| 序号 | 专利名 | 申请号 | 申请日 | 公开（公告）号 | 公开（公告）日 | 发明人 |
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| 301 | 一种用于航空涡轮风扇发动机检测的驱动装置 | CN202210560833.8 | 2022-05-19 | CN114894485B | 2023-03-14 | 唐国耀; 鲁驰; 陈超; 田特毓 |
| 本申请公开了一种用于航空涡轮风扇发动机检测的驱动装置，包括探杆，探杆的一端转动设置有转动盘，转动盘上设置有至少一个拨动组件；检测装置还包括动力组件，动力组件与所述转动盘动力相连；使用时，通过探杆将转动盘和拨动组件插入到涡轮发动机内，拨动杆插入到涡轮风扇两相邻的扇叶之间，通过动力组件驱动转动盘旋转，进而使拨动组件将与涡轮风扇扇叶接触，并拨动涡轮风扇旋转；本申请通过探杆将拨动组件送入到狭窄的涡轮风扇发动机内，与现有技术相比，工作人员在发动机外即可驱动涡轮风扇旋转，不需要进入到发动机内部，从而降低涡轮风扇检测工作的难度；同时还能够从根本上解决因人员进入到涡轮风扇发动机内引起的安全隐患。 | ||||||
| 302 | 一种射流预冷涡轮风扇发动机性能计算方法 | CN202210400212.3 | 2022-04-15 | CN114861301A | 2022-08-05 | 李皓璠; 云雪; 孙海; 孙占东 |
| 本申请属于推进系统总体性能设计领域，特别涉及一种射流预冷涡轮风扇发动机性能计算方法。包括：步骤一、假设发动机喷水段进口为干空气，喷入发动机喷射腔室的纯水全部蒸发以水蒸气的形式存在于工质气体中，根据能量守恒公式，计算发动机的喷水量；步骤二、获取未喷水状态下的发动机高度速度特性，根据发动机相似理论计算喷水后的发动机性能参数，所述发动机性能参数包括推力、耗油率以及比冲。本申请的射流预冷涡轮风扇发动机性能计算方法，可以迅速准确计算出射流预冷涡轮风扇发动机推力、耗油率等关键性能参数，利于飞机迅速评估战技指标符合性，较传统的数值计算方法可节约成本，提升效率。 | ||||||
| 303 | 一种大涵道比分体式变循环涡轮风扇发动机 | CN202210525756.2 | 2022-05-16 | CN114623019A | 2022-06-14 | 刘子扬 |
| 本发明公开一种大涵道比分体式变循环涡轮风扇发动机，包括涡喷部分、风扇部分、燃气管道和保温层，所述涡喷部分和风扇部分各自独立，所述涡喷部分和风扇部分通过燃气管道进行连接，所述涡喷部分和风扇部分与燃气管道内部相通，所述保温层套合设置于燃气管道外侧。本发明采用涡喷部分和风扇部分分体式设置，将两者的工作分离开来，实现了涡喷部分与风扇部分的工况互不影响，同时通过进气道截面积的可调节，实现了减小阻力，防止超音速时，风扇被激波击碎，同时通过第二燃烧室和第三燃烧室的设置，实现了使大涵道比涡扇发动机具备超音速的能力。 | ||||||
| 304 | 一种具有串联增压功能的多级涡轮风扇发动机 | CN202110911970.7 | 2021-08-10 | CN113586282B | 2022-06-07 | 程翔宇 |
| 本发明公开了一种具有串联增压功能的多级涡轮风扇发动机，属于航空涡轮风扇发动机技术领域，包括加压涵道、多级涡轮风扇、尾部增压喷嘴，加压涵道中设置有多级涡轮风扇，尾部增压喷嘴设置在所述高压加速通道的出口处。本发明解决了常规敞开式单级螺旋桨发动机在负载大、气流速度高时叶片效率低下的问题，通过中部封闭的加压涵道和多级涡轮风扇驱动单元的连续涡轮增压能力以及尾部增压喷嘴的增压喷流功能，来提升发动机的整体输出效率，可在不增加静叶的情况下，通过两级相邻叶片的反向对转，来提高级间增压效率，降低发动机重量。用于涡轮风扇叶片封闭于加速涵道内部的新型直升机或相关飞行器的高效驱动动力系统。 | ||||||
| 305 | 一种涡轮风扇发动机箍环风扇冷却系统 | CN202010789696.6 | 2020-08-07 | CN112049823A | 2020-12-08 | 李传鹏; 邹如萍; 胡骏; 阮立群; 彭宁航; 陈斌 |
| 本发明公开了一种涡轮风扇发动机箍环风扇冷却系统，包含套筒和离心压气机。本发明利用风扇主轴上的微小型离心压气机将径向间隙的气流从箍环、风扇叶片、轮毂抽出来，增压后排进增压级后的主流流道中。吸走的间隙气流能够将热量带走，从而避免机匣与高速运动的箍环之间间隙的气流摩擦热积聚而形成高温。 | ||||||
| 306 | 用于涡轮风扇飞机发动机的可变面积风扇喷嘴 | CN201880080821.7 | 2018-12-06 | CN111479997A | 2020-07-31 | 芬巴尔·麦克沃伊; 加里·戴维森 |
| 描述了一种用于涡轮风扇飞机发动机的可变面积风扇喷嘴。所述可变面积风扇喷嘴包括：第一结构，所述第一结构限定所述涡轮风扇飞机发动机的旁通管道的前部部分；和第二结构，所述第二结构限定所述旁通管道的后部部分。所述第二结构相对于所述第一结构能够在展开位置与收起位置之间移动，在所述展开位置，限定在所述旁通管道的所述前部部分与所述旁通管道的所述后部部分之间的端口流动通道打开，而在所述收起位置，所述端口流动通道关闭。可移动第二结构包括叶片和板条，所述板条附接到所述叶片，并设置在所述叶片的前方。当所述第二结构处于所述展开位置时，所述端口流动通道在所述板条与所述叶片之间延伸。 | ||||||
| 307 | 具有旁路管道的涡轮风扇气体涡轮引擎 | CN201911299677.9 | 2019-12-16 | CN111350602A | 2020-06-30 | 理查德·G·斯特雷顿; 迈克尔·C·威尔莫特 |
| 本发明题为“具有旁路管道的涡轮风扇气体涡轮引擎”。本发明提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，该气体涡轮引擎包括：引擎核心(11)；风扇(23)，该风扇位于引擎核心(11)的上游，该风扇(23)包括多个风扇叶片(64)；短舱(21)，该短舱围绕气体涡轮引擎(10)，该短舱(21)包括内表面，该内表面至少部分地定义旁路管道(22)；以及旁路管道出口导向轮叶(58)，该旁路管道出口导向轮叶在引擎核心(11)的外表面与短舱的内表面之间跨旁路管道(22)径向延伸。外壁轴线(59)被定义为将旁路管道出口导向轮片(58)的后缘的径向外尖端与短舱(21)的内表面的最后尖端(21b)接合，其中外壁轴线(59)位于包含气体涡轮引擎(10)的中心线(9)的纵向平面中，外旁路管道壁角度(126)被定义为外壁轴线(59)与中心线(9)之间的角度，并且外旁路管道壁角度(126)在-15度至1度之间的范围内。 | ||||||
| 308 | 齿轮传动涡轮风扇气体涡轮机引擎安装布置 | CN201910619258.2 | 2019-07-10 | CN110700962A | 2020-01-17 | A.斯威夫特 |
| 飞机气体涡轮机引擎（10）包括引擎核心（11），所述引擎核心包括涡轮机（19）、压缩机（14）、将涡轮机（19）连接至压缩机（14）的核心轴（26）和围绕引擎核心（11）的核心壳体（50）。风扇（23）定位在引擎核心（11）的上游并且风扇壳体（52）围绕风扇（23）。齿轮箱（30）接收来自核心轴（26）的输入并且将驱动输出以使风扇（23）旋转。单个平面支撑结构（54）连接核心壳体（50）和风扇壳体（52）。支撑结构（54）包括内环（56）、外环（58）和多个在圆周上间隔开的径向延伸的支柱（60），所述支柱连接内环（56）和外环（58）。内环（56）包括转矩箱（66、68、70）并且齿轮箱与风扇支撑结构（24）连接至转矩箱（66、68、70）。前部底座（62）和后部底座（64）被配置成将气体涡轮机引擎（10）连接至飞机，其中，前部底座（62）耦联至扭矩箱（66、68、70）并且后部底座（64）耦联至核心壳体（50）。 | ||||||
| 309 | 发动机短舱、涡轮风扇喷气发动机和飞行器 | CN201710979416.6 | 2017-10-19 | CN108116660A | 2018-06-05 | 弗兰克·温吉安; 弗雷德里克·皮亚尔; 文森特·比勒罗特; 伯努瓦·莱陶伊; 埃里克·哈拉姆比吕; 帕特里克·奥贝莱; 托马斯·索瓦勒; 蒂埃里·舒尔普利; 阿兰·波特 |
| 本发明涉及发动机短舱、涡轮风扇喷气发动机和飞行器。发动机短舱包括：固定整流罩和移动整流罩，移动整流罩在合拢位置与开放位置之间的平移移动；窗口，由固定整流罩和移动整流罩界定并且在气流与发动机短舱的外部之间开放；换向器翻转板，在关闭位置与打开位置之间旋转移动；以及驱动机构，对换向器翻转板从关闭位置去到打开位置与移动整流罩从关闭位置去到打开位置加以协调，并且反之亦然。从关闭/合拢位置开始，驱动机构保证：-朝向开放位置平移移动整流罩，-然后，朝打开位置旋转换向器翻转板，从打开/开放位置开始，驱动机构保证：-朝关闭位置旋转换向器翻转板，-然后，朝合拢位置平移移动整流罩，发动机短舱进一步包括附加翻转板。 | ||||||
| 310 | 一种超声速导弹用加力式小型涡轮风扇发动机 | CN201611048051.7 | 2016-11-22 | CN108087150A | 2018-05-29 | 任志文; 万志明; 卢杰; 赵胜海; 万丽颖; 陈尊敬; 王春利; 赵政衡; 安平; 亓洪玲; 杨佳壁; 周俊伟; 万俊丹; 王天绥; 唐仁杰; 高骏冬; 张林; 龙海燕; 刘剑 |
| 本发明为一种超声速导弹用加力式小型涡轮风扇发动机，其特征在于，包括发动机机体(1)，发动机进口(10)，发动机出口(17)，加力燃烧室(18)，加力燃烧室喷油嘴(13)，一级低压风扇(2)，低压转轴(3)，加力涡轮(12)，一级低压风扇(2)和加力涡轮(12)安装在低压转轴(3)两端；二级高压风扇(4)，高压转轴(10)，高压压气机(6)，高压涡轮(11)，二级高压风扇(4)和高压压气机(6)安装于高压转轴(10)第一端，高压涡轮(11)安装在高压转轴(10)的第二端；高压转轴(10)套装在低压转轴(3)上；加力燃烧室喷油嘴(13)与加力涡轮(12)均位于加力燃烧室(18)内部，加力涡轮(12)正对加力燃烧室喷油嘴(13)。 | ||||||
| 311 | 航空涡轮风扇发动机双层“D”形喷嘴 | CN201710804423.2 | 2017-09-08 | CN107521665A | 2017-12-29 | 赵国昌; 邢仕廷; 宋丽萍; 熊碰; 王泉 |
| 一种航空涡轮风扇发动机双层“D”形喷嘴。其包括外部导流腔体和气流分层隔板；外部导流腔体为从前端至后端截面逐渐减小的管状结构；气流分层隔板设置在外部导流腔体的内部，由中间隔板和初始段外涵道隔断构成。与现有技术相比，本发明提供的航空涡轮风扇发动机双层“D”形喷嘴具有的有益效果是：部分克服了在应用上表面吹气增升技术时，航空涡轮风扇发动机尾部气流的高温对机翼的损害，增加了该布局类型的飞机机翼的使用寿命。在材料无法满足技术要求的条件下，推动了机翼上表面吹气增升技术的应用。对于有短距离起降的，高升力系数要求的飞机而言具有很大的利用价值。 | ||||||
| 312 | 静叶结构及使用其的涡轮风扇喷气发动机 | CN201480036982.8 | 2014-04-08 | CN105358839B | 2017-05-31 | 大渊健郎; 八木广幸 |
| 本发明提供一种静叶结构及使用其的涡轮风扇喷气发动机，利用由金属构成的连结支承体(30、31)分别支承由复合材料构成的导叶(20)的翼前端部(21)及翼基端部(22)，导电线(40)在导叶(20)的前缘端面(20a)与外皮(23)之间通过，并且利用导电线(40)连接该翼前端部(21)及翼基端部(22)的连结支承体(30、31)之间。在涡轮风扇喷气发动机中，能够确保由复合材料构成的静叶的整流功能，并且能够承受因雷击产生的雷电流并使其流走，也容易检查。 | ||||||
| 313 | 一种涡轮风扇发动机所用起动机的选型方法 | CN201310737437.9 | 2013-12-27 | CN104747293B | 2017-04-19 | 邓潇; 陈秋宏; 邱建; 易海云 |
| 本发明涉及一种涡轮风扇发动机所用起动机的选型方法，它包括以下步骤：10）选择一起动机作为预定起动机；20）将涡轮风扇发动机的高压转子的转速从零到慢车转速划分成若干速度段，计算各速度段中的两个转速节点所对应的不平衡力矩，进而求得各速度段所对应的平均不平衡力矩和起动时间，将各个速度段所需的起动时间相加，得到预定起动机所需的起动时间；30）将预定起动机所需的起动时间与涡轮风扇发动机所需的起动时间范围进行比较，如果预定起动机所需的起动时间符合涡轮风扇发动机所需的起动时间范围，则起动机选型结束，输出选定起动机的最大输出功率；如果不符合，则结合预定起动机的最大输出功率，重新选择起动机。 | ||||||
| 314 | 燃气涡轮风扇复合容纳外壳及制作方法 | CN201280069831.3 | 2012-11-09 | CN104105848B | 2016-08-17 | 祝绮; S.R.芬 |
| 一种容纳外壳包括具有外表面和内表面的复合芯、连结于复合芯的内表面的至少一个抗击穿层，以及连结于复合芯的外表面的至少一个能量捕获层。抗击穿层具有冲击下的高贯穿厚度抗剪强度和高层间韧性。能量捕获层具有冲击下的高平面内抗拉强度和对分层和纤维基质剥离的低阻力。一种制造容纳外壳的方法包括以下步骤：将一层或更多层抗击穿材料设置在铺设心轴上，将一层或更多层结构复合材料设置在抗击穿材料的外表面上，将一层或更多层能量捕获材料设置在结构材料的外表面上，以及使多个层中的树脂固化。 | ||||||
| 315 | 一种涡轮风扇发动机所用起动机的选型方法 | CN201310737437.9 | 2013-12-27 | CN104747293A | 2015-07-01 | 邓潇; 陈秋宏; 邱建; 易海云 |
| 本发明涉及一种涡轮风扇发动机所用起动机的选型方法，它包括以下步骤：10）选择一起动机作为预定起动机；20）将涡轮风扇发动机的高压转子的转速从零到慢车转速划分成若干速度段，计算各速度段中的两个转速节点所对应的不平衡力矩，进而求得各速度段所对应的平均不平衡力矩和起动时间，将各个速度段所需的起动时间相加，得到预定起动机所需的起动时间；30）将预定起动机所需的起动时间与涡轮风扇发动机所需的起动时间范围进行比较，如果预定起动机所需的起动时间符合涡轮风扇发动机所需的起动时间范围，则起动机选型结束，输出选定起动机的最大输出功率；如果不符合，则结合预定起动机的最大输出功率，重新选择起动机。 | ||||||
| 316 | 用于齿轮传动涡轮风扇发动机的低噪音涡轮机 | CN201380004154.1 | 2013-01-09 | CN104066932A | 2014-09-24 | B.L.莫林; D.科尔特 |
| 燃气涡轮发动机被与齿轮减速装置组合地使用以相对于低压涡轮机速度减少风扇的速度。燃气涡轮发动机被设计为使得在低压涡轮机内的叶片计数乘以低压涡轮机的速度将产生高于人类听觉的敏感范围的操作噪音。还公开了方法和涡轮机模块。 | ||||||
| 317 | 涡轮风扇发动机进口部件冰弹撞击装置 | CN201410131284.8 | 2014-04-02 | CN103940614A | 2014-07-23 | 董威; 雷桂林; 朱剑鋆; 郑梅 |
| 一种属于航空设备技术领域的涡轮风扇发动机进口部件冰弹撞击装置，包括储气罐、锁紧气缸、舱内滑阀、冰弹填充发射舱、冰弹发射管、冰弹托杆、冰弹入口、滑阀槽、冰弹入口滑阀和手柄，冰弹发射管的入口与冰弹填充发射舱相连接，舱内滑阀、冰弹托杆均布置在冰弹填充发射舱内，锁紧气缸布置在冰弹填充发射舱的外部并与舱内滑阀连接在一起，冰弹入口、滑阀槽均布置在冰弹填充发射舱的相同侧壁上，冰弹入口滑阀布置在滑阀槽内，手柄与冰弹入口滑阀固结在一起。本发明通过控制高压气体来对冰弹产生冲击力，从而使得冰弹快速飞向目标靶，以实现冰弹撞击的效果。本发明试验装置简单，部件容易购买或加工，整个装置都容易实施，且成本较低。 | ||||||
| 318 | 用于短距起落航空器的涡轮风扇发动机 | CN201110045638.3 | 2006-10-25 | CN102108915B | 2013-12-25 | M·达克尔 |
| 一种用于旁路涡轮风扇发动机的组件(10)。该组件包括热流动通道和旁路流动通道(14)，由发动机产生的热气流可以流动经过所述热流动通道，由发动机产生的旁路空气可以流动经过所述旁路流动通道(14)。一部分旁路空气可被改向，以相对于组件的纵轴线成角度的从组件排出，从而产生垂直推力。热流动通道通过多孔分离器(12)与旁路流动通道隔开，该分离器允许在热气流通道中流动的热气体与在冷气流通道中的冷气体之间一定的混合度。 | ||||||
| 319 | 用于短距起落航空器的涡轮风扇发动机 | CN201110045638.3 | 2006-10-25 | CN102108915A | 2011-06-29 | M·达克尔 |
| 一种用于旁路涡轮风扇发动机的组件(10)。该组件包括热流动通道和旁路流动通道(14)，由发动机产生的热气流可以流动经过所述热流动通道，由发动机产生的旁路空气可以流动经过所述旁路流动通道(14)。一部分旁路空气可被改向，以相对于组件的纵轴线成角度的从组件排出，从而产生垂直推力。热流动通道通过多孔分离器(12)与旁路流动通道隔开，该分离器允许在热气流通道中流动的热气体与在冷气流通道中的冷气体之间一定的混合度。 | ||||||
| 320 | 等离子体复合加力涡轮风扇喷气航空发动机 | CN200610046156.9 | 2006-03-24 | CN100547237C | 2009-10-07 | 陈世钟; 陈北江 |
| 一种等离子体复合加力涡轮风扇喷气航空发动机，它包括低压风扇、高压压气机、燃烧室、涡轮、尾喷口，其特征是：在发动机的涡轮轴内设置内锥体轴心涵道，在轴心涵道的前端固装有叶轮，在涡轮轴上组装纳米永磁钢转子，在纳米永磁钢转子的外周组装超导材料定子，组成航空发电机，在内锥体轴心涵道的后端组装电弧等离子体发生器，在涡轮的后方流道外周设置电源螺旋体导流排，航空发电机输出端通过导流排供电给电弧等离子体发生器。本发明能利用空间的空气作为加力工质，节省燃油50%以上，燃气流体高温高速，实现歼击机的高超音速飞行，减少对大气的污染，具有飞机隐身效果，其发电机可用于激光武器电源，激光武器捕捉目标快，高温、高速、高压激光强力束能可击毁敌方多种飞行器。 | ||||||
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