一种铸件装配式封堵方法

标题：一种铸件装配式封堵方法

摘要：本申请涉及一种铸件装配式封堵方法，包括：在铸件需封堵处的机加封堵孔及台阶孔，之后清理干净铸件内部金属屑；将带有密封圈及台阶的堵头安装入机加的封堵孔及台阶孔内；组合加工外端面及多处螺纹销孔，安装螺纹销钉至螺纹销孔后机加去除多出部分，使螺纹销钉与堵头的外端面平齐，并将螺纹销钉冲死，保证封堵用堵头不会脱出。本申请的铸件装配式封堵方法能够降低铸件报废率，避免焊接造成的多余物，可广泛使用在各领域的铸件封堵中，避免封堵处及周围的焊接应力，降低内应力，综合提高铸件承受载荷能力。

申请号：CN201910701915.8

申请日：2019/7/31

申请人：中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：1.一种铸件装配式封堵方法，其特征在于，包括在铸件需封堵处的机加封堵孔及台阶孔，之后清理干净铸件内部金属屑；
将带有密封圈及台阶的堵头安装入机加的封堵孔及台阶孔内；
组合加工外端面及多处螺纹销孔，安装螺纹销钉至螺纹销孔后机加去除多出部分，使螺纹销钉与堵头的外端面平齐，并将螺纹销钉冲死，保证封堵用堵头不会脱出。

专利类型：发明申请

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一种叶栅式反推力装置多刚体动力学仿真分析方法

标题：一种叶栅式反推力装置多刚体动力学仿真分析方法

摘要：本申请属于发动机反推力装置设计技术领域，涉及一种叶栅式反推力装置多刚体动力学仿真分析方法。所述方法包括确定叶栅式反推力装置的各部件运动关系及叶栅式反推力装置工作工程中的受载；确定叶栅式反推力装置各部件的相对坐标；对叶栅式反推力装置各部件施加约束；按照行程步长依次对受载面进行载荷加载，利用阻流门下边缘中间点的约束反力及力矩来等效作用在阻流门表面的分布气动载荷；对按步长得到的离散载荷进行插值，得到随反推力行程变化的载荷曲线；对作用于所述阻流门上的作动筒添加驱动；以及进行仿真解算输出。本申请能够获取反推运动机构在工作过程中的运动特性和载荷传递特性，使设计的改进工作得到充分的数据支撑。

申请号：CN201910699382.4

申请日：2019/7/31

申请人：中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：1.一种叶栅式反推力装置多刚体动力学仿真分析方法，其特征在于，包括：
步骤S1、确定叶栅式反推力装置的各部件运动关系及叶栅式反推力装置工作工程中的受载，所述受载包括阻流门(2)通过翻转改变排气方向过程中承受的作用在阻流门(2)上的气动载荷；
步骤S2、确定叶栅式反推力装置各部件的相对坐标；
步骤S3、对叶栅式反推力装置各部件施加约束；
步骤S4、按照行程步长依次对受载面进行载荷加载，利用阻流门(2)下边缘中间点的约束反力及力矩来等效作用在阻流门(2)表面的分布气动载荷；
步骤S5、对步骤S4按步长得到的离散载荷进行插值，得到随反推力行程变化的载荷曲线；
步骤S6、对作用于所述阻流门(2)上的作动筒添加驱动；以及步骤S7、进行仿真解算输出。

专利类型：发明申请

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一种针对变循环核心压缩系统的高压压气机性能评估方法

标题：一种针对变循环核心压缩系统的高压压气机性能评估方法

摘要：本申请属于航空发动机气动性能测试领域，特别涉及一种针对变循环核心压缩系统的高压压气机性能评估方法，包括如下步骤确定高压压气机特性所对应的核心机驱动风扇级工作状态；构建核心机驱动风扇级、高压压气机和前涵道联合计算模型；预设联合计算模型中的前涵道出口以及高压压气机出口的边界条件，对联合计算模型开展计算，得到联合压缩系统的性能；从得到的联合压缩系统中提取高压压气机性能。本申请的针对变循环核心压缩系统的高压压气机性能评估方法，相比单独针对高压压气机开展计算和试验的性能评估方法，能够使高压压气机置于更合理的工作环境，获取的性能包含了其与CDFS的匹配关系，更贴合实际，误差也相对较小。

申请号：CN201910688298.2

申请日：2019/7/29

申请人：中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：1.一种针对变循环核心压缩系统的高压压气机性能评估方法，其特征在于，包括如下步骤步骤一、确定高压压气机特性所对应的核心机驱动风扇级工作状态；
步骤二、构建核心机驱动风扇级、高压压气机和前涵道联合计算模型；
步骤三、预设联合计算模型中的前涵道出口以及高压压气机出口的边界条件，对联合计算模型开展计算，得到联合压缩系统的性能；
步骤四、从得到的联合压缩系统中提取高压压气机性能。

专利类型：发明申请

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一种带有电磁感应功能的旋转换热轮盘腔金属机匣

标题：一种带有电磁感应功能的旋转换热轮盘腔金属机匣

摘要：本申请属于航空发动机旋转涡轮盘换热试验研究领域，特别涉及一种带有电磁感应功能的旋转换热轮盘腔金属机匣，包括：金属轮盘腔机匣，其筒壁上开设有多个螺纹孔；两根电磁感应管，穿过螺纹孔并列且与轮盘腔机匣内壁同轴设置；双头电极约束柱组件，用于对螺纹孔内的电磁感应管进行固定；双头绝缘约束柱组件，用于固定电磁感应管；电磁感应管的端部连接一个Y型中空铜管结构的接头端，其入水端连接水源；两根电磁感应管通过电极端连接至中频电磁感应柜体。本申请的带有电磁感应功能的旋转换热轮盘腔金属机匣，结构紧凑、绝缘和抗振可靠性高，可以有效完成航空发动机转静系或转转静涡轮部件腔体内的，处于强制对流环境的旋转轮盘的加热。

申请号：CN201910687981.4

申请日：2019/7/29

申请人：中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：1.一种带有电磁感应功能的旋转换热轮盘腔金属机匣，其特征在于，包括：
轮盘腔机匣(1)，所述轮盘腔机匣(1)由金属材料制成，其筒壁上开设有多个螺纹孔，多个螺纹孔沿所述轮盘腔机匣(1)的轴向均分为上下两层，每一个层上的螺纹孔沿所述轮盘腔机匣(1)的周向分布，其中，所述轮盘腔机匣(1)的内腔设置有旋转轮盘安装处(9)；
两根电磁感应管(20)，其中一根所述电磁感应管(20)从上层的其中一个螺纹孔由外向内伸入，并沿与所述轮盘腔机匣(1)内壁平行的圆周方向延伸，再从与伸入端的螺纹孔相邻的一个螺纹孔由内向外导出，另一根所述电磁感应管(20)从下层的其中一个螺纹孔由外向内伸入，并沿与所述轮盘腔机匣(1)内壁平行的圆周方向延伸，再从与伸入端的螺纹孔相邻的一个螺纹孔由内向外导出；
双头电极约束柱组件(7)，所述双头电极约束柱组件(7)的数量为两个，一个设置在作为两根所述电磁感应管(20)的伸入端的上下两个螺纹孔内，另一根设置在作为所述两根电磁感应管(20)的导出端的上下两个螺纹孔内，分别用于对螺纹孔内的电磁感应管(20)进行固定；
双头绝缘约束柱组件(2)，在除所述电磁感应管(20)的伸入端和导出端位置的螺纹孔之外的螺纹孔处，在同一轴向位置的上下两个螺纹孔内设置同一个所述双头绝缘约束柱组件(2)，所述双头绝缘约束柱组件(2)的靠近所述轮盘腔机匣(1)圆心位置的一端用于固定两根所述电磁感应管(20)；
Y型中空铜管结构(24)，所述Y型中空铜管结构(24)包括接头端、电极端以及入水端，其中，两根所述电磁感应管(20)的入口和出口分别连接一个所述Y型中空铜管结构(24)的接头端，所述Y型中空铜管结构(24)的入水端通过绝缘水管(22)连接水源；
中频电磁感应柜体(3)，所述中频电磁感应柜体(3)设置在所述轮盘腔机匣(1)外侧，两根所述电磁感应管(20)通过其入口和出口处的所述Y型中空铜管结构(24)的电极端连接至所述中频电磁感应柜体(3)。

专利类型：发明申请

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一种用于低压涡轮带静子平衡的装置

标题：一种用于低压涡轮带静子平衡的装置

摘要：本申请属于发动机低涡转子领域，特别涉及一种用于低压涡轮带静子平衡的装置。包括：旋转主轴组件、机匣前支撑组件以及机匣后支撑组件。旋转主轴组件包括旋转主轴主体，旋转主轴主体的中部设置有连接部，连接部与低压涡轮转子固接，旋转主轴主体的连接部与旋转主轴主体一体成型，本申请中旋转主轴主体的连接部与低压涡轮转子通过螺栓连接；机匣前支撑组件包括前支撑架，前支撑架的一端与旋转主轴主体的前端转动连接，另一端与低压涡轮转子静子的前端固接；机匣后支撑组件包括后支撑架，后支撑架的一端与旋转主轴主体的后端转动连接，另一端与低压涡轮转子静子的后端固接。本申请能够为低压涡轮转子提供支承，保证转静子之间不发生碰磨。

申请号：CN201910704112.8

申请日：2019/7/31

申请人：中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：1.一种用于低压涡轮带静子平衡的装置，其特征在于，包括：
旋转主轴组件(3)，所述旋转主轴组件(3)包括旋转主轴主体(31)，所述旋转主轴主体(31)的中部设置有连接部，所述连接部与低压涡轮转子固接；
机匣前支撑组件(1)，所述机匣前支撑组件(1)包括前支撑架(12)，所述前支撑架(12)的一端与所述旋转主轴主体(31)的前端转动连接，另一端与低压涡轮转子静子固接；
机匣后支撑组件(2)，所述机匣后支撑组件(2)包括后支撑架，所述后支撑架的一端与所述旋转主轴主体(31)的后端转动连接，另一端与低压涡轮转子静子固接。

专利类型：发明申请

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一种反推力装置手动展开收起装置

标题：一种反推力装置手动展开收起装置

摘要：本申请属于发动机维护设计技术领域，涉及一种反推力装置手动展开收起装置。该装置包括弯管(10)，其内转动设置有软轴(9)，软轴(9)的一端适配插入到液压作动筒(13)的同步机构花键孔中，壳体(8)，设置在弯管(10)的另一端，其内转动设置有同轴的转轴(7)，转轴(7)的一端设置有第一方形孔，用于容纳所述软轴(9)的端部，转轴(7)的另一端设置有第二方形孔，用于扳手的插入，通过旋转扳手，使所述转轴(7)转动进而带动软轴(9)同步转动。本申请使得反推力装置在手动展开、收起操作过程中，不需要将液压作动筒内部结构暴露在外界环境中，避免对液压作动筒内部和液压油造成污染。

申请号：CN201910694562.3

申请日：2019/7/30

申请人：中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：1.一种反推力装置手动展开收起装置，其特征在于，包括：
弯管(10)，其内转动设置有软轴(9)，软轴(9)的一端适配插入到液压作动筒(13)的同步机构花键孔中，弯管(10)的一端固定在液压作动筒(13)上；
壳体(8)，设置在所述弯管(10)的另一端，所述壳体(8)内转动设置有同轴的转轴(7)，转轴(7)的一端设置有第一方形孔，用于容纳所述软轴(9)的端部，转轴(7)的另一端设置有第二方形孔，用于扳手的插入，通过旋转扳手，使所述转轴(7)转动进而带动软轴(9)同步转动；所述转轴(7)具有轴肩，在壳体(8)的开口端，壳体(8)与转轴(7)之间设置有卡簧(2)，卡簧(2)与转轴(7)的轴肩之间设置有弹簧(4)；
密封圈(6)，设置在壳体(8)内靠近软轴(9)的一端，并位于壳体(8)与转轴(7)的轴颈之间。

专利类型：发明申请

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一种飞机尾部整流片组件

标题：一种飞机尾部整流片组件

摘要：本申请属于航空发动机设计技术领域，涉及一种飞机尾部整流片组件，包括整流片(1)及限位环(3)，整流片前端通过弹簧(5)连接在机尾罩(2)的内表面，其后端通过螺栓组件固定在发动机喷管的承力环(13)上，与外调节片搭接；限位环(3)的外圈固定在所述机尾罩(2)的尾部，内圈弹性搭接至所述整流片(1)上；所述限位环(3)的端部搭接到整流片(1)上时，弹簧处于拉伸状态，且所述整流片前端与加力筒体之间具有间隙。本申请能够防止整流片与加力筒体、机尾罩直接接触，保证加力筒体及整流片本身不受剐蹭、磨损，同时不影响整流片原有的功能。所提供的飞机尾部整流片组件能实现自动调节，结构简单，故障率低，适用范围广。

申请号：CN201910683398.6

申请日：2019/7/26

申请人：中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：1.一种飞机尾部整流片组件，其特征在于，包括：
整流片(1)，其前端通过弹簧(5)连接在机尾罩(2)的内表面，其后端通过螺栓组件固定在发动机喷管的承力环(13)上，与外调节片(12)搭接；
限位环(3)，其外圈固定在所述机尾罩(2)的尾部，内圈弹性搭接至所述整流片(1)上；
所述限位环(3)的端部搭接到整流片(1)上时，所述弹簧(5)处于拉伸状态，且所述整流片前端与加力筒体(9)之间具有间隙。

专利类型：发明申请

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一种航空发动机用弹性连接组件

标题：一种航空发动机用弹性连接组件

摘要：本申请属于航空发动机设计技术领域，涉及一种航空发动机用弹性连接组件，设置在发动机的尾喷口与机尾罩之间，所述弹性连接组件包括内壳体、修形内壳体以及外壳体，外壳体上具有豁口，豁口的左右两部分分别贴合所述内壳体及修形内壳体。内壳体及修形内壳体的中间部分具有连接发动机尾喷口的螺钉孔，并在螺钉孔部分处设置有相对于内壳体及修形内壳体表面凸起的盒型结构。通过盒型结构改善了弹性连接组件的其应力分布，避免出现疲劳裂纹。

申请号：CN201910683369.X

申请日：2019/7/26

申请人：中国航发沈阳发动机研究所

首项权利要求：1.一种航空发动机用弹性连接组件，设置在发动机的尾喷口(5)与机尾罩(6)之间，其特征在于，所述弹性连接组件包括：
内壳体(1)，包括用于连接发动机尾喷口(5)的第一端(11)及搭接至所述机尾罩(6)的第二端(12)，所述第一端(11)具有第一螺钉孔(13)，所述第一端(11)与第二端(12)之间具有第二螺钉孔(14)，所述内壳体(1)在所述第一螺钉孔(13)及第二螺钉孔(14)处通过螺钉连接所述尾喷口(5)；
修形内壳体(2)，包括用于连接发动机尾喷口(5)的第三端(21)及搭接至所述机尾罩(6)的第四端(22)，所述第三端(21)具有第三螺钉孔(23)，所述第三端(21)与第四端(22)之间具有第四螺钉孔(24)，所述修形内壳体(2)在所述第三螺钉孔(23)及第四螺钉孔(24)处通过螺钉连接所述尾喷口(5)；
外壳体(3)，包括用于在一个侧面固定所述内壳体(1)的第一部分(31)及用于在该侧面固定所述修形内壳体(2)的第二部分(32)，所述第一部分及所述第二部分之间具有豁口(33)，以使所述内壳体(1)的第二螺钉孔(14)至第二端(12)之间的部分与所述修形内壳体(2)的第四螺钉孔(24)与第四端(22)之间的部分能够相互错位；
所述内壳体(1)的具有第二螺钉孔(14)的位置处具有相对于内壳体(1)表面凸起的第一盒型结构(15)，所述修形内壳体(2)的具有第四螺钉孔(24)的位置处具有相对于修形内壳体(2)表面凸起的第二盒型结构(25)。

专利类型：发明申请

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飞机外翼下壁板损伤容限试验方法

标题：飞机外翼下壁板损伤容限试验方法

摘要：本发明属于飞机疲劳损伤容限试验技术，涉及一种飞机外翼下壁板 损伤容限试验方法。本发明的方法是(一)制做试验件，(二)试验实 施，(三)有限元计算。本发明在试验件设计上，考虑试验室和工艺条 件，利用简单结构的试验件反映下壁板复杂结构，既保证了传力路线和 结构特点的真实性，又有利于试验的易实施性；在预制裂纹时，既考虑 单一部位损伤的情形，又考虑多部位损伤情形，有利于下壁板广布损伤 的研究；利用有限元软件进行对比分析，采用有限元软件计算了综合修 正因子随裂纹扩展变化曲线，并对比分析了凸台的影响，结合试验结果 对方法进行了完善，给出了有限元方法的修正系数，为该部位的损伤容 限分析提供了技术支持。

申请号：CN200910146705.3

申请日：2009/6/4

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：1.飞机外翼下壁板损伤容限试验方法，其特征在于， (一)制做试验件 依照飞机外翼下壁板结构特点制做蒙皮(1)和长桁(2)，通过铆钉(3) 将蒙皮(1)和长桁(2)连接，并在位于蒙皮(1)中央的长桁(2)下缘条的中 心的铆钉孔两边各开一个2mm的穿透裂纹(10)；在蒙皮(1)两端，上面 外加装指形垫板(4)，指形垫板(4)的端头与蒙皮(1)外端平齐，指形垫 板(4)上面铺有方形垫板(8)，方形垫板(8)上铺装长方形垫板(5)，长方 形垫板(5)与方形垫板(8)在长桁(2)端相错30～40mm，两板的末端平齐； 蒙皮(1)下面与蒙皮上面铺装的方形垫板(8)与长方形垫板(5)相对应的 位置处铺装方形垫板(12)及长方形垫板(13)；在上、下两块方形板之间 插入夹板(6)，夹板(6)与蒙皮(1)相距8～10mm；蒙皮(1)与指形垫板(4)、 上面的方形垫板(8)和长方形垫板(5)及蒙皮(1)下面的方形垫板(12)和 长方形垫板(13)用螺栓(7)固定，夹板(6)与上、下两面的方形垫板(8) 和(12)及长方形垫板(5)和(13)用螺栓(14)固定，夹板(6)的外端开有加 载安装孔(9)； (二)试验 将制做好的试验件一端通过夹板(6)上的加载安装孔(9)固定在试 验台架(15)上，另一端夹板的加载安装孔上安装加载作动器(16)上；根 据试验件的剖面应力的要求及剖面面积确定试验载荷，将该载荷以每分 钟20次的频率施加在试验件上进行裂纹扩展试验，直至预制的穿透裂 纹扩展至临近的长桁处终止裂纹扩展试验；再施加静力载荷，直至试验 件破坏； (三)有限元计算 用有限元软件对试验件建模，进行损伤容限计算，将计算结果与试 验结果对比，得到计算方法的修正系数。

专利类型：发明申请

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一种气体浓度测试装置及测试方法

标题：一种气体浓度测试装置及测试方法

摘要：本发明属于测量领域，涉及一种气体浓度测试装置及测试方法。测 试装置由采样口、干燥过滤器、红外光源、气体探测室、干涉滤光片、 红外探测器、抽气泵、信号放大器及数据处理器组成，采样口与干燥过 滤器相接，干燥过滤器接于气体探测室，气体探测室与红外光源、干涉 滤光片、红外探测器、抽气泵相接，红外探测器与信号放大器相接，信 号放大器与数据处理器连接。本发明采用双光路非色散红外吸收气体分 析技术，可完全避免干扰气体对监测气体的干扰；不存在诸如电化学气 体传感分析技术，在气体浓度超过极限时的“中毒”现象。

申请号：CN200910146704.9

申请日：2009/6/4

申请人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所

首项权利要求：1.一种气体浓度测试装置，其特征是，测试装置由采样口、干噪 过滤器、红外光源、气体探测室、干涉滤光片、红外探测器、抽气泵、 信号放大器及数据处理器组成，采样口与干噪过滤器相接，干噪过滤器 接于气体探测室，气体探测室与红外光源、干涉滤光片、红外探测器、 抽气泵相接，红外探测器与信号放大器相接，信号放大器与数据处理器 连接。

专利类型：发明申请

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