞锥前段的一端铰接。本发明的轴对称塞式喷管，结构简单可靠，能有效的实现喉道面积调节，满足发动机不同工作状态的需要。
一种新型轴对称喷管

[发明专利]一种静子叶片驱动装置-CN201610446105.9有效
发明人：马晓健;王华;韩方军;赵晓东;白志刚 -专利权人： 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所
申请日： 2016-06-21 - 公布日： 2018-11-13 - 主分类号： F04D29/46 文献下载
摘要：本发明公开了一种静子叶片驱动装置，涉及涡轮发动机技术领域。所述静子叶片驱动装置，用于调节叶片的安装角度，所述静子叶片驱动装置包含支架摇臂；所述支架为环形结构，固定安装在机匣上，所述支架的内部设置有油腔，所述油腔为一圆弧段，所述油腔内设置有活塞，所述活塞将所述油腔分为第一油腔及第二油腔，所述第一油腔设置有第一油嘴，所述第二油腔上设置有第二油嘴；所述活塞的一端伸出所述油腔与所述摇臂的一端连接，所述摇臂的另一端与所述叶片连接。本发明的有益效果：叶片的驱动摇臂在支架上的油腔内按照预定轨迹运动，摇臂通过活塞带动，活塞通过第一油腔与第二油腔内的压力差驱动，摇臂不受外界阻力，摇臂在转动过程中不会发生变形。
一种叶片驱动装置

[发明专利]一种非接触式发动机转子动态挠性线测试方法-CN201410441508.5有效
发明人：胡伟;李成刚;王洪斌;孙凤新;刘俊峰;齐海涛;孙国玉;贺小鹏 -专利权人： 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所
申请日： 2014-09-01 - 公布日： 2018-10-23 - 主分类号： G01M5/00 文献下载
摘要：一种非接触式发动机转子动态挠性线测试方法，针对发动机转子的弹性线测量，实施多截面双光纤传感器测量转子的弹性线的方案，采用非接触转子径向位移测量系统；在转子上安装光学齿，对应上方相同同轴向位置安装两个光纤传感器，两个光纤传感器夹角Φ，两传感器同时照射至光学齿的相同位置；当轴旋转时光学齿经过光纤传感器产生脉冲信号；通过测量两光纤传感器脉冲到达时刻转换为径向位移；非接触双光纤传感器测量转子径向位移方案：在同一截面测量两个位置径向位移，依据转子特征确定测量截面的径向位移。本发明的优点：可以直接利用，结合机匣挠性线测量结果，分析转静子挠性线之间的关系，为分析发动机整机振动提供保障。
一种接触发动机转子动态挠性线测试方法

[发明专利]一种变循环发动机稳态性能分析及优化方法-CN201511019454.4有效
发明人：刘永泉;韩佳;张跃学;苏桂英;孙立业 -专利权人： 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所
申请日： 2015-12-30 - 公布日： 2018-10-09 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明涉及一种变循环发动机稳态性能分析及优化方法，包括步骤1：校核发动机性能计算程序；步骤2：单参数调节影响分析；步骤3：选取自变量、自变量范围及响应变量；步骤4：选取试验设计方法及样本方案；步骤5：计算样本方案；步骤6：建立近似模型；步骤7：建立优化方程组及求解；步骤8：多参数耦合影响下发动机特性分析。通过本发明的方法，能够以较少的方案计算量、科学的数据分析方法，简单直观地获得更全面的可调节部件参数对发动机稳态性能优化目标的影响特性，并能够根据优化目标，方便快速地得到最佳的可调节部件参数匹配方案，从而对发动机稳态性能进行分析及优化，具有精度高、易操作等优点。
一种循环发动机稳态性能分析优化方法

[发明专利]一种大扩张比扩压器-CN201510586455.0有效
发明人：万斌;刁瑶朋;程明;张成凯 -专利权人： 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所
申请日： 2015-09-15 - 公布日： 2018-10-09 - 主分类号： F23R3/26 文献下载
摘要：一种大扩张比扩压器，涉及航空发动机、燃气轮机燃烧室的扩压器设计领域，大扩张比扩压器由扩压器本体、外壁分流片、内壁分流片组成，外壁分流片设置于扩压器本体的外壁面，内壁分流片设置于扩压器本体的内壁面。外壁分流片与内壁分流片的个数相等且外壁分流片与内壁分流片的前段和后段均为流路扩张的流线型。本发明提供的大扩张比扩压器通过在扩压器本体的外壁设置外分流片，内壁面设置内分流片，使得扩压器本体的扩张比大于现有技术中扩压器的扩张比，在满足了燃烧室进口马赫数不断增加的设计要求的同时，又避免在扩压器壁面出现气流分离，还减小了扩压器总压损失，装置稳定性高，安全可靠。
一种扩张扩压器

[发明专利]一种测量、计算涡轮导向叶片和导向器喉道面积的方法-CN201410789263.5有效
发明人：刘永泉;屈云凤;曾令玉;张志强 -专利权人： 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所
申请日： 2014-12-17 - 公布日： 2018-10-09 - 主分类号： G01B21/28 文献下载
摘要：一种测量、计算涡轮导向叶片和导向器喉道面积的方法，具体为：建立坐标系、确定相邻叶片间的空档即窗口排序后，根据叶片形状，在理论窗口确定可表征窗口宽度的叶片外型线即宽度型线，求其最小距离及其所在线段即宽度线段，确定理论宽度特征点，计算宽度线段中点连线到缘板流道面的交点，据此分段求取缘板高度并计算叶片理论喉道面积；确定并利用三坐标扫描实际宽度、缘板样本型线；插值样本型线后，根据上述方法求取实际叶片排气面积，其中缘板流道面通过将缘板样本型线坐标点转化为柱坐标系并绕X轴旋转形成。本方法具有排气面积数值测量计算准确、稳定、重复性好，导向叶片同导向器排气面积之间规律较好，不依赖于测具等优点。
一种测量计算涡轮导向叶片喉道面积方法

[发明专利]一种燃气涡轮发动机封严装置-CN201610615193.0有效
发明人：曹阳 -专利权人： 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所
申请日： 2016-07-29 - 公布日： 2018-10-09 - 主分类号： F01D11/00 文献下载
摘要：本发明航空发动机设计领域，特别涉及一种燃气涡轮发动机封严装置，以至少解决现有封严装置稳定性的问题。封严装置，包括环状的蓖齿、环状的安装座以及呈圆环板状的封严环；封严环数量与蓖齿相同，同轴且固定设置在安装座的内环面上，封严环与蓖齿沿轴线方向间隔分布，内径小于蓖齿的外径；每个封严环包括多个呈扇形片状的封严件，每个所述封严件由具有弹性的金属材料制成，圆心角小于180°，多个封严件沿周向方向依次布置形成一个完整的封严环。本发明的燃气涡轮发动机封严装置中，封严环能够在气流作用下弯曲抵靠至对应的蓖齿下，形成密封连接，从而起到封严作用，能够适应发动机不同状态下温度和压力的变化，良好的封严效果，且稳定性强。
一种燃气涡轮发动机装置

[发明专利]一种用于加力燃烧室高温火焰观测的冷却保护装置-CN201610656252.9有效
发明人：叶喜辉;王东明;张哲衡;赵东洋;刘春宇;朱威 -专利权人： 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所
申请日： 2016-08-11 - 公布日： 2018-10-09 - 主分类号： F23M11/04 文献下载
摘要：本发明涉及一种用于加力燃烧室高温火焰观测的冷却保护装置，包括壳体、盖板、观察窗压盖及透视件，壳体与盖板采用螺栓固定连接；壳体上具有冷却水进口、冷却水出口、线缆引出口、腔内进气口、腔内出气口以及冷却气进口，壳体内部具有冷却水管路、线缆管路、腔内管路、冷却气管路以及与腔内管路连通的安装平台，线缆管路与安装平台之间设有挡板，壳体侧面设有观察口，观察口与安装平台连通，观察窗压盖与透视件安装于观察口处且均与壳体固定，观察窗压盖上设有透气孔，冷却气进口通过冷却气管路连通至透气孔。本发明的冷却保护装置具有结构紧凑，操作方便，工作可靠，成本较低，实用性较好，易于推广应用等优点，具有较大的实用价值。
一种用于加力燃烧室高温火焰观测冷却保护装置

[发明专利]一种轴对称喷管喉道直径测量工具-CN201410798192.5有效
发明人：许磊;宁怀松;孙轶 -专利权人： 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所
申请日： 2014-12-19 - 公布日： 2018-09-14 - 主分类号： G01B5/08 文献下载
摘要：一种轴对称喷管喉道直径测量工具，包括支撑机构、传动机构和测量机构；其中支撑机构由圆筒、支撑杆、三角架、支撑座组成，传动机构由螺纹杆、环形控制器、拉杆、弹簧组成，测量机构由拉杆、顶板组成；顶板的表面为弧形，形状与喷管喉道处型面相同；拉杆一端和顶板通过销轴连接，另一端呈圆筒；拉杆外径略小于拉杆的内径，插入拉杆的一端也是空心的，弹簧放入拉杆的空腔内，拉杆与支撑座通过螺栓连接，使得拉杆能绕支撑座转动；支撑座焊接在三角架上；拉杆与环形控制器通过螺杆连接，圆筒、支撑杆、三角架、支撑座形成一个整体，用于支撑整个运动部件。本发明的优点：测量过程自动化程度高，测量结果准确性高，适用范围广。
一种轴对称喷管喉道直径测量工具

[发明专利]一种火焰稳定器-CN201510995560.X有效
发明人：李孝堂;李江宁 -专利权人： 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所
申请日： 2015-12-25 - 公布日： 2018-08-24 - 主分类号： F23R3/18 文献下载
摘要：本发明涉及航空燃气涡轮发动机加力燃烧室火焰稳定技术，特别是涉及一种火焰稳定器，至少解决现有火焰稳定器回流区内混气油气比较贫的问题。火焰稳定器位于加力燃烧室外涵处，是由内外涵交界处的环形火焰稳定器向外延伸的径向火焰稳定器；具有对称分布的第一壁面和第二壁面，在第一壁面和第二壁面上对称开设有多个吸气孔；可利用回流区内的低压空气抽吸稳定器壁面附近的液态燃油，有利于拓宽稳定器的贫油熄火边界；同时，还能提高回流区内质量和能量交换率、稳定器燃烧效率，并拓宽稳定燃烧范围。
一种火焰稳定

[发明专利]一种轮盘表面温度检测装置-CN201510623064.1有效
发明人：李元杰;张荣峰;刘正峰 -专利权人： 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所
申请日： 2015-09-25 - 公布日： 2018-08-24 - 主分类号： G01K1/14 文献下载
摘要：本发明公开了一种轮盘表面温度检测装置，涉及发动机技术领域。所述轮盘表面温度检测装置机械臂、连杆、伺服电动机、导向板、传动杆、安装座、定位销钉、导向销钉及销轴，其中，导向板上设置有第一长条孔；传动杆上设置有第二长条孔；连杆的一端与伺服电动机连接，另一端与导向板连接；导向销钉穿过第一长条孔安装在传动杆上；定位销钉穿过第二长条孔安装在安装座上，定位销钉至少设置有两个，且定位销钉的中心线在同一平面上，传动杆在定位销钉的连线方向可以往复移动；机械臂的一端安装在传动杆上，中部通过销轴安装在支撑座上。本发明的优点在于：通过伺服电动机可以控制机械臂动作，使机械臂夹紧被测轮盘或松开被测轮盘，测量数据准确。
一种轮盘表面温度检测装置

[发明专利]一种压气机叶片造型方法-CN201610657506.9有效
发明人：尹松 -专利权人： 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所
申请日： 2016-08-11 - 公布日： 2018-08-24 - 主分类号： F04D29/38 文献下载
摘要：本发明涉及一种压气机叶片造型方法，包括步骤一：将压气机叶型型面按气流顺着叶型型面流动的方向依次排序分成四个特征区域：膨胀加速段、激波扩压段、激波后压力恢复段和近尾缘压力面压力恢复段；步骤二：将步骤一中所述的四个特征区域，分别采用中弧线进行控制，则整个叶型中弧线即由四段中弧线控制，最终确定每段中弧线的几何参数。本发明的压气机叶片造型方法以气流在各个叶片段的流动特征为理论基础，将叶片按气流流动特征划分为四段进行造型，更适应了气流的实际流动过程，同时造型计算程序为独立的计算块，只需确定几个输入参数就可调整叶型，较常规造型方法，不仅有更多的自由度，操作起来也非常方便。
一种压气叶片造型方法

[发明专利]一种航空发动机控制系统组合故障逻辑处理方法-CN201511008792.8有效
发明人：刘永泉;叶迪;王翀;马永轻;荣莉 -专利权人： 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所
申请日： 2015-12-29 - 公布日： 2018-07-13 - 主分类号： F02C9/48 文献下载
摘要：本发明公开了一种航空发动机控制系统组合故障逻辑处理方法。所述航空发动机控制系统组合故障逻辑处理方法包括如下步骤：步骤1：根据发动机类型，选取多个发动机控制变量；步骤2：判断发动机出现的故障是否为组合故障，若否，则停止航空发动机控制系统组合故障逻辑处理方法；若是，则进行下一步；步骤3：列举在该组合故障中的发动机的每个故障；步骤4：为每一个故障提供一个处理策略组；步骤5：进行再组合，从而形成实际策略组，该实际策略组中的每个发动机控制变量具有唯一的动作指令，且该实际策略组能够解决各个故障所造成的影响。本发明的航空发动机控制系统组合故障逻辑处理方法能够有理有序、切实有效的处理航空发动机组合故障。
组合故障航空发动机控制系统逻辑处理实际策略发动机控制变量发动机发动机类型处理策略动作指令故障提供列举

[发明专利]一种航空发动机加力燃烧室供油量的计算方法-CN201511017560.9有效
发明人：刘永泉;韩文俊;孙雨超;刘亚君;杨怀丰;吉思环;朱健;陈洪林;才娟 -专利权人： 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所
申请日： 2015-12-29 - 公布日： 2018-07-13 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明公开了一种航空发动机加力燃烧室供油量的计算方法，属于发动机设计领域。根据发动机舱压PH和发动机进口空气总温T1计算任一发动机工作点的推力需求，并根据所述推力需求，计算加力燃烧室的总油量需求；另一方面，根据当前的油门杆角度α0、压气机后压力P3，查得对应加力燃烧室的供油量；将总油量需求与加力燃烧室的供油量比较，从而可以求得发动机工作点下的加力燃烧室的比值参数；因此，能够获取所述比值参数与发动机舱压PH和发动机进口空气总温T1之间的函数关系f(T1，PH)，最终，形成航空发动机加力燃烧室供油量二维函数Wfa＝f(α0)×f(T1，PH)×f(P3)。通过该方法可以调整任意工作点的加力燃烧室供油量，而不影响其他工作点的当前状态。
加力燃烧室供油量航空发动机工作点发动机进口比值参数发动机舱推力需求总油发动机工作点发动机设计二维函数函数关系压气机油门杆