원래 이름 기록: 中国航发湖南动力机械研究所

本发明公开了一种用于涡电系统的散热系统及其设计方法及应用其的飞行器，飞行器包括动力舱，涡电系统的控制器、发电机、涡轴发动机分别设置于动力舱内的前端，散热系统包括设置于动力舱的散热通道以及设置于散热通道的热交换装置，热交换装置通过冷却管路分别与涡电系统的控制器、发电机、涡轴发动机连接，热交换装置布设于散热通道的进气端，涡轴发动机的尾喷管连通至散热通道内，散热通道的进气端和排气端分别连通至动力舱的外壁，用于排气至散热通道至散热通道的排气端排出进而使外部空气在尾喷管排气的引射作用下经散热通道的进气端引入散热通道内从而对散热通道的进气端的热交换装置散热。

本发明提供一种直接点火折流燃烧室及发动机，属于航空发动机技术领域，包括：机匣、供油组件、甩油盘和点火装置，机匣包括外机匣、内机匣、火焰筒外环和火焰筒内环腔；机匣上的供油组件设置有喷油孔；甩油盘转动设置在供油组件的喷油孔处；点火装置的点火端面延伸至火焰筒内环的燃气侧。燃油经供油组件的喷油孔输送至甩油盘内部，点火装置的点火端面延伸至火焰筒内环燃气端，甩油盘雾化的油雾锥能够直接打到点火端面附近，能够直接点燃油雾锥，不需要额外设置辅助点火装置，就能实现燃烧室高可靠性点火。本发明提供的直接点火折流燃烧室，克服现有技术中折流燃烧室采用间接点火方式需要设置辅助点火装置的问题。

本发明涉及燃气发动机技术领域，具体公开了一种抗变形及高冷效回流燃烧室大弯管，大弯管第一层壁和第二层壁的截面呈弧形，第一层壁设置在第二层壁外，第一层壁和第二层壁的一端固接为一体，第一层壁和第二层壁的另一端卡合且卡合位置处具有能相互移动的空间，第一层壁上设置有多处朝向第二层壁的环凹槽，环凹槽贴合第二层壁朝向第一层壁一侧，环凹槽将第一层壁和第二层壁之间空腔间隔成多个冲击发散腔。本发明能使双层壁间隙不发生改变，防止双层壁膨胀量不一致引起的应力导致变形问题，加强内壁的冷却保护效果，防止大弯管温度过高产生裂纹，使得整体的应力较小，焊接等连接处不容易出现裂纹，紧密连接不易漏气。

本申请公布了一种燃气发生器转子结构动力学设计方法，属于航空发动机技术领域，包括燃气发生器转子系统有限元建模；根据燃气发生器转子系统的端齿连接结构对有限元模型进行修正，再进行转子临界转速、弯曲振型和应变能分布计算；根据弯曲振型和端齿连接结构应变能分布计算结果，进行端齿径向高度设计；根据转子系统的支点轴承和转子一级盘的应变能分布计算结果，设计转子一级盘轴颈、转子二级盘、转子三级盘和中心拉杆的装配结构；根据双转子耦合振型的分布计算结果，设计中心拉杆径向高度及中心拉杆与动力涡轮轴的间隙。本申请提出了支点布局设计、中心拉杆间隙设计、端齿径向高度设计、应变能分布设计等准则，为转子结构动力学设计提供依据。

本发明公开了一种等效裂纹优化迭代方法及航空发动机，通过获取材料性能参数并开展拉伸试验、裂纹扩展试验和断裂韧度试验；基于试验数据建立疲劳裂纹扩展模型；开展特征模拟件冲击试验，获得含初始冲击损伤的特征模拟件；开展含冲击损伤的特征模拟件疲劳及裂纹扩展试验获得模拟件剩余疲劳寿命；测量实际损伤尺寸；通过有限元软件分析模拟件危险点应力分布并提取设计点应力梯度；采用基于断裂力学的方法将冲击损伤等效为特定尺寸的初始尖锐裂纹，结合裂纹扩展软件仿真，预测含不同损伤尺寸模拟件的剩余疲劳寿命；设定长度等效因子β初始值，分析预测寿命的计算误差，基于预测结果不断迭代优化等效裂纹方法，直到预测寿命满足需求，具有较强适用性。

本发明涉及齿轮建模技术领域，公开了一种无网格柔性齿轮副的系统动力学建模方法及系统，方法包括：构建柔性齿轮转子系统坐标系，系统运动时先计算齿轮任意点位移矢量，对其时间求导得变形速度矢量，基于所述变形速度矢量计算齿轮转子系统的总动能；再据位移矢量计算小大齿轮正应变与剪切应变势能，结合基体刚度得基体边界条件势能，依据啮合刚度和相对位置矢量计算轮齿啮合弹性势能，将各种类型的势能求和得到系统的总势能。最后将总动能、势能代入分析力学原理，经变分运算推导系统动力学偏微分控制方程组，完成无网格柔性齿轮副系统动力学建模。本发明规避传统有限元网格划分与大规模计算难题，提升建模效率与复杂工况适应性。

本发明公开了一种涡轴发动机极寒条件下自预热起动系统及使用控制方法，包括：燃油箱、滑油箱、连接滑油箱的滑油进油回路、储电器、发动机核心机、起动辅助燃烧装置及控制系统。起动辅助燃烧装置用于从燃油箱引入部分燃油，同时在储电器的驱动下引入部分空气增压形成高压气，并使高压气与燃油燃烧产生高温燃气。滑油进油回路连接至起动辅助燃烧装置的输出侧，以使高温燃气对滑油进油回路中的滑油进行预热，滑油进油回路的输出端还连接至发动机核心机的多处轴承腔内，以使预热后的滑油进入发动机核心机的多处轴承腔内润滑。本发明系统，利用发动机自身的燃料作为能源，通过一套内置的高效燃烧加热系统，精确、快速地对发动机滑油和核心机进行预热。

本发明公开了一种金属构件高速碰摩条件下二维力测量装置及测量方法，包括：滑台模组，用于安装机匣试验件，并用于受外部驱动向靠近模拟叶片或向远离模拟叶片的方向移动进而使测试件与模拟叶片碰摩；进给系统，包括第一驱动机构，第一驱动机构与滑台模组驱动连接；数据采集系统，包括设置于第一驱动机构的输出端与滑台模组之间的检测单元，检测单元为二维力传感器，用于采集碰摩时的正压力和摩擦力，数据采集系统还用于记录采集的正压力和摩擦力数据。通过测量装置的设置于第一驱动机构的输出端与滑台模组之间的二维力传感器采集碰摩时的正压力和摩擦力，实现检测并获取试验件碰摩接触载荷变化特征数据，达到真实工况下接触力有效测量。

本申请公布了一种子午流道大扩张角动力涡轮的设计方法，属于航空发动机动力涡轮技术领域，包括进行动力涡轮的一维气动方案设计；利用一维气动方案设计得到的参数进行二维通流分析，获取动力涡轮各排叶片的进出口参数沿径向的变化；根据一维气动方案设计和二维通流分析计算的参数进行三维造型设计；根据三维造型开展仿真分析，进行三维粘性计算，对动力涡轮主要状态点进行性能评估。本申请通过优化设计方法，兼顾变工况多状态运行的情况，优化动力涡轮的设计达到结构简单紧凑、运行综合气动效率高以及各主要状态点的效率和功率均有一定裕度等效果。

本发明公开了一种轴向扩压器结构、航空发动机及飞行器，轴向扩压器结构包括基体结构、设置于基体结构内并与基体结构同轴布设的安装基座以及沿径向设置并沿周向均匀分布的支板结构，支板结构的两端分别连接于安装基座的外壁和基体结构内壁，支板结构至少设置有三个；安装基座的两端分别设置有第一安装结构和第二安装结构；安装基座具有内腔，第一安装结构用于与轴承座连接，第二安装结构用于导向器连接；一支板结构设置有连通至安装基座的内腔的回油通道；另一支板结构设置有连通至安装基座的内腔的供油通道。基于本轴向扩压器结构实现为轴承座和导向器提供安装接口，实现进、回油通道集成设置实现结构高度集成化，实现动力装置的喷油冷却、润滑及回油。

本发明涉及发动机技术领域，公开了一种复合材料机匣安装边模拟件的夹持装置及试验方法，复合材料机匣安装边模拟件的夹持装置，包括：支撑件，支撑件的表面用于放置模拟件；第一限位件，第一限位件位于模拟件上，第一限位件与支撑件通过第一固定件连接，第一限位件与支撑件之间形成限位空间，模拟件的第一侧边位于限位空间内；第二限位件，第二限位件位于支撑件上，第二限位件的一端与支撑件连接，第二限位件的另一端抵接于模拟件的第二侧边，第二侧边的长度大于第一侧边的长度。本发明实现了模拟件的精准固定，同时简化操作流程、保护模拟件，提升试验的可靠性和效率，解决了现有技术中的夹持装置的夹持精度差、操作复杂的问题。