标题：一种自反馈变循环发动机循环模式转换机构

摘要：本发明公开了一种自反馈变循环发动机循环模式转换机构，属于发动机控制领域，主要包括压力传感元件、弹簧、连杆、模式转换活门以及驱动机构，所述模式转换活门通过第一铰接点铰接于外环上，通过第二铰接点铰接于所述驱动机构上，并由所述驱动机构驱动所述模式转换活门绕所述第一铰接点转动，当所述模式转换活门转动时，所述模式转换活门的靠近第二铰接点的端部能够在外环与分流环之间运动，所述模式转换活门的靠近第一铰接点的端部滑动连接所述连杆，连杆通过所述弹簧连接所述压力传感元件。本发明通过压力传感元件将每个模式转换活门的转换角度信息输出为压力变化曲线信息，使模式转换系统具备自我状态监控、自我故障快速诊断的功能。

申请号：CN201710038728.7

申请日：2017/1/19

申请人：中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：一种自反馈变循环发动机循环模式转换机构，控制由外环(5)与分流环(9)之间的通道开关，其特征在于：包括压力传感元件(1)、弹簧(2)、连杆(3)、模式转换活门(4)以及驱动机构，其中，所述模式转换活门(4)包括第一铰接点(41)以及第二铰接点(42)，所述模式转换活门(4)通过所述第一铰接点(41)铰接于所述外环(5)上，通过所述第二铰接点(42)铰接于所述驱动机构上，并由所述驱动机构驱动所述模式转换活门(4)绕所述第一铰接点(41)转动，当所述模式转换活门(4)转动时，所述模式转换活门(4)的靠近第二铰接点(42)的端部能够在外环(5)与分流环(9)之间运动，所述模式转换活门(4)的靠近第一铰接点(41)的端部滑动连接所述连杆(3)，连杆(3)通过所述弹簧(2)连接所述压力传感元件(1)。

专利类型：发明申请

标题：高压涡轮转子叶片前缘冲击冷却结构及具有其的发动机

摘要：本发明公开了一种高压涡轮转子叶片前缘冲击冷却结构及具有其的发动机，涉及发动机技术领域。所述高压涡轮转子叶片前缘冲击冷却结构的叶片前缘(1)设置有冲击腔，所述冲击腔在叶片的高度方向被分割为多个相互独立的单元冲击腔(2)。所述发动机上的转子叶片包含如上所述的高压涡轮转子叶片前缘冲击冷却结构。本发明的优点在于：本发明的高压涡轮转子叶片前缘冲击冷却结构将原有的整体式冲击腔分割为多个单元冲击腔，每个单元冲击腔上均设置有单独的冲击孔及气膜孔，实现了叶片前缘不同区域冷气的独立控制，提高了冷气利用率，有利于提高发动机的性能；同时提高了叶片使用安全性，降低了叶片整体失效的风险。

申请号：CN201710048920.4

申请日：2017/1/23

申请人：中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：高压涡轮转子叶片前缘冲击冷却结构，叶片前缘(1)设置有冲击腔，其特征在于：所述冲击腔在叶片的高度方向被分割为多个相互独立的单元冲击腔(2)。

专利类型：发明申请

标题：一种判断航空发动机起动过程出现失速的方法

摘要：本发明公开了一种判断航空发动机起动过程出现失速的方法。所述判断航空发动机起动过程出现失速的方法包括以下步骤：步骤1：绘制换算转速和换算压力图；步骤2：确定初始转速和单位转速，进行线性回归拟合；步骤3：对初始转速和每个转速点正常起动和出现失速起动时的压气机出口压力进行加权平均并生成压气机出口压力变化斜率的判断阈值；步骤4：判断该转速下实际压气机出口压力变化斜率是否小于所述判断阈值，若是，则认为发动机出现失速；若否，则认为发动机未出现失速。本申请的判断航空发动机起动过程出现失速的方法是针对发动机起动失速过程的另一特征——压气机出口压力降低来进行设计，其理论上的优点是一旦失速即可辨别出。

申请号：CN201710095125.0

申请日：2017/2/22

申请人：中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：一种判断航空发动机起动过程出现失速的方法，其特征在于，所述判断航空发动机起动过程出现失速的方法包括以下步骤：步骤1：获得发动机正常起动时压气机出口压力的多个数据以及起动过程出现失速时压气机出口压力的多个数据，按照相似原理将数据换算至标准大气条件下，绘制换算转速和换算压力图；步骤2：确定初始转速和单位转速，对正常起动和失速的起动情况下每个转速点的压气机出口压力变化斜率进行线性回归拟合，其中每个转速点定义为初始转速+i*单位转速，i≥1；步骤3：对初始转速和每个转速点正常起动和出现失速起动时的压气机出口压力进行加权平均，确定初始转速和每个转速点的压气机出口压力加权平均值，根据压气机出口压力加权平均值生成压气机出口压力变化斜率的判断阈值；步骤4：在每个转速点，判断该转速下实际压气机出口压力变化斜率是否小于所述判断阈值，若是，则认为发动机出现失速；若否，则认为发动机未出现失速。

专利类型：发明申请

标题：一种航空发动机转子临界振型测试方法

摘要：本发明公开了一种航空发动机转子临界振型测试方法。所述航空发动机转子临界振型测试方法包括以下步骤：步骤1：在多级叶片的每级叶片的正对机匣位置上开孔；步骤2：设置一标记叶片；步骤3：在发动机转子临界转速下，记录叶尖与机匣间隙值；步骤4：得到振动峰值；步骤5：计算出间隙最小值所对应的叶片数与标记叶片的相位差；步骤6：针对其它级叶片，重复所述步骤3至所述步骤5，可以得到不同级叶片的转子振动位移峰值和相位差；步骤7：绘制出不同转子位置的振动矢量图，将各振动矢量图连线，得到转子在临界条件下的振型。本发明中的航空发动机转子临界振型测试方法，能够直接在发动机运转过程中通过测试得到结果。

申请号：CN201710068299.8

申请日：2017/2/8

申请人：中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：一种航空发动机转子临界振型测试方法，其特征在于，所述航空发动机转子临界振型测试方法包括以下步骤：步骤1：发动机机匣沿转子轴向同一角度，在多级叶片的每级叶片的正对机匣位置上开孔，所述孔用于安装间隙测试传感器；步骤2：在发动机转子的任意一级叶片上设置一标记叶片；步骤3：以任意一级叶片进行试验，在发动机转子临界转速下，以所述标记叶片为数据记录起始点，记录转子旋转一周，每个叶片经过间隙测试传感器时的叶尖与机匣间隙值；步骤4：在转子旋转一周的叶尖与机匣间隙值中，查找间隙最小值和间隙最大值，利用间隙最小值与间隙最大值差值得到转子振动位移峰-峰值，将转子振动位移峰-峰值除以2，得到振动峰值；步骤5：在转子旋转一周的叶尖与机匣间隙值中，查找间隙最小值所对应的叶片数，计算出其与标记叶片的相位差；步骤6：针对其它级叶片，重复所述步骤3至所述步骤5，可以得到不同级叶片的转子振动位移峰值和相位差；步骤7：以得到的各个相位差以及各个振动位移峰值为基准，绘制出不同转子位置的振动矢量图，将各振动矢量图连线，得到转子在临界条件下的振型。

专利类型：发明申请

标题：一种轴对称塞式喷管

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，一端与筒体紧固，另一端与塞锥前段固定；作动筒，位于所述塞锥前段后端与所述塞锥后段前端形成的内腔中，一端铰接在塞锥前段内壁上，另一端铰接在塞锥后段的内壁上。本发明的新型轴对称塞式喷管，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。

申请号：CN201710046728.1

申请日：2017/1/19

申请人：中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：一种轴对称塞式喷管，其特征在于，包括：筒体(1)，前段为圆柱型平直段，后段为收敛段；塞锥前段(2)，位于所述筒体(1)内部，所述塞锥前段(2)的后端的内型面为圆柱面；塞锥后段(3)，前端具有与所述塞锥前段(2)后端内型面形状和大小相匹配的外型面，并通过所述外型面与所述塞锥前段(2)的内型面构成滑动副；支板(4)，一端与所述筒体(1)紧固连接，另一端与所述塞锥前段(2)固定连接；作动筒(5)，位于所述塞锥前段(2)后端与所述塞锥后段(3)前端形成的内腔中，一端铰接在所述塞锥前段(2)内壁上，另一端铰接在所述塞锥后段(3)的内壁上。

专利类型：发明申请