一种燃油分管校形连接机构

标题：一种燃油分管校形连接机构

摘要：一种燃油分管校形连接机构，涉及燃气轮机的燃油分管与喷嘴的装配设计技术领域，用于对燃油总管中燃油分管与燃油喷嘴盖连接处校形，校形外套螺母内侧为圆环形且截面为槽型结构，其中一槽边上设置有螺纹；校形护套为圆筒形结构，其中一端内侧设置凸环且外侧为阶梯型的环状结构，另一端与所述燃油分管结构匹配且间隙配合；校形护套套在所述燃油分管与所述燃油喷嘴盖连接处并通过校形外套螺母定位。本实用新型提供的燃油分管校形连接机构不改变现有燃油总管结构方案，在实际装配前采用此连接机构进行模拟装配，然后通过打压或试片检验的方法，检查装配是否符合要求，降低了装配后造成的漏油概率。

申请号：CN201520771555.6

申请日：2015/9/30

申请人：中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所

首项权利要求：一种燃油分管校形连接机构，用于检验燃油总管中燃油分管(4)与燃油喷嘴盖(6)连接处的密封效果，其特征在于，包括：校形外套螺母(1’)，内侧为圆环形且截面为槽型结构，其中一槽边上设置有螺纹；校形护套(2’)，为圆筒形结构，其中一端内侧设置凸环且外侧为阶梯型的环状结构，另一端与所述燃油分管(4)结构匹配且间隙配合；校形护套(2’)套在所述燃油分管(4)与所述燃油喷嘴盖(6)连接处并通过校形外套螺母(1’)定位。

专利类型：实用新型

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一种喷杆支撑装置

标题：一种喷杆支撑装置

摘要：本实用新型公开了一种喷杆支撑装置，用以套接喷杆，属于航空发动机清洗领域。所述的喷杆支撑装置主要包括安装座(1)，所述安装座(1)的一端固定连接在外涵孔探仪连接孔中，另一端连接偏心套环(2)；偏心套环(2)，在所述偏心套环(2)上开有偏心孔(4)，所述偏心孔(4)直径小于所述安装座(1)的内孔直径，当所述偏心套环(2)与所述安装座(1)连接时，所述偏心孔(4)与所述安装座(1)的内孔连通。本实用新型偏心套环安装在安装座和套环螺母之间，并可绕安装座中心轴自由转动，通过偏心套环上的偏心孔自动调节内外涵孔探仪安装座中心轴轴向角度偏差，在不增加清洗系统压力损失，扩大了发动机清洗喷杆的适用范围。

申请号：CN201520717412.7

申请日：2015/9/16

申请人：中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所

首项权利要求：一种喷杆支撑装置，用以套接喷杆，其特征在于：包括安装座(1)，所述安装座(1)的一端固定连接在外涵孔探仪连接孔中，另一端连接偏心套环(2)；偏心套环(2)，在所述偏心套环(2)上开有偏心孔(4)，所述偏心孔(4)直径小于所述安装座(1)的内孔直径，当所述偏心套环(2)与所述安装座(1)连接时，所述偏心孔(4)与所述安装座(1)的内孔连通。

专利类型：实用新型

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一种复合铠装传感器及其制作方法

标题：一种复合铠装传感器及其制作方法

摘要：本发明公开了一种复合铠装传感器及其制作方法，涉及传感器技术领域。所述复合铠装传感器包含外套管、热电偶及测压管，其中热电偶至少设置有一个，测压管至少设置有一个。其制作步骤为：步骤一：使用丙酮清洗外套管、热电偶及测压管；步骤二：通过调直机调直外套管、热电偶及测压管；步骤三：按照预定结构将热电偶和测压管排列整齐，并用金属粘接剂固定成束；步骤四：将步骤三中成束的热电偶和测压管穿入外套管内，固定到拉伸机上，选用所需孔径的专用磨具经过一次拉伸成线缆结构；步骤五：将步骤四中得到的线缆结构放入氢气氩气退火炉中退火；步骤六：检测传感器。本发明的有益效果：同一个传感器可以同时检测温度和压力参数，并检测多测测点。

申请号：CN201510641639.2

申请日：2015/9/30

申请人：中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所

首项权利要求：一种复合铠装传感器，其特征在于：包含外套管(1)、热电偶(2)及测压管(3)，其中，所述热电偶(2)至少设置有一个，且所述热电偶(2)的一端设置有温度接线端子(21)；所述测压管(3)至少设置有一个，且所述测压管(3)的一端设置有压力接头(31)；所述热电偶(2)与所述测压管(3)安装在所述外套管(1)内，且热电偶(2)及测压管(3)的两端置于所述外套管(1)的外部，所述热电偶(2)上设置有温度接线端子(21)的一端与所述测压管(3)上设置有压力接头(31)的一端设置在所述外套管(1)的同一端。

专利类型：发明申请

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一种二维图形轮廓绘制方法

标题：一种二维图形轮廓绘制方法

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。

申请号：CN201510598464.1

申请日：2015/9/18

申请人：中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所

首项权利要求：一种二维图形轮廓绘制方法，所述二维图形由多条线段及曲线组成，其特征在于：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，所述设置的圆的的直径大于所述二维图形轮廓的最大间隙值。

专利类型：发明申请

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一种涡轮旋转盘腔流动换热公式修正系数确定方法

标题：一种涡轮旋转盘腔流动换热公式修正系数确定方法

摘要：本发明公开了一种涡轮旋转盘腔流动换热公式修正系数确定方法，属于航空发动机涡轮旋转盘腔流动换热试验领域。首先自涡轮旋转盘的盘心到盘缘做切面并在切面上测不同半径位置处温度，之后根据测量得到的温度计算切面实际温度场并与加载某一流动传热计算公式得到计算温度场进行比较，找到最接近的计算温度场，最后选取修正系数范围、步长以及温差范围，对最接近的计算温度场的流动换热计算公式进行修订。通过本发明获得的涡轮旋转盘腔流动换热公式更加适用于航空发动机涡轮盘的流动换热计算。

申请号：CN201510609409.8

申请日：2015/9/22

申请人：中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所

首项权利要求：一种涡轮旋转盘腔流动换热公式修正系数确定方法，其特征在于，包括：S1、自涡轮旋转盘的盘心至盘缘做切面，所述切面包括多条边；S2、在所述切面的边缘上的选取多个测温点；S3、对多个测温点分别进行温度测量；S4、根据测量的温度对所述切面进行实际温度场计算，绘制所述切面的实际温度场；S5、对所述切面的任意一条边，选取任一流动传热计算公式计算该边的三类边界，并用所述三类边界替换该边上测量的温度，绘制所述切面的计算温度场；S6、比较所述实际温度场与所述计算温度场；S7、选取另一流动传热计算公式计算与所述步骤S5中选取的同一条边的三类边界，重复步骤S5及S6，直至选出与实际温度场最接近的计算温度场，所述最接近的计算温度场是指该计算温度场与实际温度场温度差的绝对值最小；S8、对生成最接近的计算温度场的流动传热计算公式进行系数修正，在修正系数范围内，从起点以修正系数步长M递增至终点，由此获得的多个修正系数分别乘以该流动传热计算公式，并分别计算与所述步骤S5中选取的同一条边的三类边界，绘制修正温度场，找出修正温度场与所述实际温度场的温度差在给定的温差范围内的修正系数。S9、通过步骤S8中最终得到的修正系数修正步骤S8中的流动传热计算公式。

专利类型：发明申请

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一种轴系冲击振动模拟试验器

标题：一种轴系冲击振动模拟试验器

摘要：一种轴系冲击振动模拟试验器，包括电动机、变频器、柔性联轴器、转速传感器、支点、振动位移传感器、转子、信号放大器、多功能套齿联轴器、动态信号采集仪、垂向加速度传感器、工控机、水平向力传感器、水平向低频激振器、水平向加速度传感器、模拟轴系平台；垂向支架、垂向低频激振器、垂向力传感器、基座平台、基础平台、水平支架；电动机、变频器、柔性联轴器构成柔性驱动系统；振动位移传感器、垂向加速度传感器、水平向加速度传感器、垂向力传感器、水平向力传感器、工控机共同构成冲击振动监控系统。本发明的优点：垂向冲击和水平冲击同时模拟；实现两个方向方式模拟，能够高效开展轴系冲击振动试验研究。

申请号：CN201410366071.3

申请日：2014/7/29

申请人：中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所

首项权利要求：一种轴系冲击振动模拟试验器，其特征在于：所述的轴系冲击振动模拟试验器，包括电动机、变频器、柔性联轴器、转速传感器、支点一、振动位移传感器、转子一、信号放大器、支点二、多功能套齿联轴器、动态信号采集仪、转子二、垂向加速度传感器、工控机、支点三、水平向力传感器、水平向低频激振器、水平向加速度传感器、减振器二、模拟轴系平台；垂向支架、垂向低频激振器、垂向力传感器、基座平台、基础平台、减振器二、水平支架；支点一、风扇转子、支点二、多功能套齿联轴器、转子二、支点三、模拟轴系平台构成三支点模拟轴系；电动机、变频器、柔性联轴器构成柔性驱动系统；振动位移传感器、垂向加速度传感器、水平向加速度传感器、垂向力传感器、水平向力传感器、信号放大器、动态信号采集仪、工控机共同构成冲击振动监控系统；转子一和转子二通过多功能套齿联轴器同轴连接，并支撑在支点一、支点二、支点三之上，各支点刚性固定在模拟轴系平台上；模拟轴系平台在水平向上分别连接水平向力传感器、水平向低频激振器和水平支架；模拟轴系平台在垂向分别连接模拟减振器一、基座平台、垂向力传感器、垂向低频激振器和垂向支架；水平支架和垂向支架分别固定在基础平台上，基座平台通过模拟减振器二也固定在基础平台上。

专利类型：发明申请

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一种发动机燃烧室出口温度场的测试装置

标题：一种发动机燃烧室出口温度场的测试装置

摘要：本发明公开了一种发动机燃烧室出口温度场的测试装置，涉及发动机技术领域。所述发动机燃烧室出口温度场的测试装置，包含电机、蜗杆、涡轮、摆动轴、水冷壳体、热电偶及机匣，其中，所述摆动轴的中部置于所述机匣内，所述摆动轴的两端置于所述机匣的外部，所述蜗杆置于所述机匣的内部；所述涡轮套设在摆动轴在机匣外部的轴段上；所述电机用于驱动蜗杆旋转，蜗杆带动涡轮转动，涡轮带动摆动轴转动；所述水冷壳体内设置有扇形空腔，所述热电偶置于所述水冷壳体的空腔内，且所述热电偶的一端用于测量发动机燃烧室出口的温度场，另一端与所述摆动轴连接。本发明的优点在于：可以实现试验件周向温度场的测试。

申请号：CN201510623728.4

申请日：2015/9/25

申请人：中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所

首项权利要求：一种发动机燃烧室出口温度场的测试装置，其特征在于：包含电机(1)、蜗杆(2)、涡轮(3)、摆动轴(4)、水冷壳体(5)、热电偶(6)及机匣(7)，其中，所述摆动轴(4)的中部置于所述机匣(7)内，所述摆动轴(4)的两端置于所述机匣(7)的外部，所述蜗杆(2)置于所述机匣(7)的内部；所述涡轮(3)套设在摆动轴(4)在机匣(7)外部的轴段上；所述电机(1)用于驱动蜗杆(2)旋转，蜗杆(2)带动涡轮(3)转动，涡轮(3)带动摆动轴(4)转动；所述水冷壳体(5)内设置有扇形空腔，所述热电偶(6)置于所述水冷壳体(5)的扇形空腔内，且所述热电偶(6)的一端用于测量发动机燃烧室出口的温度场，另一端与所述摆动轴(4)连接；所述水冷壳体(5)与所述机匣(7)连接。

专利类型：发明申请

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一种航空发动机用尾椎连接结构

标题：一种航空发动机用尾椎连接结构

摘要：一种航空发动机用尾椎连接结构，涉及飞机结构中的尾椎连接结构设计技术领域，用于减小航空发动机尾椎连接处气流扰动及振动，尾椎连接支架的连接边与安装支架为一体成型结构，连接边通过第一螺栓固定连接在发动机涡轮后机匣的安装边上，安装支架与连接边在连接边上间隔设置，在安装支架上远离连接边的一端设置有自锁螺母；第二螺栓与自锁螺母配合将尾椎与发动机涡轮后机匣固定连接，拧紧第二螺栓之后，第二螺栓的头部顶面与尾椎的流道表面处于同一面上。本发明提供的航空发动机用尾椎连接结降低了气流经尾椎时产生的扰动，结构加工便利，装配和分解过程无干涉，结构耐高温、刚度好、实用性更高、能够反复使用、装置稳定性高、安全可靠。

申请号：CN201510594807.7

申请日：2015/9/18

申请人：中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所

首项权利要求：一种航空发动机用尾椎连接结构，其特征在于，包括：尾椎连接支架(2)，包括连接边与安装支架，其中，连接边与安装支架为一体成型结构，连接边通过第一螺栓(6)固定连接在发动机涡轮后机匣(1)的安装边上，安装支架沿连接边长度方向间隔设置，安装支架的板面与尾椎(5)的流道表面平行，在安装支架上远离连接边的一端设置有自锁螺母(3)；第二螺栓(4)，尾椎(5)的流道表面与发动机涡轮后机匣(1)的流道表面平滑无缝对接，在尾椎(5)的流道表面、与安装支架上的自锁螺母(3)位置对应处开设有螺栓定位槽，螺栓定位槽底面开设有螺栓孔，第二螺栓(4)穿过螺栓孔并与自锁螺母(3)配合将尾椎(5)与发动机涡轮后机匣(1)固定连接，拧紧第二螺栓(4)之后，第二螺栓(4)的头部顶面与尾椎(5)的流道表面处于同一面上。

专利类型：发明申请

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一种外涵回热燃气轮机循环系统

标题：一种外涵回热燃气轮机循环系统

摘要：本发明公开了一种外涵回热燃气轮机循环系统，涉及燃气轮机技术领域。所述外涵回热燃气轮机循环系统，包含高压涡轮、低压压气机、高压压气机、空气涡轮、涡轮组件、补燃燃烧室及回热器，其中，补燃燃烧室布置在高压涡轮和涡轮组件之间，经高压涡轮排出的燃气进入补燃燃烧室进一步燃烧，进入涡轮组件的燃气温度提高，涡轮组件的排气温度升高；回热器吸收涡轮组件的排气中的热量，并对经低压压气机压缩后排出的外涵气进行加热。本发明有益之处在于：本发明中的外涵回热燃气轮机循环系统中增添了补燃燃烧室，使得涡轮组件排出的气体温度较高，回热器回收涡轮组件排气的温度，并对经低压压气机排出的外涵气进行加热，提高了燃气轮机的功率和热效率。

申请号：CN201510594823.6

申请日：2015/9/18

申请人：中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所

首项权利要求：一种外涵回热燃气轮机循环系统，包含高压涡轮(8)、低压压气机(5)、高压压气机(10)及空气涡轮(2)，其特征在于：进一步包含涡轮组件(6)、补燃燃烧室(7)及回热器(12)，其中，所述补燃燃烧室(7)布置在高压涡轮(8)和涡轮组件(6)之间，经高压涡轮(8)排出的燃气进入补燃燃烧室(7)进一步燃烧，进入涡轮组件(6)的燃气温度得到提高，涡轮组件(6)做功后的排气温度升高；所述回热器(12)吸收涡轮组件(6)的排气中的热量，并对经低压压气机(5)压缩后排出的外涵气进行加热。

专利类型：发明申请

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一种高速中温负压空气湿度的连续测量方法

标题：一种高速中温负压空气湿度的连续测量方法

摘要：一种高速中温负压空气湿度的连续测量方法，间接测量高速中温负压空气湿度的连续测量，设计了一套测量装置，主要由真空泵、气体测量腔、冷却腔、加温器、湿度计、绝压表及电磁阀和调节阀，保温装置组成；由于气流通道为负压，真空泵的作用是将负压环境的被测气流抽吸至测量腔，测量腔的作用是保温，降速，减小高速气流对湿度传感器冲击的同时，满足传感器的测量要求；冷却腔的作用是将被测中温气流与大气常温气流掺混，实现真空泵对被抽吸气体的温度要求；数据可上传中控，实现远程空置，实时监测，连续测量。本发明的优点：能够实现对高速负压中温环境的气流进行连续性湿度精准检测。检测精度高，避免重复测量，降低检测成本。

申请号：CN201410369403.3

申请日：2014/7/30

申请人：中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所

首项权利要求：一种高速中温负压空气湿度的连续测量方法，其特征在于：所述的高速中温负压空气湿度的连续测量方法为，间接测量高速中温负压空气湿度的连续测量，设计了一套测量装置，实现高速中温负压环境下空气的湿度检测；测量装置主要由真空泵、气体测量腔、冷却腔、加温器、湿度计、绝压表及电磁阀和调节阀，保温装置组成；由于气流通道为负压，真空泵的作用是将负压环境的被测气流抽吸至测量腔，测量腔的作用是保温，降速，减小高速气流对湿度传感器冲击的同时，满足传感器的测量要求；冷却腔的作用是将被测中温气流与大气常温气流掺混，实现真空泵对被抽吸气体的温度要求；数据可上传中控，实现远程空置，实时监测，连续测量；真空泵与调节阀、测量腔、冷却腔及联接管路组成了抽吸装置，真空泵工作时可将被测环境中的气流抽至测量腔；被测气流被抽吸流入测量腔，出口体积膨胀，气流速度降低，期望在湿度测量计所在截面的来流速度降低至可测范围之内，温度计靠近湿度传感器，以减小测量温度偏差；加温器是保证测量腔内的温度与来流气流温度相同；被测气流流入冷却腔，与流过调节阀的大气常温气体在冷却腔内掺混，降低气流温度，最后被抽入真空泵，排入大气。

专利类型：发明申请

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