标题：一种航空发动机内锥冷却设计方法

摘要：本申请属于飞机结构设计技术领域，特别涉及一种航空发动机内锥冷却设计方法。该方法从冷却气源选择、扩压流路设计、引气流路初步设计、内锥冷却形式确定、气膜孔设计、冷却气体流量确定、发动机性能影响评估、引气流路优化设计、校核设计、结构设计多方面对内锥冷却设计的流程进行阐述，提出了一种对内锥冷却设计具有普适性的方法，本申请系统地归纳了航空发动机内锥冷却的设计流程，可以大幅提高设计效率，并且为航空发动机的精细化设计提供有力的技术支持。本申请能够提升飞机隐身性能，增加内锥的冷却效率。

申请号：CN201811496390.0

申请日：2018/12/7

申请人：中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：1.一种航空发动机内锥冷却设计方法，其特征在于，包括：
步骤一：确定用于冷却内锥的冷却气源；
步骤二：根据发动机的总体结构以及燃烧室的组织燃烧形式设计扩压流路，确定内锥的基本型面；
步骤三：根据冷却气源的气动参数以及发动机的总体结构初步设计引气流路；
步骤四：根据冷却气源的气动参数以及内锥锥体壁面的目标温度选择冷却形式，确定内锥的主体结构；
步骤五：在内锥锥体壁面设计气膜孔；
步骤六：根据冷却气源的气动参数以及内锥锥体壁面气膜孔布局，计算满足隐身指标要求的最小冷却气体需求量；
步骤七：打开冷却气源进行引气，分析评估引气后的发动机性能，若性能损失超过允许范围，则返回步骤四；
步骤八：对引气流路进行优化，确保冷却气体的流量满足飞行要求。

专利类型：发明申请

标题：一种对转升力风扇

摘要：本申请属于飞机发动机结构设计技术领域，特别涉及一种对转升力风扇。包括：壳体、进气环(1)、风扇(2)、排气机匣(4)以及喷管(5)。所述进气环(1)设置在所述壳体的进口端，起到均匀进气流场的作用；所述风扇(2)包括一级转子和二级转子，所述一级转子和所述二级转子同轴设置在所述进气环(1)下游的壳体中，所述一级转子和所述二级转子的转向相反，且均通过主机系统驱动；所述排气机匣(4)设置在所述壳体的出口端；所述喷管(5)与所述排气机匣(4)连接。本申请的对转升力风扇，采用两级对转无静子风扇设计方式，有效减轻风扇重量，主机系统同时驱动两级转子，实现高效对转驱动。

申请号：CN201811524166.8

申请日：2018/12/13

申请人：中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：1.一种对转升力风扇，其特征在于，包括：
壳体；
进气环(1)，所述进气环(1)设置在所述壳体的进口端；
风扇(2)，所述风扇(2)包括一级转子和二级转子，所述一级转子和所述二级转子同轴设置在所述进气环(1)下游的壳体中，所述一级转子和所述二级转子的转向相反，且均通过主机系统驱动；
排气机匣(4)，所述排气机匣(4)设置在所述壳体的出口端；
喷管(5)，所述喷管(5)与所述排气机匣(4)连接。

专利类型：发明申请

标题：一种动态大位移补偿的柔性管路设计方法

摘要：本申请公开了一种动态大位移补偿的柔性管路设计方法，包括如下步骤：获取安装状态的柔性管路端头坐标和方向矢量；获取在多种预定位移补偿工况下柔性管路端头坐标增量；得到3次样条曲线，根据3次样条曲线确定多种预定位移补偿工况下柔性管路的管路长度；选取最大值为管路设计的基准长度；建立柔性管路的分析模型，采用有限元法对柔性管路的变形进行计算，以获取柔性管路在多种预定位移补偿工况下的曲率半径；计算出柔性管路最小弯曲半径，进而与产品指标进行对比，以评估管形设计是否满足位移补偿条件。本申请的动态大位移补偿的柔性管路设计方法，实现空间多向布置的管路设计，并能够满足动态大位移多向补偿的使用要求。

申请号：CN201811543810.6

申请日：2018/12/17

申请人：中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：1.一种动态大位移补偿的柔性管路设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一、获取安装状态的柔性管路端头坐标和方向矢量；
步骤二、获取在多种预定位移补偿工况下柔性管路端头坐标增量；
步骤三、得到与所述柔性管路的中心路径形状相适配的一条3次样条曲线；
步骤四、根据所述3次样条曲线确定多种预定位移补偿工况下柔性管路的管路长度；
步骤五、选取多种预定位移补偿工况下管路长度的最大值为管路设计的基准长度；
步骤六、建立柔性管路的分析模型，采用有限元法对多种预定位移补偿工况下柔性管路的变形进行计算，以获取所述柔性管路在多种预定位移补偿工况下的曲率半径；
步骤七、计算出所述柔性管路在多种预定位移补偿工况下的最小弯曲半径，进而与产品指标进行对比，以评估管形设计是否满足位移补偿条件。

专利类型：发明申请

标题：一种减涡器试验装置

摘要：本申请属于减涡器试验设计技术领域，具体涉及一种减涡器试验装置，其为减涡器的专用试验装置，其能够模拟减涡器的工作状态，可避免减涡器直接在整机上进行性能试验，以降低试验的安全风险，防止试验中减涡器出现故障对大量零件产生二次损伤，且其设置引线孔将测试引线自进气腔中引出后与引电器连接，可准确的对减涡器的引气效率进行测量；此外，该减涡器试验装置不存在重量指标的限制，且对减涡器故障具有极大的包容性，不会进一步损伤实验台及辅助相关实验设备。

申请号：CN201811538088.7

申请日：2018/12/16

申请人：中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：1.一种减涡器试验装置，其特征在于，包括：
进气外机匣(1)；
进气内机匣(12)，设置在所述进气外机匣(1)内侧，与所述进气外机匣(1)之间形成环形外进气道(D)，所述环形外进气道进气端用于与气源连通；
前支撑部件(3)，具有前连接部位以及前支撑部位，其中，所述前支撑部位位于所述进气内机匣(12)内侧，所述前连接部位贯穿所述进气内机匣(12)与所述进气外机匣(1)连接；
减涡器外机匣(13)，一端与所述进气外机匣(1)出口端连接，其上开设有排气孔；
减涡器内机匣(14)，设置在所述减涡器外机匣(13)内侧，其一端与所述进气内机匣(12)出口端连接；所述减涡器外机匣(13)与所述减涡器内机匣(14)之间形成环形内进气道(E)；所述环形外进气道(D)出气端与所述环形内进气道(E)进气端连通；
前位环(15)，设置在所述减涡器外机匣(13)内侧，其外环与所述减涡器外机匣(13)连接，其内环设置有前位封严蜂窝；所述前位环(15)壁面开设有进气孔；所述减涡器内机匣(14)另一端与所述前位环(15)壁面连接；
后位环(16)，设置在所述减涡器外机匣(13)内侧，位于所述前位环(15)远离所述减涡器内机匣(14)的一侧，其内环设置有后位封严蜂窝；
前篦齿盘(5)，设置在所述前位环(15)内侧，其上篦齿与所述前位封严蜂窝配合设置；
后篦齿盘(7)，设置在所述后位环(16)内侧，其上篦齿与所述后位封严蜂窝配合设置；
连接环(23)，设置在所述前篦齿盘(5)与所述后篦齿盘(7)之间，其一侧与所述前篦齿盘(5)连接，另一侧与所述后篦齿盘(7)连接；所述连接环(23)上开设有连通孔；所述减涡器外机匣(13)、所述前位环(15)、所述后位环(16)、所述前篦齿盘(5)、所述后篦齿盘(7)、所述连接环(23)之间形成环形进气腔(A)，所述环形内进气道(E)出气端与所述环形进气腔(A)通过所述连通孔连通；
前轴颈(4)，一端与所述前篦齿盘(5)连接，另一端与所述前支撑部位滑动连接；
后机匣(11)；
第一支撑件(21)，一端与所述后机匣(11)连接，另一端与所述减涡器外机匣(13)另一端连接；
第二支撑件(20)，设置在所述第一支撑件(21)，一端与所述后机匣(11)连接；
挡环(19)，其外环与所述第一支撑件(21)靠近所述件涡器外机匣(13)一端连接，其内环与所述第二支撑件(20)的另一端连接；
封严环(22)，其外环与所述挡环(19)的内环连接，其内环上设置有内环封严蜂窝；
后支撑组件(8)，包括后支撑部件、传动件(24)；所述支撑部件具有支撑部位以及连接部位，其中，所述支撑部位位于所述第一支撑件(21)内侧且与所述第一支撑件(19)连接，所述连接部位与所述后机匣(11)连接；所述传动件(24)贯穿所述支撑部位，且与所述支撑部位滑动连接，其一端设置有与所述内环封严蜂窝配合设置的篦齿；
传动轴(10)，其一端与所述传动件(24)另一端连接，另一端用于与动力装置连接；
后轴颈(18)，贯穿所述后篦齿盘(7)设置，其一端与所述前篦齿盘(5)连接，另一端与所述传动件(24)远离所述传动轴(10)的一端连接；所述后轴颈(18)上开设有引线孔；其中，所述连接环(23)、所述前篦齿盘(5)、所述后篦齿盘(7)与所述后轴颈(18)之间形成环形减涡腔(B)；所述引线孔与所述减涡腔(B)连通，用以将测试引线(17)引出；所述减涡器外机匣(13)、所述后位环(16)、所述后篦齿盘(7)、所述挡环(19)、所述封严环(22)以及所述后轴颈(18)之间形成环形排气腔(C)；所述后轴颈(18)与所述后篦齿盘(7)之间具有连通缝隙，所述连通缝隙连通所述减涡腔(B)与所述排气腔(C)；所述排气腔(C)通过所述减涡器外机匣(13)上的排气孔与外界连通；
引电器(2)，与所述测试引线(17)连接，用以将测试引线(17)传输的测试信号输出至外部限号采集装置；
减涡器(6)，设置在所述减涡腔(B)中，与所述前篦齿盘(5)或所述后篦齿盘(7)连接。

专利类型：发明申请