标题：一种螺旋形曲面通道的航空发动机帽罩单孔冲击换热结构

摘要：本发明公开了一种螺旋形曲面通道的航空发动机帽罩单孔冲击换热结构，在帽罩前缘冲击内腔的冲击孔板侧壁上设置螺旋形曲面结构，冲击孔板上螺旋曲面结构与帽罩前缘壁面间形成换热通道，从压气机引入的热气沿冲击孔流动喷射经过冲击孔板至帽罩前缘冲击腔区域冲击至帽罩前缘壁面，通过换热通道沿螺旋曲面向前缘壁面周向流动至通道环形出口流出。通过将冲击孔板侧面的锥环形换热通道设置为螺旋曲面结构，增大气流在帽罩内的流动行程，使得高速高温气流在帽罩内的流动时间增加，热气流与壁面的换热更加充分，可提高帽罩前缘壁面区域的冲击换热性能和换热效果，且具有较好的加工实施性，可应用于各种航空发动机整流帽罩中。

申请号：CN201910617199.5

申请日：2019/7/10

申请人：西北工业大学; 中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：1.一种螺旋形曲面通道的航空发动机帽罩单孔冲击换热结构，包括进气通道、冲击孔板、冲击孔、帽罩前缘冲击腔、帽罩前缘壁面、换热通道、螺旋曲面结构、通道环形出口，其特征在于 : 在帽罩前缘冲击腔内侧的冲击孔板侧壁上设置有螺旋形曲面结构，冲击孔板上螺旋曲面结构与帽罩前缘壁面间形成换热通道，帽罩前缘壁面内侧的帽罩前缘冲击腔为冲击换热区域，从压气机引入的热气沿冲击孔流动喷射经过冲击孔板至帽罩前缘冲击腔区域冲击至帽罩前缘壁面，通过换热通道沿螺旋曲面向前缘壁面周向流动至通道环形出口流出；
所述帽罩前缘壁面为圆锥形曲面结构，帽罩锥角角度取值为60～84°，帽罩前缘的倒圆内径d与冲击孔直径D的比值为0.5～2；
所述冲击孔为柱形圆孔，冲击孔长度与冲击孔直径的比值为0.25～1.25，冲击孔至帽罩前缘倒圆面的距离H与冲击孔直径D的比值为6～10。

专利类型：发明申请

标题：一种孔板前倾式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构

摘要：本发明公开了一种孔板前倾式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构，在冲击孔板上的冲击孔处设置同中心轴线的前倾三角形结构形成前倾扩张通道，前倾扩张通道与冲击孔板侧壁面成一体结构, 且与帽罩前缘壁面中间形成热气通道；帽罩前缘壁面内侧的前缘冲击区内腔为冲击换热区域；从压气机引入的热气从冲击孔喷射，经过带有前倾三角形结构冲击孔板流动至前缘冲击内腔区域冲击至帽罩前缘壁面，由热气通道向前缘壁面周向流动通过通道环形出口流出；通过前倾扩张式通道结构提高冲击气流在帽罩前缘的湍流度，通过扩张式通道的前倾结构压缩滚转流场，使得前缘壁面的射流流速增加，增强了冲击换热强度，从而提高帽罩前缘壁面换热强度的效果。

申请号：CN201910617191.9

申请日：2019/7/10

申请人：西北工业大学; 中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：1.一种孔板前倾式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构，包括进气大腔、冲击孔板、冲击孔、前倾扩张通道、前缘冲击区内腔、帽罩前缘壁面、热气通道、通道环形出口，其特征在于 :
在冲击孔板上的冲击孔处设置同中心轴线的前倾三角形结构形成前倾扩张通道，前倾扩张通道与冲击孔板侧壁面成一体结构，且与帽罩前缘壁面中间形成热气通道；帽罩前缘壁面内侧的前缘冲击区内腔为冲击换热区域，气流通过冲击孔冲击至帽罩前缘壁面之前，通过前倾三角形结构对气流冲击至帽罩前缘壁面的冲击区域变大；从压气机引入的热气从冲击孔喷射，经过带有前倾三角形结构冲击孔板流动至前缘冲击内腔区域冲击至帽罩前缘壁面，由热气通道向前缘壁面周向流动，通过通道环形出口流出；
所述帽罩前缘壁面为圆锥形曲面结构，锥角角度取值范围为60～84°，帽罩前缘的倒圆内径d与冲击孔直径D的比值为0.5～2；
所述冲击孔为柱形圆孔，冲击孔长度与冲击孔直径的比值为0.25～1.25，冲击孔至帽罩前缘倒圆面的距离H与冲击孔直径D的比值为6～10；
所述前倾扩张通道壁面与水平来流夹角为30～42°，前倾扩张通道长度L与冲击孔孔径D比值为3～5，前倾扩张通道出口孔径M与冲击孔孔径D比值为3～5。

专利类型：发明申请

标题：主动间隙控制方法及装置

摘要：本申请提供了一种主动间隙控制方法及装置，属于叶片间隙控制技术领域。所述方法包括获取飞机飞行状态；根据所述飞机飞行状态选择具有不同温度的气体；以及控制具有不同温度的气体进入涡轮机匣，用以改变涡轮机匣温度，进而调节涡轮机匣与叶片之间的间隙。本申请通过引入压气机五级气及九级气两股不同温度的气体进入涡轮机匣，通过热胀冷缩远离，在起飞、慢车、状态切换等情况下使涡轮机匣与叶片尖端保持适宜的间隙，保证转、静子不碰磨。在发动机长期使用的巡航状态，保证间隙较小，提升了发动机涡轮效率，降低了耗油率。

申请号：CN201910621756.0

申请日：2019/7/10

申请人：中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：1.主动间隙控制方法，其特征在于，包括：
获取飞机飞行状态；
根据所述飞机飞行状态选择具有不同温度的气体；以及控制具有不同温度的气体进入涡轮机匣，用以改变涡轮机匣温度，进而调节涡轮机匣与叶片之间的间隙。

专利类型：发明申请

标题：自锁螺母锁紧力矩有效性检测工具的设计方法及螺纹塞规

摘要：本申请属于紧固件锁紧力矩检测技术领域，特别涉及一种自锁螺母锁紧力矩有效性检测工具的设计方法及螺纹塞规。设计方法包括：将螺纹塞规分别拧入多个待测自锁螺母；测量未旋入部分的待测自锁螺母的高度值及对应的最小锁紧力矩值；在坐标轴中将上述数据进行绘制；对数据进行二次多项式拟合，得到关系曲线；根据待测自锁螺母规定的最小锁紧力矩值得到对应的理想高度值；将理想高度值作为参数值对螺纹塞规进行改进。本申请的自锁螺母锁紧力矩有效性检测工具的设计方法，可以设计不同规格的检测工具用来快速且准确的来检测自锁螺母是否可用，减少浪费的同时可以大幅减少检测工作量；螺纹塞规省略了测量时游标卡尺的使用，简化测量操作，提高工作效率。

申请号：CN201910641975.5

申请日：2019/7/16

申请人：中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：1.一种自锁螺母锁紧力矩有效性检测工具的设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一、将螺纹塞规分别拧入同型号的多个待测自锁螺母，其中，螺纹塞规的通端拧入后未通过待测自锁螺母；
步骤二、用游标卡尺分别测量所述螺纹塞规未旋入部分的所述待测自锁螺母的高度值，并且，使用扭力机测量每个所述高度值条件下对应的自锁螺母的最小锁紧力矩值，从而获得一组高度值数据以及与所述高度值相对应一组最小锁紧力矩值数据；
步骤三、在纵轴为力矩、横轴为高度的坐标轴中，将所述一组高度值数据测数据以及对应一组最小锁紧力矩值数据进行绘制；
步骤四、对坐标轴中的数据进行二次多项式拟合，得到高度值与最小锁紧力矩值之间的关系曲线；
步骤五、根据所述待测自锁螺母规定的最小锁紧力矩值得到对应的理想高度值；
步骤六、将所述理想高度值作为参数值对所述螺纹塞规进行改进，从而得到改进后的螺纹塞规。

专利类型：发明申请

标题：一种发动机管路快速连接结构

摘要：本申请属于发动机管路连接设计技术领域，涉及一种发动机管路快速连接结构，包括带锁紧插座的管接嘴、管接头以及插头组件，插头组件上的插头结构与管接嘴上的插座相匹配，以将管接头与管接嘴相连，插座上具有L型插销槽，适配接纳插头上的销轴，实现插头与插座的轴向固定，插座上还设置有槽口，与插头上受弹簧驱动的按键相配合，通过按压按键，使得在插头与插座的轴向固定后，按键能够进入槽口，从而实现周向锁止。本申请提供的发动机管路快速连接结构，可以不依赖于任何辅助工具，能够手动快速连接。

申请号：CN201910678507.5

申请日：2019/7/25

申请人：中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：1.一种发动机管路快速连接结构，其特征在于，包括：
管接嘴(1)，具有内环(11)及外环(12)，内环及外环具有朝向管路插头的对接面，所述外环(12)的内壁上具有多个自对接面沿轴向向后内延伸的L型插销槽(121)，所述外环(12)的外壁上具有自对接面沿轴向向内延伸的槽口(122)；
管接头(2)，具有与所述管接嘴(1)的内环(11)的内径相适配的外径，管接头(2)用于插接到所述管接嘴(1)的内环(11)内；
插头组件(3)，同轴套设在管接头(2)的外环面，插头组件包括插头(6)及锁止按钮(7)，插头(6)包括能够带动管接头(2)向靠近管接嘴(1)方向运动的接头压板段(61)、与管接嘴外环(12)的对接面相互对接的锁止凸台段(62)，以及与外环(12)内壁贴合的插头段(63)，锁止凸台段(62)与所述对接面相对的前侧面，自该前侧面沿对接方向向插头(6)内部形成凹槽，凹槽内设置有受弹簧(10)驱动的按键(8)，按键(8)具有压缩弹簧(10)以落入所述凹槽的第一状态，以及具有在弹簧弹性力驱动下伸出所述凹槽的第二状态；
所述插头段(63)具有沿管接头(2)径向延伸的凸起(631)，所述凸起(631)能够进入管接嘴(1)的L型插销槽(121)的第一段，并在插头组件(3)旋转后，进入L型插销槽(121)的与第一段垂直的第二段；
所述凸起(631)进入L型插销槽(121)的与第一段垂直的第二段后，所述插头组件(3)的按键(8)对准所述管接嘴(1)的槽口(122)。

专利类型：发明申请