标题：一种用于航空发动机的嵌入式紧固连接结构

摘要：一种用于航空发动机的嵌入式紧固连接结构，其特征在于：包含螺栓、第一零件、第二零件、自锁螺母、档圈；第二零件在连接处加工有安装孔，孔外侧加工一环形凹槽，自锁螺母安装在第二零件的孔中，档圈安装在第二零件凹槽中，起到对自锁螺母的固定定位作用，第一零件与第二零件贴合，孔心相对，螺栓穿过第一零件并与第二零件中的自锁螺母固定连接。本实用新型的优点：采用嵌入式自锁螺母结构，通过安装弹性挡圈，固定自锁螺母。自锁螺母的使用可有效提高产品装配的效率，提高产品的维护性，同时该结构采用嵌入式螺母结构，螺纹在使用过程中受损后，可及时更换螺母，提高了产品的维修性，节约产品的使用成本。

申请号：CN201320521600.3

申请日：2013/8/23

申请人：中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所

首项权利要求：一种用于航空发动机的嵌入式紧固连接结构，其特征在于：所述的用于航空发动机的嵌入式紧固连接结构，包括螺栓(1)、自锁螺母(4)、档圈(5)；第二零件(3)在连接处加工有安装孔，孔外侧加工一环形凹槽，自锁螺母(4)安装在第二零件(3)的孔中，档圈(5)安装在第二零件(3)凹槽中，起到对自锁螺母(4)的固定定位作用，第一零件(2)与第二零件(3)贴合，孔心相对，螺栓(1)穿过第一零件(2)并与第二零件(3)中的自锁螺母(4)固定连接。

专利类型：实用新型

标题：一种大涵道比发动机分开式喷管设计方法

摘要：一种大涵道比发动机分开式喷管设计方法，适用于大涵道比发动机分开式喷管中内涵喷管和外涵喷管的设计；采用参数化设计，以光滑连续的曲线构建喷管壁面，应用合理的收敛段沿程面积变化规律确定喷管沿程面积变化，具体流程为：用于定义喷管气动设计初始参数并赋值的步骤一；用于求解喷管中位面型线的步骤二；用于求解喷管沿程面积变化规律的步骤三；用于求解喷管内、外壁面型线的步骤四；用于计算喷管气动性能的步骤五；设计时在流通截面上按收敛形式。本发明的优点：可以快速的设计出一种大涵道比发动机喷管流路方案并根据实际情况调整喷管的走向，应用此设计方法可显著降低设计周期。

申请号：CN201310659759.6

申请日：2013/12/5

申请人：中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所

首项权利要求：一种大涵道比发动机分开式喷管设计方法，其特征在于：大涵道比发动机分开式喷管设计方法，大涵道比发动机喷管气动设计方法适用于大涵道比发动机分开式喷管中内涵喷管和外涵喷管的设计；采用参数化设计，以光滑连续的曲线构建喷管壁面，应用合理的收敛段沿程面积变化规律确定喷管沿程面积变化，具体流程为：用于定义喷管气动设计初始参数并赋值的步骤一；用于求解喷管中位面型线的步骤二；用于求解喷管沿程面积变化规律的步骤三；用于求解喷管内、外壁面型线的步骤四；用于计算喷管气动性能的步骤五；设计时在流通截面上按收敛形式；步骤一中的初始参数包括喷管进口内径、中位面型线进口半径、喷管进口外径、中位面型线进口角度、喷管出口内径、中位面型线出口半径、喷管出口外径、中位面型线出口角度、喷管长度、喷管沿程面积变化规律；所述的步骤二、步骤三、步骤四及步骤五为用计算机程序生成喷管的中位面型线及喷管外形，其中计算程序可采用MATLAB、VB、C语言编制；程序输出的喷管型面文件可采用通用的或商用的流体计算软件读取，并根据输入参数计算其气动性能。

专利类型：发明申请

标题：一种航空发动机转子结构动力学的设计方法

摘要：一种航空发动机转子结构动力学的设计方法，从高推比性能航空发动机工作状态的特征出发，提出热模态的概念，以适应航空发动机变工况下转子结构动力学的设计。本发明的核心是优化转子和支承的参数，使得转子系统的热模态避开支承绝对刚性时转子的模态，同时发挥阻尼器的作用，使转子系统在热模态下满足振动标准的要求。本发明提出了将弹性支承的转子模态与支承绝对刚性的转子模态之间的裕度作为优化参数，同时发挥阻尼器的减振效果，以达到转子系统的动力学要求。本发明改变了传统的先设计再验算的设计思想，对转子的动力学特性进行主动设计，循环设计，提高了工作效率，具有重要的工程实用价值。

申请号：CN201410146849.X

申请日：2014/4/14

申请人：西北工业大学; 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所

首项权利要求：一种航空发动机转子结构动力学的设计方法，其特征在于，具体步骤是：第一步：建立转子系统动力学模型：得到转子系统在临界转速处的振动响应与各设计参数的关系，所述转子系统在临界转速处的振动响应与各设计参数的关系包括转子系统临界响应与转子结构参数的关系，以及转子系统临界响应与转子模态参数的关系；转子系统动力学模型的方程矩阵表达式(1)为：MQ· · +DQ· +SQ=u—(1)式(1)中：M=m0000I0000000000, M是质量矩阵，m为盘的质量，I为盘的直径转动惯量；D=00000-jIpΩ 0000-db1-db200ajdb1-(L-a)jdb2, D是阻尼矩阵，j为虚数单位，Ip为盘的极轴转动惯量，Ω为转子旋转速度，db1、db2分别为转子系统前后支承的阻尼系数，L为转子的跨距，a为转子前支点到转子重心的距离；S=s11-js11-(1-aL)s11-s12L-aLs11+s12Ljs21s22-j(1-aL)s21-js22L-jaLs21+js22Ls11-js12-(1-aL)s11-s12L-sb1-aLs11+s12L-sb2js21s22-j(1-aL)s21-js22L+jasb1-jaLs21+js22L-(L-a)jsb2, S是刚度矩阵，s11，s12，s13和s14分别为转子的刚度系数，sb1、sb2分别为转子系统前后支承的刚度系数；u=mϵ Ω 2ej(Ω t+β )000, u是转子系统由于不平衡所承受的惯性离心力，ε为转子的不平衡偏心距；β为不平衡相位角；Q是转子系统的响应，r为转子重心处的挠度，为转子重心处的挠角，rb1，rb2分别为转子两个支承处的挠度；转子系统在支承处的临界响应Q2cr=-j1m(I-Ip)(Ω ~crl-Ω cri2)(Ω ~cr22-Ω cri2)[Φ ]Ω cri2mcrlDcrlΩ crl00Ω cri2Icr2Dcr2Ω cr2[Φ ]T.Sss22-(I-Ip)Ω cri2-s12-s21s11-mΩ cri2U1—(17)转子重心处的临界响应Qlcr=Ss-1SbbQ2cr+Ss-1SbdQ· 2cr—(18)式(17)、式(18)描述了弹性支承的转子系统在临界转速处的振动响应Q1cr、Q2cr，包括了转子系统结构动力学参数以及转子系统的模态参数；式(17)、式(18)说明了弹性支承的转子系统临界响应与支承绝对刚性时转子临界转速的关系；式(17)和式(18)中，Q1cr为转子重心处的临界响应幅值；Q2cr为转子支承处的临界响应幅值；Ωcri为转子第i阶临界转速；[Φ]为转子系统的模态矩阵，Dcrl=dcrl2mcrlΩ crl, Dcr2=dcr22Icr2Ω cr2分别为第一阶和第二阶模态阻尼比，dcr1、dcr2分别为转子系统的第一阶和第二阶模态阻尼系数，mcr1、Icr2分别为第一阶和第二阶模态质量，Ωcr1、Ωcr2分别为转子的第一阶和第二阶临界转速；分别为支承刚性时，转子系统的临界转速；Ss=s11-js12js21s22Sbb=(1-aL)s11+s12L+sb1aLs11-s12L+sb2j(1-aL)s21+js22L-jasb1jaLs21-js22L+(L-a)jsb2SS(1-aL)aLjL-jL+SS-111-jaj(L-a)sb100sb2Sbd=db1db2-ajdb1(L-a)jdb2=11-jaj(L-a)db100db2U1为转子系统的不平衡量；Ωcri为转子的临界转速，Q2cr为转子在支承处的临界响应幅值；第二步：设定转子系统工作时的热模态：根据发动机的工作转速范围和性能要求，设定转子系统的热模态；设定所述热模态时，须依次满足以下条件：第一阶模态临界转速位于慢车转速以下，并允许在慢车位置；第二阶模态临界转速和第三阶模态临界转速均位于巡航转速以下，裕度均10%；在巡航转速与最大转速之间不设临界转速；当转子的设计参数要求在转子系统的巡航转速与最大转速之间必须设临界转速时，则将第四阶模态临界转速设置在最大转速之上，裕度8-10%；第三步：确定支承绝对刚性时转子系统的模态：设转子系统各个支承刚度无穷大，采用传递矩阵法或有限元法确定在此条件下转子系统的模态；第四步：选取支承刚度的初始值：根据支承绝对刚性转子系统的刚度选择支承刚度的初值；转子系统各个支承刚度应为刚支转子刚度的20-50%，采用有限元法或通过公式(19)确定转子在质心处的横向刚度：S=243EI4L3—(19)E为材料的弹性模量，I为转轴的截面惯矩；取s的50%作为转子系统弹性支承刚度的初值：Sb1=Sb2=12S—(20)第五步：验证确定的支承刚度初始值时转子的静变形量是否超标：采用有限元法或根据公式(21)计算转子系统的静变形，使转子的静变形量不大于该发动机设计要求的值；δ =M· gSb1+Sb2+m· gS—(21)式中，δ为静变形量；M为整个转子质量；g为重力加速度；m为盘的质量；s为转子质心位置横向刚度，即产生单位横向变形所需的力；第六步：检验对于确定的支承刚度初始值时转子的模态是否与预设的热模态相符：对于选定的支承刚度参数，采用传递矩阵法或有限元法计算转子系统的模态；检验转子系统的模态是否与第二步中预设的热模态相符；若转子系统的模态与预设的热模态不符，则调整支承刚度的参数sb1和sb2，使转子系统的模态与第二步中预设的热模态相符；当转子系统的模态与第二步中预设的热模态相符后，检验所述热模态与转子系统刚支模态之间是否留有10%的裕度；若裕度不够，调整支承刚度的参数Sb1和Sb2或转子的质量、尺寸参数，使得热模态与转子系统刚支模态之间留有10%的裕度；同时需满足第五步静变形要求；第七步：在支承处设置阻尼器，确定不平衡响应及动平衡要求：在支承处引入挤压油膜阻尼器，计算转子的不平衡响应；根据阻尼器所能发挥的阻尼作用和平衡效果，得到转子剩余不平衡量限制标准；至此，完成了航空发动机转子的结构动力学设计。

专利类型：发明申请

标题：一种变循环发动机可调机构中的滚轮滑块平动式前涵道引射器

摘要：一种变循环发动机可调机构中的滚轮滑块平动式前涵道引射器，包括外机匣、内机匣、作动筒、连臂、转轴、套筒、轴承、轴承座、弹性挡圈、阀体、弧形滑块、支点滑块、关节轴承；本发明通过作动机构驱动，可使发动机内、外涵道之间的引射流道出口面积连续可调，机构简单，零件数量少，重量轻，相比于现有变循环发动机前涵道引射器设计方案具有更高的稳定性和可靠性。

申请号：CN201410169521.X

申请日：2014/4/24

申请人：北京航空航天大学

首项权利要求：一种变循环发动机可调机构中的滚轮滑块平动式前涵道引射器，其特征在于：外机匣、内机匣、作动筒、连臂、转轴、套筒、轴承、轴承座、弹性挡圈、阀体、弧形滑块、支点滑块、关节轴承；作动筒后方关节轴承固定于外机匣外表面；作动筒杆端关节轴承与连臂连接；连臂与转轴通过面接触配合，并通过螺栓压紧；轴承安装于轴承座内，轴承座下方设计有弹性挡圈用以定位，固定于外机匣上；连臂与轴承之间通过套筒进行定位；转轴分为圆柱结构和梁结构两部分，圆柱结构为空心，梁结构一端安装有关节轴承，关节轴承与阀体上的导槽配合，用以推动阀体；阀体周向分瓣，通过承担主要支撑作用的弧形滑块和辅助支撑作用的支点滑块支撑于内机匣；弧形滑块、支点滑块均安装于内机匣；所述作动筒、连臂、转轴、套筒、轴承、轴承座、弹性挡圈、关节轴承、阀体上的导槽共同构成组件A；组件A周向分布多处，相互之间无连接关系，每个组件A能够单独提供动力；弧形滑块、支点滑块构成组件B，组件B周向分布多处，共同完成阀体支撑。

专利类型：发明申请

标题：一种管路安装边的快速可拆式连接结构

摘要：一种管路安装边的快速可拆式连接结构，包括快卸螺栓，螺母，销钉，活动压板，连接压板，连杆，左管路，右管路；其中：左管路和右管路的端部带有环状凸起结构，两管路对接时，接触一侧的凸起结构边缘垂直于左管路和右管路的轴线，凸起结构的另一边缘与左管路和右管路轴线的夹角大于90°；活动压板和连接压板的一端分别通过销钉与连杆铰接；连接压板的另一端通过销钉和快卸螺栓连接，活动压板的另一端带有用于卡住快卸螺栓的凹槽，螺母与快卸螺栓连接；活动压板和连接压板紧固卡紧在左管路和右管路的端部环状凸起结构表面。本实用新型的优点：使用方便，可用于空间受限情况下管路的可拆式连接或要求实现快速装拆的管路连接。

申请号：CN201420004467.9

申请日：2014/1/3

申请人：中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所

首项权利要求：一种管路安装边的快速可拆式连接结构，其特征在于：所述的管路安装边的快速可拆式连接结构，包括快卸螺栓(5)，螺母(6)，销钉一(7)，活动压板(8)，连接压板(9)，销钉二(10)，销钉三(11)，连杆(12)，左管路(13)，右管路(14)；其中：左管路(13)和右管路(14)的端部带有环状凸起结构，两管路对接时，接触一侧的凸起结构边缘垂直于左管路(13)和右管路(14)的轴线，凸起结构的另一边缘与左管路(13)和右管路(14)轴线的夹角大于90°；活动压板(8)和连接压板(9)的一端分别通过销钉二(10)、销钉三(11)与连杆(12)铰接；连接压板(9)的另一端通过销钉一(7)和快卸螺栓(5)连接，活动压板(8)的另一端带有用于卡住快卸螺栓(5)的凹槽，螺母(6)与快卸螺栓(5)连接；活动压板(8)和连接压板(9)紧固卡紧在左管路(13)和右管路(14)的端部环状凸起结构表面。

专利类型：实用新型