CN116296419A - 一种航空涡扇发动机吞鸟适航符合性验证方法 - Google Patents
一种航空涡扇发动机吞鸟适航符合性验证方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN116296419A CN116296419A CN202211104528.4A CN202211104528A CN116296419A CN 116296419 A CN116296419 A CN 116296419A CN 202211104528 A CN202211104528 A CN 202211104528A CN 116296419 A CN116296419 A CN 116296419A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- test
- bird
- verification
- engine
- blade
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 44
- 238000012360 testing method Methods 0.000 claims abstract description 160
- 238000012795 verification Methods 0.000 claims abstract description 114
- 230000009747 swallowing Effects 0.000 claims abstract description 40
- 230000008450 motivation Effects 0.000 claims description 13
- 238000012827 research and development Methods 0.000 claims description 13
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 9
- 238000013461 design Methods 0.000 claims description 8
- 239000012634 fragment Substances 0.000 claims description 6
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 5
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 claims description 3
- 238000005094 computer simulation Methods 0.000 claims description 3
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 3
- 239000010687 lubricating oil Substances 0.000 claims description 3
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 3
- 239000003921 oil Substances 0.000 claims description 3
- 230000002265 prevention Effects 0.000 claims description 3
- 238000010998 test method Methods 0.000 claims description 3
- 230000002121 endocytic effect Effects 0.000 claims description 2
- 238000011161 development Methods 0.000 description 9
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 9
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 230000009897 systematic effect Effects 0.000 description 2
- 238000010835 comparative analysis Methods 0.000 description 1
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010200 validation analysis Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M15/00—Testing of engines
- G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
Landscapes
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
本申请一种航空涡扇发动机吞鸟适航符合性验证方法，根据不同的发动机判断所需进行的试验类型，而后针对不同重量级的鸟体，分别按照不同的方式进行吞鸟适航符合性验证，在进行任一单项试验时，只需要展开针对性的试验即可，不需要多台发动机资源、台架资源、调试与试验投射鸟体资源、人力资源等的协同配合，方法全面系统，保证验证合理有效的同时，缩短工作周期、节约试验资源、降低研制成本，整套方法已在涡扇发动机吞鸟能力适航符合性验证中成功应用。
Description
技术领域
本申请属于航空发动机吞鸟试验领域，特别涉及一种航空涡扇发动机吞鸟适航符合性验证方法。
背景技术
随着航空领域的快速发展，鸟类对飞行安全的影响不断突显，民用航空涡扇发动机研制过程中，吞鸟能力的适航符合性验证成为一项重要的工作内容。针对发动机吞鸟能力适航符合性验证，适航规章吞鸟条款规定了不同重量等级吞鸟条件下的发动机安全性影响和工作能力要求。虽然采用整机试验的验证方法，可以基于试验结果较为直接、准确地判断发动机吞鸟能力是否满足适航要求，但是基于适航规章分别提出单只大鸟、中鸟、中鸟附加的完整性评定、小鸟、多羽毛大鸟验证要求的情况，通过整机试验完成上述所有验证，所需资源过多、周期过长，很难在航空发动机实际工程应用中推广。因此，设计一套航空涡扇发动机吞鸟能力适航符合性验证方法，既准确验证对适航规章要求的满足情况，又能满足航空发动机研制实际中资源、周期等方面的限制条件，显得尤为重要。
发明内容
本申请的目的是提供了一种航空涡扇发动机吞鸟适航符合性验证方法，以解决现有技术中吞鸟试验所需资源多，所需周期长的问题。
本申请的技术方案是：一种航空涡扇发动机吞鸟适航符合性验证方法，包括：
获取发动机数据，判断所需进行的试验类型，试验类型包括改进/衍生型发动机验证试验和新研发动机验证试验，所述新研发动机验证试验包括单只大鸟验证试验、中鸟验证试验、小鸟验证试验和多羽毛大鸟验证试验；
判断进行改进/衍生型发动机验证试验，首先判断改进/衍生前所对应原型发动机是否为已通过吞鸟适航符合性验证的发动机；若是，则开展改进/衍生型发动机与原型发动机对比分析；若否，则按照新研发动机验证试验进行吞鸟能力适航符合性验证；
判断进行新研发动机验证试验，并判断具体的试验类型；
若判断进行单只大鸟验证试验，则1)按照适航规定确定试验参数要求，进行单只大鸟整机试验验证；或2)采用包容试验等效方法进行验证；
若判断进行中鸟验证试验，则1)按照适航规定确定试验参数要求，进行中鸟整机试验验证；2)进行附加的完整性评定验证；
若判断进行小鸟试验验证，先判断其是否已通过吞中鸟能力验证。若是，则通过中鸟验证结果等效验证小鸟能力；若否，则按照适航规定确定试验参数要求，进行小鸟整机试验验证；
若判断进行多羽毛大鸟验证试验，则1)按照试验参数要求进行多羽毛大鸟整机试验验证；或2)进行鸟撞部件串装整机验证。
优选地，所述改进/衍生型发动机验证试验中，开展改进/衍生型发动机与原型发动机对比分析后，再次判断相关设计特点是否相同或优于原型发动机，若否，则按照发动机验证试验进行吞鸟能力适航符合性验证；若是，则咨询用户是否同意免试，若是，则免试。
优选地，所述改进/衍生型发动机与原型发动机对比分析的内容包括：风扇叶片构型变化；风扇叶尖切线速度变化；风扇叶片叶根在榫槽中偏摆能力变化；风扇叶片与增压级进口导流叶片间的轴向距离变化；增压级进口导流叶片前缘倾斜角度变化；风扇帽罩锥面形式变化；增压级出口颈部流路形状变化；VBV放气活门变化；风扇机匣包容环变化；核心机设计变化；风扇相关部件材料变化。
优选地，所述包容试验等效验证方法包括：
按照适航规定确定试验参数，进行风扇部件鸟撞试验，并在部件试验中测量鸟撞引起的轴向载荷；
针对轴向载荷影响，基于鸟撞部件试验中轴向载荷测量结果，分析证明其不超过轴承承载能力，若证明成功，则完成轴向载荷影响分析；
针对叶片包容、转子不平衡影响，对比鸟撞部件试验、叶片包容和转子不平衡试验的掉块/断裂飞失叶片重量，判断叶片对机匣包容影响差异；根据掉块/断裂飞失叶片的重量、重心、试验转速，计算对比2项试验条件下碎片的离心载荷，判断二者不平衡载荷影响差异；
针对安装节载荷影响，采用基于整机有限元模型的动力学仿真分析、安装节安全性强度试验等，对比分析大鸟撞击/叶片飞失条件下的安装节载荷差异；
针对喘振载荷影响，考虑风扇叶片损伤、鸟体对气流通道阻塞影响等，对比分析大鸟撞击/叶片飞失条件下的喘振能量；
针对扭矩载荷影响，考虑鸟撞/叶片飞失条件下转子卡滞，依据转子转速、转子转动惯量、时间等参数，对比分析两种条件下的最大扭矩，或分析证明鸟撞条件下的扭矩载荷是否在发动机可承受范围内；
在防火方面，可采用鸟撞/叶片飞失条件下的碎片飞失轨迹及能量分析等方法，对比分析两种条件下滑油箱损坏、油管破裂方面的差异；
对上述两种试验条件下的载荷影响进行综合对比分析，证明大鸟撞击载荷严苛程度低于叶片包容和转子不平衡试验，若证明成功，则完成该综合对比分析；
基于包容能力通过验证的结果，间接验证发动机吞单只大鸟能力是否满足适航要求。
优选地，所述多羽毛大鸟整机试验验证方法包括：
按照适航规定的多羽毛大鸟要求确定试验参数要求，以整机试验形式，进行吞鸟能力验证；
与单只大鸟试验合并开展，鸟的重量、速度和撞击位置按照适航规定执行试验验证，吞鸟后的试车程序、通过标准分别按照适航规定执行试验验证。
优选地，所述鸟撞部件串装整机验证方法包括：
按照适航规定确定试验参数，进行风扇部件鸟撞试验，试验件至少包括对多羽毛大鸟吞咽能力有关键影响的零部件；
进行整机动力学、性能方向的影响分析；
将完成风扇部件鸟撞试验的部分串装至发动机整机，进行整机运转，验证是否符合适航规定要求。
本申请的一种航空涡扇发动机吞鸟适航符合性验证方法，根据不同的发动机判断所需进行的试验类型，而后针对不同重量级的鸟体，分别按照不同的方式进行吞鸟适航符合性验证，在进行任一单项试验时，只需要展开针对性的试验即可，不需要多台发动机资源、台架资源、调试与试验投射鸟体资源、人力资源等的协同配合，方法全面系统，保证验证合理有效的同时，缩短工作周期、节约试验资源、降低研制成本，整套方法已在涡扇发动机吞鸟能力适航符合性验证中成功应用。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请整流流程示意图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
一种航空涡扇发动机吞鸟适航符合性验证方法，如图1所示，包括如下步骤：
步骤S100，获取发动机数据，判断所需进行的试验类型，也即是判断发动机类型为改进/衍生型发动机或新研发动机，不同的发动机进行不同的试验，试验类型包括改进/衍生型发动机验证试验和新研发动机验证试验，新研发动机验证试验包括单只大鸟验证试验、中鸟验证试验、小鸟验证试验和多羽毛大鸟验证试验；
步骤S200，判断进行改进/衍生型发动机验证试验，首先判断改进/衍生前所对应原型发动机是否为已通过吞鸟适航符合性验证的发动机；若是，则开展改进/衍生型发动机与原型发动机对比分析；若否，则按照新研发动机验证试验进行吞鸟能力适航符合性验证；
改进/衍生型发动机验证试验中，开展改进/衍生型发动机与原型发动机对比分析，优选地，改进/衍生型发动机与原型发动机对比分析的内容包括：
1)风扇叶片构型变化，如：风扇叶片是否带减振凸肩、风扇叶片几何形状、风扇叶片弦长、风扇叶片厚度、风扇叶片材料等；
2)风扇叶尖切线速度变化；
3)风扇叶片叶根在榫槽中偏摆能力变化；
4)风扇叶片与增压级进口导流叶片间的轴向距离变化；
5)增压级进口导流叶片前缘倾斜角度变化；
6)风扇帽罩锥面形式变化；
7)增压级出口颈部流路形状变化；
8)VBV放气活门变化；
9)风扇机匣包容环变化，如：包容环结构形式、包容环材料、包容环厚度等；
10)核心机设计变化；
11)风扇等相关部件材料变化；
12)根据改进具体实际情况分析其他与吞鸟能力相关的设计变化。
在上述分析完成后，再次判断相关设计特点是否相同、相近或优于原型发动机，若否，则按照发动机验证试验进行吞鸟能力适航符合性验证；若是，则咨询用户是否同意免试，若是，则免试。
步骤S300，判断进行新研发动机验证试验，并判断具体的试验类型；
若判断进行单只大鸟验证试验，则具有两种验证方法，具体包括：
1)按照适航规定确定试验参数要求，进行单只大鸟整机试验的吞鸟能力验证；
2)进行包容试验等效验证；
根据不同的发动机型号，选择其中一种合适的验证方法，当进行包容试验等效验证时，试验所需资源大幅减少，研制成本明显降低，验证周期明显缩短，研制效率显著提高。
验证步骤如下：
①按照适航规定确定试验参数，进行风扇部件鸟撞试验，并在部件试验中测量鸟撞引起的轴向载荷；
②针对轴向载荷影响，基于鸟撞部件试验中轴向载荷测量结果，分析证明其不超过轴承承载能力，若证明成功，则完成轴向载荷影响分析；
③针对叶片包容、转子不平衡影响，对比鸟撞部件试验、叶片包容和转子不平衡试验的掉块/断裂飞失叶片重量，判断叶片对机匣包容影响差异；根据掉块/断裂飞失叶片的重量、重心、试验转速，计算对比2项试验条件下碎片的离心载荷，判断二者不平衡载荷影响差异；
④针对安装节载荷影响，采用基于整机有限元模型的动力学仿真分析、安装节安全性强度试验等，对比分析大鸟撞击/叶片飞失条件下的安装节载荷差异；
⑤针对喘振载荷影响，考虑风扇叶片损伤、鸟体对气流通道阻塞影响等，对比分析大鸟撞击/叶片飞失条件下的喘振能量；
⑥针对扭矩载荷影响，考虑鸟撞/叶片飞失条件下转子卡滞，依据转子转速、转子转动惯量、时间等参数，对比分析两种条件下的最大扭矩，或分析证明鸟撞条件下的扭矩载荷是否在发动机可承受范围内；
⑦在防火方面，可采用鸟撞/叶片飞失条件下的碎片飞失轨迹及能量分析等方法，对比分析两种条件下滑油箱损坏、油管破裂方面的差异；
⑧对上述两种试验条件下的载荷影响进行综合对比分析，证明大鸟撞击载荷严苛程度低于叶片包容和转子不平衡试验，若证明成功，则完成该综合对比分析；
⑨基于包容能力通过验证的结果，间接验证发动机吞单只大鸟能力是否满足适航要求。
若判断进行中鸟验证试验，则包含两项验证内容，具体包括：
1)按照适航规定确定试验参数要求，进行中鸟整机试验的吞鸟能力验证；
2)进行附加的完整性评定验证；
若判断进行小鸟试验验证，则是对于未开展中鸟试验或验证未通过的发动机，按照适航规定确定试验参数要求，进行小鸟整机试验验证，小鸟整机试验验证方法与中鸟整机试验的吞鸟能力验证的验证方法相同。
若判断进行多羽毛大鸟验证试验，则具有两种验证方法，具体包括：
1)按照试验参数要求进行多羽毛大鸟整机试验验证，具体包括：
①按照适航规定FAR33.76(d)条多羽毛大鸟要求确定试验参数要求，以整机试验形式，进行吞鸟能力验证。
②与单只大鸟试验合并开展。即，鸟的重量、速度、撞击位置按照适航规定FAR33.76(b)条单只大鸟中的第(1)条执行，吞鸟后的试车程序、通过标准分别按照适航规定FAR33.76(d)条多羽毛大鸟中的第(4)条、第(5)条执行。
2)进行鸟撞部件串装整机验证，具体包括：
①按照适航规定FAR33.76(d)条多羽毛大鸟要求确定试验参数，进行风扇部件鸟撞试验，试验件至少包括对多羽毛大鸟吞咽能力有关键影响的零部件，如风扇叶片及其连接件、风扇进出口导向叶片，帽罩、风扇盘和轴，风扇机匣，轴承和轴承座等；
②分析整机动力学、性能等方面的影响，包括但不限于喘振、熄火、超限等，证明其对适航规定FAR33.76(d)条中的第(4)条、第(5)条要求的影响可以忽略；
③将完成试验①的部件串装至发动机整机，进行整机运转，验证符合适航规定FAR33.76(d)条中的第(4)条、第(5)条要求。
根据不同的发动机型号，选择其中一种合适的验证方法，当与单只大鸟试验合并开展，或进行鸟撞部件串装整机验证，试验所需资源大幅减少，研制成本明显降低，验证周期明显缩短，研制效率显著提高。
通过采用上述方法，针对不同重量级的鸟体，分别按照不同的方式进行吞鸟适航符合性验证，在进行任一单项试验时，只需要展开针对性的试验即可，不需要多台发动机资源、台架资源、调试与试验投射鸟体资源、人力资源等的协同配合，方法全面系统，保证验证合理有效的同时，缩短工作周期、节约试验资源、降低研制成本，整套方法已在涡扇发动机吞鸟能力适航符合性验证中成功应用。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (6)
1.一种航空涡扇发动机吞鸟适航符合性验证方法，其特征在于，包括：
获取发动机数据，判断所需进行的试验类型，试验类型包括改进/衍生型发动机验证试验和新研发动机验证试验，所述新研发动机验证试验包括单只大鸟验证试验、中鸟验证试验、小鸟验证试验和多羽毛大鸟验证试验；
判断进行改进/衍生型发动机验证试验，首先判断改进/衍生前所对应原型发动机是否为已通过吞鸟适航符合性验证的发动机；若是，则开展改进/衍生型发动机与原型发动机对比分析；若否，则按照新研发动机验证试验进行吞鸟能力适航符合性验证；
判断进行新研发动机验证试验，并判断具体的试验类型；
若判断进行单只大鸟验证试验，则1)按照适航规定确定试验参数要求，进行单只大鸟整机试验验证；或2)采用包容试验等效方法进行验证；
若判断进行中鸟验证试验，则1)按照适航规定确定试验参数要求，进行中鸟整机试验验证；2)进行附加的完整性评定验证；
若判断进行小鸟试验验证，先判断其是否已通过吞中鸟能力验证。若是，则通过中鸟验证结果等效验证小鸟能力；若否，则按照适航规定确定试验参数要求，进行小鸟整机试验验证；
若判断进行多羽毛大鸟验证试验，则1)按照试验参数要求进行多羽毛大鸟整机试验验证；或2)进行鸟撞部件串装整机验证。
2.如权利要求1所述的航空涡扇发动机吞鸟适航符合性验证方法，其特征在于：所述改进/衍生型发动机验证试验中，开展改进/衍生型发动机与原型发动机对比分析后，再次判断相关设计特点是否相同或优于原型发动机，若否，则按照发动机验证试验进行吞鸟能力适航符合性验证；若是，则咨询用户是否同意免试，若是，则免试。
3.如权利要求2所述的航空涡扇发动机吞鸟适航符合性验证方法，其特征在于，所述改进/衍生型发动机与原型发动机对比分析的内容包括：
风扇叶片构型变化；风扇叶尖切线速度变化；风扇叶片叶根在榫槽中偏摆能力变化；风扇叶片与增压级进口导流叶片间的轴向距离变化；增压级进口导流叶片前缘倾斜角度变化；风扇帽罩锥面形式变化；增压级出口颈部流路形状变化；VBV放气活门变化；风扇机匣包容环变化；核心机设计变化；风扇相关部件材料变化。
4.如权利要求1所述的航空涡扇发动机吞鸟适航符合性验证方法，其特征在于，所述包容试验等效验证方法包括：
按照适航规定确定试验参数，进行风扇部件鸟撞试验，并在部件试验中测量鸟撞引起的轴向载荷；
针对轴向载荷影响，基于鸟撞部件试验中轴向载荷测量结果，分析证明其不超过轴承承载能力，若证明成功，则完成轴向载荷影响分析；
针对叶片包容、转子不平衡影响，对比鸟撞部件试验、叶片包容和转子不平衡试验的掉块/断裂飞失叶片重量，判断叶片对机匣包容影响差异；根据掉块/断裂飞失叶片的重量、重心、试验转速，计算对比2项试验条件下碎片的离心载荷，判断二者不平衡载荷影响差异；
针对安装节载荷影响，采用基于整机有限元模型的动力学仿真分析、安装节安全性强度试验等，对比分析大鸟撞击/叶片飞失条件下的安装节载荷差异；
针对喘振载荷影响，考虑风扇叶片损伤、鸟体对气流通道阻塞影响等，对比分析大鸟撞击/叶片飞失条件下的喘振能量；
针对扭矩载荷影响，考虑鸟撞/叶片飞失条件下转子卡滞，依据转子转速、转子转动惯量、时间等参数，对比分析两种条件下的最大扭矩，或分析证明鸟撞条件下的扭矩载荷是否在发动机可承受范围内；
在防火方面，可采用鸟撞/叶片飞失条件下的碎片飞失轨迹及能量分析等方法，对比分析两种条件下滑油箱损坏、油管破裂方面的差异；
对上述两种试验条件下的载荷影响进行综合对比分析，证明大鸟撞击载荷严苛程度低于叶片包容和转子不平衡试验，若证明成功，则完成该综合对比分析；
基于包容能力通过验证的结果，间接验证发动机吞单只大鸟能力是否满足适航要求。
5.如权利要求1所述的航空涡扇发动机吞鸟适航符合性验证方法，其特征在于，所述多羽毛大鸟整机试验验证方法包括：
按照适航规定的多羽毛大鸟要求确定试验参数要求，以整机试验形式，进行吞鸟能力验证；
与单只大鸟试验合并开展，鸟的重量、速度和撞击位置按照适航规定执行试验验证，吞鸟后的试车程序、通过标准分别按照适航规定执行试验验证。
6.如权利要求1所述的航空涡扇发动机吞鸟适航符合性验证方法，其特征在于，所述鸟撞部件串装整机验证方法包括：
按照适航规定确定试验参数，进行风扇部件鸟撞试验，试验件至少包括对多羽毛大鸟吞咽能力有关键影响的零部件；
进行整机动力学、性能方向的影响分析；
将完成风扇部件鸟撞试验的部分串装至发动机整机，进行整机运转，验证是否符合适航规定要求。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202211104528.4A CN116296419A (zh) | 2022-09-09 | 2022-09-09 | 一种航空涡扇发动机吞鸟适航符合性验证方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202211104528.4A CN116296419A (zh) | 2022-09-09 | 2022-09-09 | 一种航空涡扇发动机吞鸟适航符合性验证方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN116296419A true CN116296419A (zh) | 2023-06-23 |
Family
ID=86783870
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202211104528.4A Pending CN116296419A (zh) | 2022-09-09 | 2022-09-09 | 一种航空涡扇发动机吞鸟适航符合性验证方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN116296419A (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN119338217A (zh) * | 2024-12-20 | 2025-01-21 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 基于适航要求的先进民用涡轴发动机特种工艺管控及验证方法 |
-
2022
- 2022-09-09 CN CN202211104528.4A patent/CN116296419A/zh active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN119338217A (zh) * | 2024-12-20 | 2025-01-21 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 基于适航要求的先进民用涡轴发动机特种工艺管控及验证方法 |
| CN119338217B (zh) * | 2024-12-20 | 2025-03-25 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 基于适航要求的先进民用涡轴发动机特种工艺管控及验证方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN109815521B (zh) | 一种航空发动机叶片抗fod能力的评估方法 | |
| CN114544177B (zh) | 一种发动机整机典型使用状态的核心机耐久性试验方法 | |
| El-Aini et al. | High cycle fatigue of turbomachinery components-Industry perspective | |
| CN115640666B (zh) | 一种基于损伤等效的航空发动机加速任务试车谱编制方法 | |
| CN106815396A (zh) | 车用径流式增压器涡轮叶片叶根疲劳蠕变寿命预测方法 | |
| CN116296419A (zh) | 一种航空涡扇发动机吞鸟适航符合性验证方法 | |
| Suchezky et al. | Variable-speed power-turbine for the large civil tilt rotor | |
| EP3719256B1 (en) | Aircraft component repair system and process | |
| CN104458236B (zh) | 一种增压器涡轮心部强度加速试验验证方法 | |
| US20090255115A1 (en) | Method for developing a repair process to correct a deformed gas turbine engine component | |
| Ning et al. | Blade forced response prediction for industrial gas turbines: Part 2—verification and application | |
| CN110987388B (zh) | 一种基于缺口疲劳强度的等效机械加工缺口的方法 | |
| CN114912187B (zh) | 一种发动机气动稳定性的符合性验证方法 | |
| Paletta et al. | The preliminary design of a scaled Composite UHBR Fan for a wind tunnel test campaign | |
| Chromek | Design of the blisk of an aircraft turbojet engine and verification of its resonance free operation | |
| Touyeras et al. | Aerodynamic design and test result analysis of a three stage research compressor | |
| CN108267302B (zh) | 一种测试风扇叶片榫头强度的试验件 | |
| Gao et al. | Engine vibration certification | |
| CN105043775B (zh) | 一种航空发动机关键系统危险分析系统及方法 | |
| CN115391929B (zh) | 航空发动机风扇或压气机叶片抗外物损伤能力评估方法 | |
| Troha et al. | Composite Inlays Increase Flutter Resistance of Turbine Engine Fan Blades | |
| CN115270467A (zh) | 一种航空发动机吞鸟能力确定方法 | |
| US12241382B2 (en) | Vibration response reduction for aircraft engines | |
| Tschirner et al. | Aerodynamic optimisation of an aeroengine bypass duct OGV-pylon configuration | |
| US20220357229A1 (en) | Methods of identifying unbalance of engine rotors based on engine vibration |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination |