标题：一种碰摩装置

摘要：本申请公开了一种碰摩装置，属于发动机试验技术领域。所述碰摩装置包括径向进给模块(2)，包括固定在机匣(1)外侧的第一驱动机构，以及连接在所述第一驱动机构的驱动轴末端的第一碰摩体组件，第一碰摩体组件通过开设在所述机匣(1)上的安装孔伸入所述机匣(1)内部；以及轴向进给模块(3)，包括固定在机匣(1)沿轴向方向的一个端部上的第二驱动机构，所述第二驱动机构的驱动轴连接第二碰摩组件，以沿轴向碰摩机匣内部的高速转子系统(7)，通过两个进给模块模拟轴向、径向的单点或多点碰摩，通过自由组合模拟复合型碰摩故障，全面模拟发动机典型碰摩故障特征。

申请号：CN201920471184.8

申请日：2019/4/9

申请人：中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：1.一种碰摩装置，其特征在于，包括：
径向进给模块(2)，包括固定在机匣(1)外侧的第一驱动机构，以及连接在所述第一驱动机构的驱动轴末端的第一碰摩体组件，所述第一碰摩体组件通过开设在所述机匣(1)上的安装孔伸入所述机匣(1)内部；以及轴向进给模块(3)，包括固定在机匣(1)沿轴向方向的一个端部上的第二驱动机构，所述第二驱动机构的驱动轴连接第二碰摩体组件，所述第二碰摩体组件伸入所述机匣(1)内部碰摩高速转子系统(7)的端面。

专利类型：实用新型

标题：一种带缺口薄壁试验件流量特性试验装置

摘要：本申请属于航空发动机的流体管道设计技术领域，特别涉及一种带缺口薄壁试验件流量特性试验装置，包括：集气腔呈管体形状，集气腔的一端开口并与底板密封连接，底板的轴向上开设一个比试验件直径大的孔，试验件的一端采用高温胶同轴且密封在底板的孔内，试验件外同轴套设有外围挡，外围挡的一端与底板密封连接，试验件与外围挡之间具有间隙且采用填充物填满间隙。该申请的试验装置采用高温粘接试验件，避免了直接焊接试验件易产生变形以及损伤的问题；在试验件的周围填充了填充物，阻止了试验件的形变、保证了试验件不会出现开裂。

申请号：CN201920571461.2

申请日：2019/4/25

申请人：中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：1.一种带缺口薄壁试验件流量特性试验装置，其特征在于，包括集气腔(1)、底板(2)、外围挡(3)、试验件(4)以及填充物(5)，所述集气腔(1)呈管体形状，所述集气腔(1)的一端开口并与所述底板(2)密封连接，所述底板(2)的轴向上开设一个比所述试验件(4)直径大的孔，所述试验件(4)的一端采用高温胶同轴且密封在所述底板(2)的孔内，且所述试验件(4)位于所述集气腔(1)外侧，所述试验件(4)外同轴套设有外围挡(3)，所述外围挡(3)的一端与所述底板(2)密封连接，所述试验件(4)与所述外围挡(3)之间具有间隙且采用所述填充物(5)填满所述间隙。

专利类型：实用新型

标题：一种二元矢量喷管同步机构及二元矢量喷管

摘要：本申请公开了一种二元矢量喷管同步机构及二元矢量喷管，其包括第一摇臂、第二摇臂、第一驱动机构、第二驱动机构及至少一个的同步杆，可以实现电传控制系统正常工作时，通过两驱动机构驱动第一摇臂和第二摇臂转动以控制上下两收敛调节片偏转速度相同、方向相反的运动；当电传控制系统发生故障导致其一的驱动机构失效时，在另一驱动机构下仍具备均衡上下两收敛调节片异步力，使收敛调节片仍能保持偏转速度相同、方向相反的运动。本申请的二元矢量喷管同步机构及二元矢量喷管具备同步调节能力，且结构简单、重量较低、可靠性强、加工装配方便。

申请号：CN201822104233.2

申请日：2018/12/14

申请人：中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：1.一种二元矢量喷管同步机构，其特征在于，包括第一摇臂(43)，所述第一摇臂(43)可转动的设置在左侧壁(20)和右侧壁(30)之间，且所述第一摇臂(43)穿过所述左侧壁(20)和/或右侧壁(30)，在所述第一摇臂(43)端部固定有与所述第一摇臂(43)同步转动的第一锥齿轮(433)，所述第一摇臂(43)通过第一拉杆(44)连接上收敛调节片(40)；
第二摇臂(53)，所述第二摇臂(53)可转动的设置在左侧壁(20)和右侧壁(30)之间，且所述第二摇臂(53)穿过所述左侧壁(20)和/或右侧壁(30)，且在所述第一摇臂(43)端部固定有与所述第一摇臂(43)同步转动的第二锥齿轮(533)，所述第二锥齿轮(533)与所述第一锥齿轮(433)位于同一侧，且所述第二摇臂(53)通过第二拉杆(54)连接下收敛调节片(50)；
第一驱动机构(42)，所述第一驱动机构(42)一端铰接于二元矢量喷管圆转方段(10)，另一端铰接第一摇臂(43)以驱动所述第一摇臂(43)转动；
第二驱动机构(52)，所述第二驱动机构(52)一端铰接于二元矢量喷管圆转方段(10)，另一端铰接第二摇臂(53)以驱动所述第二摇臂(53)转动；以及至少一同步杆(21)，所述同步杆(21)与所述第一锥齿轮(433)及所述第二锥齿轮(533)同一侧，且所述同步杆(21)的两端固定有与第一锥齿轮(433)相匹配的第三锥齿轮(211)和与第二锥齿轮(533)相配合的第四锥齿轮(212)。

专利类型：实用新型

标题：航空发动机风扇转子叶片鸟撞试验参数确定方法

摘要：本申请属于航空发动机鸟撞试验技术领域，具体涉及一种航空发动机风扇转子叶片鸟撞试验参数确定方法。所述方法包括首先建立风扇转子叶片鸟撞试验的叶栅切割模型，确定叶片的损伤模式，之后确定垂直于前缘叶型切线方向的速度分量VC，最后确定在各飞行阶段下的不同损伤模式下的速度分量VC的最大值及该最大值下对应的风扇转子叶片鸟撞试验参数，本申请根据叶片的损伤模式及速度分量VC的最大值，简化了试验过程，同时采用本发明技术可以获得鸟撞参数的影响规律曲线，从而确定每种评估状态对应的具体参数，所考虑的参数范围更全面更合理。

申请号：CN201910735493.6

申请日：2019/8/9

申请人：中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：1.航空发动机风扇转子叶片鸟撞试验参数确定方法，其特征在于，包括：
建立风扇转子叶片鸟撞试验的叶栅切割模型，确定飞鸟相对于发动机叶片的相对速度VS、所述相对速度VS与发动机轴线的夹角α、叶栅的前缘叶型角θ之间及相互之间的关系，其中所述相对速度VS由飞鸟相对于发动机轴线的相对速度V1飞鸟撞击在叶片的撞击位置半径R处的切线速度V2所确定；
根据所述夹角α及前缘叶型角θ确定叶片的损伤模式，所述损伤模式包括当夹角α大于前缘叶型角θ时为叶片盆侧撞击损伤模式，当夹角α小于前缘叶型角θ时为叶片背侧撞击损伤模式；
根据所述叶栅切割模型确定所述相对速度VS的垂直于前缘叶型切线方向的速度分量VC；
确定包含适航条例所规定的各飞行阶段下的发动机转速及飞行速度，确定在各飞行阶段下的叶片盆侧撞击损伤模式及叶片背侧撞击损伤模式时，速度分量VC的最大值；以及根据所述速度分量VC的最大值，确定叶片盆侧撞击损伤模式下的发动机转速、撞击位置半径R及飞鸟速度，及叶片背侧撞击损伤模式下的发动机转速、撞击位置半径R及飞鸟速度。

专利类型：发明申请