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[发明专利]一种航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法-CN202010574852.7有效
发明人：王威;耿瑞;赵娜;葛长闯;曹航;从佩红 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2020-06-22 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：本申请属于航空发动机强度、寿命设计领域，特别涉及一种航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法，包括如下步骤：获取与涡轮工作叶片相关的预定数据；涡轮工作叶片强度设计；叶片的取样位置选取；榫槽形取样夹具初步设计；基于取样位置的局部坐标系建立；取样夹具定位面设计；对步骤三确定的取样位置进行真实叶片取样；取样模拟试验件加工与试验，根据试验结果判断取样夹具设计是否有效；有效则获得最终取样夹具，否则返回步骤三。本申请的航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法，取样位置确定方案考虑因素更全面，取样位置范围更广，更能满足工程实际需求；取样夹具可操作性高、工程适用性强、精度高；取样夹具同一取样位置多次取样定位一致。
一种航空发动机涡轮叶片取样夹具设计方法

[发明专利]一种航空发动机运动机构高精度刚柔耦合动力学仿真方法-CN202310874767.6在审
发明人：杨昌祺;曹航;许春阳;宋慧涛;葛长闯 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2023-07-17 - 公布日： 2023-10-10 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请属于航空航天技术领域，特别涉及一种航空发动机运动机构高精度刚柔耦合动力学仿真方法，步骤S1：对运动机构进行多刚体建模；步骤S2：对运动机构的多刚体模型添加零件之间的运动副，施加载荷和驱动，获得多刚体动力学模型；步骤S3：对多刚体动力学模型进行多刚体动力学仿真，当多刚体动力学模型无法进行仿真，对多刚体模型进行调试，直至多刚体动力学模型成功进行仿真；步骤S4：对运动机构建立有限元模型，判断运动机构中需要柔性化的零件；步骤S5：将需要柔性化的零件在所述多刚体动力学模型中对应的零件均分别进行柔性化处理，构成高精度刚柔耦合动力学模型。
一种航空发动机运动机构高精度耦合动力学仿真方法

[发明专利]航空尾喷管运动副模拟工况摩擦磨损测试系统及方法-CN202310507171.2在审
发明人：张执南;刘松恺;何志轩;黄楷熠;何可;尹念;葛长闯;许春阳 -专利权人：上海交通大学
申请日： 2023-05-06 - 公布日： 2023-08-15 - 主分类号： G01N3/56 文献下载
摘要：本发明提供了一种航空尾喷管运动副模拟工况摩擦磨损测试系统及方法，包括运动加载模块、夹具模块以及框架；所述竖直加载电机驱动端连接夹具底座，所述水平加载电动缸的和竖直加载电动缸通过下夹具连接，或者所述水平加载电动缸和竖直加载电动缸各自连接有下夹具；所述夹具底座通过竖直加载电机驱动被测工件在水平面上旋转加载，所述竖直加载电动缸驱动被测工件沿竖直方向运动，所述水平加载电动缸驱动被测工件沿水平方向运动。本发明公开的磨损测试系统突破以往特种摩擦磨损试验机实验对象单一的局限，可实现对三角拉杆和凸轮滚子两种试验件涉及的旋转副、球窝球副和凸轮副三类运动副开展测试，提高了试验机的测试范围。
航空喷管运动模拟工况摩擦磨损测试系统方法

[发明专利]高温重载工况航空尾喷管典型运动副摩擦磨损测试方法和系统-CN202310506488.4在审
发明人：张执南;黄楷熠;刘松恺;何志轩;何可;尹念;葛长闯;许春阳 -专利权人：上海交通大学
申请日： 2023-05-06 - 公布日： 2023-08-11 - 主分类号： G06F30/27 文献下载
摘要：本发明提供了一种高温重载工况航空尾喷管典型运动副摩擦磨损测试方法和系统，包括：S1实现航空尾喷管典型运动副摩擦学系统的解构；S2实现航空尾喷管典型运动副材料级别摩擦磨损试验；S3实现航空尾喷管典型运动副样件级别摩擦磨损试验；S4实现航空尾喷管典型运动副摩擦磨损寿命预测建模。本发明能够建立适用于高温重载工况航空尾喷管典型运动副磨损寿命预测模型，揭示特殊运动形式下的磨损机制，从而支撑尾喷管典型运动副的维护维修和易损更换。
高温重载工况航空喷管典型运动摩擦磨损测试方法系统

[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]一种轴承锁紧结构-CN202210405639.2在审
发明人： 葛长闯;葛晴;杨昌祺;李皓川;王洪庆;宋洋;宋慧涛;赵贺桃;郑秋瑶 -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： 2022-12-20 - 主分类号： F16C35/063 文献下载
摘要：本申请提供了一种轴承锁紧结构，包括：转轴，其上设有径向凸起，自径向凸起向安装轴承一侧依次设有光滑段及螺纹段，螺纹段上设有防转销孔；轴承，其安装在光滑段上且被径向凸起轴向限位，轴承内环远离径向凸起的一侧具有内环凹槽；压紧螺母，其安装在转轴的螺纹段，用于对轴承进行轴向锁紧，压紧螺母面向轴承的一侧具有螺母凹槽；防转销，其安装在转轴的防转销孔内且同时位于内环凹槽和螺母凹槽构成的凹槽内，防止轴承内环和/或压紧螺母转动；以及自锁弹性环，其一侧具有锁片、另一侧具有弹性锁紧片，当自锁弹性环安装在压紧螺母上时，弹性锁紧片能够向防转销提供弹性压力而防止防转销脱落，通过弯折锁片可以将自锁弹性环限位在压紧螺母上。
一种轴承结构

[发明专利]一种航空发动机强度设计方法-CN201910701887.X有效
发明人：王威;耿瑞;宋洋;王相平;曹航;赵娜;葛长闯 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2019-07-31 - 公布日： 2022-12-20 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本申请涉及一种航空发动机强度设计方法，属于航空发动机强度设计领域，主要包括：确定航空发动机强度的设计输入；依据航空发动机强度设计的相关资料梳理强度设计中所涉及专业的设计流程；根据所梳理的设计流程，确定典型强度的设计活动；设计强度设计全流程、匹配强度设计因素、判断强度设计方法的工程适应性，若满足使用要求，则获得强度设计结果与过程数据，若不满足使用要求，则调整典型设计活动并迭代，直至满足使用要求。本申请的航空发动机设计方法能够提高强度设计精度和效率，可快速并准确的获取所需设计流程和设计要素，实现了强度设计规范性与灵活性统一。
一种航空发动机强度设计方法

[发明专利]一种航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件-CN202211016086.8在审
发明人：王威;康滨鹏;葛长闯;董自超;迟庆新;耿瑞;曹航;宋洋;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： 2022-08-24 - 公布日： 2022-11-18 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本申请提供了一种航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件，包括：用于模拟真实涡轮叶片不同考核截面结构特征的叶身考核段；设置在叶身考核段的上下两侧的加载叶冠，用于与试验夹具安装以实现机械载荷的加载；设置在叶身考核段与加载叶冠之间的连接倒圆，用于将施加于加载叶冠的载荷传递至叶身考核段；在叶身考核段内设置的通气腔及内腔隔板，其在叶身考核段内形成冷却气通道以实现对叶身考核段进行冷却；加载叶冠的外端面形成集气盒安装面，通过与集气盒及通气接头连接实现冷却气流入流出，加载叶冠的内端面形成试验夹具安装面，其与试验夹具装配并实现传递载荷，加载叶冠的侧端面形成试验夹具定位面，实现试验件与试验夹具的轴向与周向有效定位。
一种航空发动机涡轮叶片强度模拟试验

[发明专利]一种航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件设计方法-CN202210541982.X在审
发明人：王威;葛长闯;耿瑞;曹航;宋洋;吴云伍;康滨鹏;董自超;迟庆新;李莹;王海旭 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2022-05-17 - 公布日： 2022-08-02 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请提供了一种航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件设计方法，包括：确定需要模拟的目标涡轮叶片几何模型以及强度分析用的计算状态等数据；基于几何模型及状态等数据，通过有限元软件开展涡轮叶片强度及寿命分析，结合强度、寿命分析结果选取重点关注部位及重点的关注截面；基于选取的关注截面，沿垂直于该截面的法向方面延长，形成叶身考核段；叶身考核段的内腔通道包括带肋板和不带肋板的方案；在原始壁厚基础上形成包括加厚和减薄的方案；设计加载叶冠用于机械载荷加载；设计叶身考核段和加载叶冠的连接结构；针对设计的试验件开展工艺可行性分析及强度分析，判断考核是否有效，连接结构和叶冠是否满足试验加载要求。
一种航空发动机涡轮叶片强度模拟试验设计方法

[发明专利]一种用于齿轮减振的多重干摩擦子母阻尼环-CN202210406861.4在审
发明人： 葛长闯;张之兰;王海旭;宋慧涛;李皓川;王洪庆;曹航;葛晴 -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： 2022-07-22 - 主分类号： F16H55/17 文献下载
摘要：本申请提供了一种用于齿轮减振的多重干摩擦子母阻尼环，包括：外阻尼环，在其圆环主体上间隔分布有包含至少两个外阻尼环孔的内凸型开孔段和提供弹性变形的外阻尼环柔性段，相邻两个内凸型开孔段在外阻尼环柔性段处形成凹槽，在其一的外阻尼环柔性段上设置有外阻尼环楔口；内阻尼环，在其圆环主体上间隔分布有包含至少两个内阻尼环孔的外凸型开孔段和提供弹性变形的内阻尼环柔性段，相邻两个外凸型开孔段在内阻尼环柔性段处形成凹槽，在其一的内阻尼环柔性段上设置有内阻尼环楔口；和阻尼柱；使用时，内阻尼环嵌套在外阻尼环的内侧，阻尼柱装入外阻尼环孔和内阻尼环孔中，在锥齿轮振动时，可将振动能量转化为阻尼柱动能和内外阻尼环的摩擦耗能。
一种用于齿轮多重摩擦子母阻尼

[发明专利]一种用于齿轮减振的颗粒干摩擦子母阻尼环-CN202210406865.2在审
发明人： 葛长闯;张之兰;许春阳;王海旭;储建恒;王维岩;杨昌祺;李皓川;宋慧涛 -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： 2022-07-22 - 主分类号： F16H55/17 文献下载
摘要：本申请提供了一种用于齿轮减振的颗粒干摩擦子母阻尼环，包括：外阻尼环，在其圆环主体上间隔分布有包含外阻尼环孔的内凸型开孔段和提供弹性变形的外阻尼环柔性段，相邻两个内凸型开孔段在外阻尼环柔性段处形成凹槽，在其一的外阻尼环柔性段上设置有外阻尼环楔口；内阻尼环，在其圆环主体上间隔分布有包含内阻尼环孔的外凸型开孔段和提供弹性变形的内阻尼环柔性段，相邻两个外凸型开孔段在内阻尼环柔性段处形成凹槽，在其一的内阻尼环柔性段上设置有内阻尼环楔口；和阻尼颗粒；使用时，内阻尼环嵌套在外阻尼环的内侧，阻尼颗粒装入外阻尼环孔和内阻尼环孔中，在锥齿轮振动时，将振动能量转化为阻尼颗粒动能和内外阻尼环的摩擦耗能。
一种用于齿轮颗粒摩擦子母阻尼

[发明专利]一种鼓形花键及其设计方法-CN202210261878.5在审
发明人：牟佳信;郭梅;苏常青;赵广;赵向阳;李盛翔;葛长闯;李锦花;胡兴海;信琦;毛宏图;谷俊 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2022-03-16 - 公布日： 2022-07-08 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本申请提供了一种鼓形花键设计方法，所述方法包括：S1、确定鼓形花键的鼓形半径下限，包括：首先根据普通渐开线花键所使用的材料，确定鼓形花键齿面许用挤压应力；之后根据普通渐开线花键的结构参数计算鼓形半径下限；S2、确定鼓形花键的鼓形半径上限，包括：首先根据极限状态下保证鼓形花键不发生干涉，确定鼓形齿的修形量下限；然后根据鼓形齿修形量与鼓形半径的近似关系，确定鼓形半径上限。
一种花键及其设计方法

[发明专利]一种航空发动机涡轮叶片取样夹具-CN202010575954.0在审
发明人：王威;耿瑞;赵娜;葛长闯;曹航;从佩红 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2020-06-22 - 公布日： 2020-08-18 - 主分类号： G01N1/04 文献下载
摘要：本申请属于航空发动机强度、寿命设计技术领域，特别涉及一种航空发动机涡轮叶片取样夹具，用于对具有预定取样位置的涡轮叶片进行夹持，包括：呈六面体形的本体部，在本体部顶面上凹陷设置有榫槽，从本体部的底部设置有固定用螺栓孔，固定用螺栓孔从本体部底面由下至上垂直贯穿至榫槽内。本申请的航空发动机涡轮叶片取样夹具可以实现在进行涡轮叶片取样时，装夹固定叶片，调整取样位置空间角度并为切割加工提供多个有效定位面，保障取样的规范性与一致性，进而保障获得真实叶片力学性能试验结果数据的有效性和精度，可应用于涡轮叶片真实构件性能获取以及叶片强度、寿命设计中。
一种航空发动机涡轮叶片取样夹具

[发明专利]带阻尼的管式压气机转子引气装置-CN201710226955.2有效
发明人：袁森;印雪梅;葛长闯;孙浩然;张岩;张海洋 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2017-04-07 - 公布日： 2019-03-22 - 主分类号： F02C7/04 文献下载
摘要：本发明涉及压气机转子结构设计技术领域，具体提供了带阻尼的管式压气机转子引气装置，用于引导气流从压气机的轮毂流向盘心，引气装置包括引气管、阻尼管和引气盘，引气管管壁设有引气管翻边，阻尼管管壁设有阻尼管凸起，引气管翻边的顶面和引气盘相接触，引气管翻边的底面和阻尼管凸起的顶面贴合接触；引气盘为空心圆盘，其外壁开有用于安装引气管的管孔，引气盘一侧端面设有将引气管轴向固定在管孔上的套件固定块，另一侧端面设有凸起于该侧端面的挡块；引气盘上装有卡圈，卡圈的两侧端面分别与挡块和引气管翻边接触，卡圈将引气管周向固定在引气盘上；卡圈上设有凸起于卡圈端面的卡圈头，卡圈头和挡块相配合使卡圈沿引气盘周向固定。
引气管引气卡圈翻边凸起压气机转子引气装置阻尼管挡块周向固定管孔管式结构设计技术顶面贴合卡圈端面空心圆盘轴向固定固定块压气机侧端底面顶面管壁轮毂盘心圈头套件配合

[实用新型]一种立式旋转试验器盘-CN201520024954.6有效
发明人： 葛长闯;王寅超;李铁 -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： 2015-01-15 - 公布日： 2015-08-12 - 主分类号： G01M13/00 文献下载
摘要：一种立式旋转试验器盘，其特征在于：所述的立式旋转试验器盘，包括盘体和盘鼓结构；盘鼓整体为环状，截面为L形结构，L形结构长边的长度为A，短边长度为B，短板宽度为C。所述的L形结构，盘的半径与A的长度之比为5～10：1。所述的长边的长度A与短边长度B的比为2:1。所述的短板宽度C的值为3～6毫米。本实用新型的优点：本实用新型所述的立式旋转试验器盘，使单级盘应力水平和分布与多级组合条件下应力水平和分布趋于一致。有效降低试验成本，提升试验进度，具有很高的工程实用性和推广价值。
一种立式旋转试验

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