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文字说明：

T=题名（书名、题名），A=作者（责任者），K=主题词，P=出版物名称，PU=出版社名称，O=机构（作者单位、学位授予单位、专利申请人），L=中图分类号，C=学科分类号，U=全部字段，Y=年（出版发行年、学位年度、标准发布年）

检索规则说明：

AND代表“并且”；OR代表“或者”；NOT代表“不包含”；(注意必须大写,运算符两边需空一格)

检索范例：

范例一：(K=图书馆学 OR K=情报学) AND A=范并思 AND Y=1982-2016
范例二：P=计算机应用与软件 AND (U=C++ OR U=Basic) NOT K=Visual AND Y=2011-2016

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368 篇 专利
9 篇 期刊文献
5 篇 学位论文

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学科分类号

13 篇 工学
- 7 篇 航空宇航科学与技...
- 4 篇 材料科学与工程（可...
- 2 篇 机械工程
- 1 篇 信息与通信工程
- 1 篇 计算机科学与技术...
- 1 篇 化学工程与技术
- 1 篇 软件工程
1 篇 教育学
- 1 篇 教育学
1 篇 理学
- 1 篇 化学

主题

14 篇 航空发动机涡轮叶...
2 篇 荧光渗透检测
1 篇 自由网格变形
1 篇 专利检索
1 篇 图像分割
1 篇 精密制造
1 篇 应用研究
1 篇 两侧对称
1 篇 支撑板
1 篇 多重响应面法
1 篇 工艺参数
1 篇 可靠性分析
1 篇 应用
1 篇 tomography)
1 篇 镜像延拓经验模态...
1 篇 组织特征
1 篇 指导教师
1 篇 振动疲劳
1 篇 数控加工
1 篇 无纸化技术

机构

35 篇 中国航发沈阳发动...
29 篇 北京航空航天大学
24 篇 电子科技大学
19 篇 中国航发四川燃气...
18 篇 西北工业大学
18 篇 中国航发北京航空...
15 篇 中国科学院工程热...
8 篇 大连理工大学
8 篇 清华大学
7 篇 中国航发沈阳黎明...
7 篇 中国航发航空科技...
7 篇 贵阳航发精密铸造...
6 篇 中国航发动力股份...
6 篇 江苏江航智飞机发...
6 篇 北京汉飞航空科技...
6 篇 南昌航空大学
5 篇 湘潭大学
4 篇 中国科学院长春光...
4 篇 上海交通大学
4 篇 北京理工大学

作者

30 篇 王超
23 篇 姜晶
21 篇 张泽展
13 篇 王威
13 篇 郭文
12 篇 牛夷
11 篇 李国庆
11 篇 程荣辉
11 篇 耿瑞
10 篇 吴云伍
10 篇 喻培丰
9 篇 王荣桥
9 篇 胡殿印
9 篇 曹航
8 篇 吕东
8 篇 孙一楠
8 篇 王楠
7 篇 温志勋
7 篇 赵娜
7 篇 吴江

语言

382 篇 中文

检索条件"主题词=航空发动机涡轮叶片"

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一种航空发动机涡轮叶片鳃区大小孔气膜冷却布局结构

一种航空发动机涡轮叶片鳃区大小孔气膜冷却布局结构

引用

作者：李国庆李年强刘佳林王晨枫卢新根 100190 北京市海淀区北四环西路11号

本发明涉及一种航空发动机涡轮叶片鳃区大小孔气膜冷却布局结构，旨在提高涡轮叶片鳃区的冷却效率和可靠性。该结构特别适用于具有大曲率变化特征的叶片鳃区，通过大孔和小孔间隔排列的方式，实现了高效且均匀的气膜覆盖。小孔负责提供... 详细信息

标准号: CN118065979A

本发明涉及一种航空发动机涡轮叶片鳃区大小孔气膜冷却布局结构，旨在提高涡轮叶片鳃区的冷却效率和可靠性。该结构特别适用于具有大曲率变化特征的叶片鳃区，通过大孔和小孔间隔排列的方式，实现了高效且均匀的气膜覆盖。小孔负责提供基础的气膜保护，而大孔则有效地抑制由于叶片鳃区高曲率、高压力梯度以及二次流引起的不利影响，共同实现对鳃区的完整良好气膜覆盖。该布局根据叶片鳃区的几何特征和流动特性进行设计，从叶根到叶尖灵活布置，以适应不同的冷却需求。本发明的设计不仅简化了加工工艺，降低了成本，而且显著提升了涡轮叶片的冷却效率和整体发动机的性能，延长了涡轮叶片的使用寿命，具有重要的实用价值和广阔的应用前景。

关键词：涡轮叶片叶片冷却效率大孔气膜小孔航空发动机涡轮叶片高压力梯度整体发动机变化特征布局结构几何特征间隔排列冷却需求流动特性气膜保护气膜冷却使用寿命大曲率高曲率有效地叶根叶尖覆盖灵活应用

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一种航空发动机涡轮叶片的锻造方法

一种航空发动机涡轮叶片的锻造方法

引用

作者：谢凌云万剑平王雪江荣忠陈伟刘智缪旭生艾志斌朱志军 214101 江苏省无锡市锡山经济技术开发区荟智企业中心凤威路2号B312-137

本发明公开了一种航空发动机涡轮叶片的锻造方法，具体步骤如下：步骤1：根据所需目标坯料尺寸进行下料，并对坯料进行预处理；步骤2：将坯料加热至预设温度，保温一段时间后，将坯料放入胎模中进行制坯，对锻件的榫头部与叶身部进行分... 详细信息

标准号: CN118023467A

本发明公开了一种航空发动机涡轮叶片的锻造方法，具体步骤如下：步骤1：根据所需目标坯料尺寸进行下料，并对坯料进行预处理；步骤2：将坯料加热至预设温度，保温一段时间后，将坯料放入胎模中进行制坯，对锻件的榫头部与叶身部进行分料；步骤3：将胎模制坯后的坯料加热至预设温度，保温一段时间后，将坯料放入预锻模具中进行1锤打靠，对锻件的形状进行预调整；步骤4：将坯料加热至预设温度，保温一段时间后，将坯料放入终锻模具中进行1锤打靠，将锻件调整至最终形状。本发明通过结合胎模制坯、预锻制坯和终锻工艺，合理设计各工步材料的分配和流动，使其最终获得均匀的组织与良好的综合性能。

关键词：坯料制坯坯料加热锻件放入胎模预设保温锤打航空发动机涡轮叶片预处理预锻模具终锻模具综合性能最终形状预调整分料工步下料叶身预锻终锻锻造分配流动

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一种航空发动机涡轮叶片放电等离子烧结成形模具

一种航空发动机涡轮叶片放电等离子烧结成形模具

引用

作者：孟宝韩子健万敏 100191 北京市海淀区学院路37号

本发明提出了一种航空发动机涡轮叶片放电等离子烧结成形模具，采用分体式模具设计，将模具设置成多个部件，可以在加载过程中依据各部分成形结构的不同完成下压力的柔性分配，从而实现各个厚度不同区域结构的下压应力的均化，有效促使... 详细信息

标准号: CN117340248A

本发明提出了一种航空发动机涡轮叶片放电等离子烧结成形模具，采用分体式模具设计，将模具设置成多个部件，可以在加载过程中依据各部分成形结构的不同完成下压力的柔性分配，从而实现各个厚度不同区域结构的下压应力的均化，有效促使不同区域材料在烧结过程的致密化，实现非等截面复杂结构零件的放电等离子烧结成形。此外，分块式设计模具可以在一定程度上避免粉末成形后与模具的粘连，有效减轻烧结后零件的脱模难度，方便脱模取件。与此同时通过加载脉冲电流场缩短烧结过程的加热及冷却时间，可以有效抑制烧结过程中晶粒的粗化，通过分块结构的应力分配在短时间制备组织均匀的材料，提升烧结后的材料的力学性能。

关键词：烧结过程模具放电等离子烧结烧结加载脱模航空发动机涡轮叶片复杂结构零件分体式模具晶粒成形结构成形模具分块结构粉末成形力学性能脉冲电流区域材料区域结构柔性分配应力分配有效抑制等截面分块式下压力致密化粘连成形粗化均化取件下压制备加热冷却

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航空发动机涡轮叶片辐射测温装置及其测温方法

航空发动机涡轮叶片辐射测温装置及其测温方法

引用

作者：赵莹泽吕金光梁静秋郑凯丰赵百轩陈宇鹏秦余欣王惟彪陶金 130033 吉林省长春市经济技术开发区东南湖大路3888号

本发明提供一种航空发动机涡轮叶片光谱辐射测温装置及其测温方法，其中的方法包括以下步骤：S1、通过发射率模型识别神经网络实时识别待测涡轮叶片辐射光谱的发射率模型；S2、根据待测涡轮叶片辐射光谱的发射率模型建立评价偏差函数Δ2... 详细信息

标准号: CN115493708A

本发明提供一种航空发动机涡轮叶片光谱辐射测温装置及其测温方法，其中的方法包括以下步骤：S1、通过发射率模型识别神经网络实时识别待测涡轮叶片辐射光谱的发射率模型；S2、根据待测涡轮叶片辐射光谱的发射率模型建立评价偏差函数Δ²；S3、将待测涡轮叶片的温度区域划分为N个区域，通过Levenberg‑Marquard算法对评价偏差函数进行求解，得到N个温度解：T₁、T₂…T_N；S4、根据N个温度解：T₁、T₂…T_N计算评价偏差函数值，当评价偏差函数值为最小值时，将其对应的温度解作为待测涡轮叶片的实际温度值。本发明通过实时判断涡轮叶片发射率模型，采用基于最优化算法的涡轮叶片光谱温度反演方法，能够有效消除发射率变化引入的误差。

关键词：涡轮叶片发射率偏差函数辐射光谱航空发动机涡轮叶片最优化算法测温装置光谱辐射模型建立模型识别神经网络实时判断实时识别温度区域测温反演求解光谱算法引入

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一种航空发动机涡轮叶片气膜孔倒角的加工方法

一种航空发动机涡轮叶片气膜孔倒角的加工方法

引用

作者：王立斐许骏杰杨泽南王祯张强胡春燕陈星李振 100095 北京市海淀区温泉镇环山村

本发明提供了一种航空发动机涡轮叶片气膜孔倒角的加工方法，其基于具有复杂气冷设计的空心涡轮叶片结构特征及气膜孔分布情况，配置适合于特征结构尺寸及研磨需求的磨料，再通过对试片试加工获取磨粒流加工工艺参数并完成金相确认，然... 详细信息

标准号: CN114952587B

本发明提供了一种航空发动机涡轮叶片气膜孔倒角的加工方法，其基于具有复杂气冷设计的空心涡轮叶片结构特征及气膜孔分布情况，配置适合于特征结构尺寸及研磨需求的磨料，再通过对试片试加工获取磨粒流加工工艺参数并完成金相确认，然后采用正、逆向循环的交替加工工艺方法对叶片双侧气膜孔孔口倒角处理，每完成一个腔道路径加工，对叶片进行清洗后再优化叶片气膜孔加工程序，最后检测以判断气膜孔是否合格，不合格则调整参数重新进行上述操作。本发明简单易行，可有效改善气膜孔孔口应力集中状态，提高孔壁粗糙度、减薄孔壁重熔层，进而提高叶片的振动疲劳性能。

关键词：气膜孔叶片航空发动机涡轮叶片加工空心涡轮叶片振动疲劳性能磨料孔壁粗糙度磨粒流加工调整参数加工程序孔口倒角逆向循环特征结构应力集中研磨倒角减薄孔壁孔口气冷试片重熔清洗检测配置优化

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一种航空发动机涡轮叶片表面晶体测温修正方法

一种航空发动机涡轮叶片表面晶体测温修正方法

引用

作者：邱丹丹陶一鸾屈云凤刘太秋韦文涛 110015 辽宁省沈阳市沈河区万莲路1号

本申请属于航空发动机涡轮叶片表面晶体测温技术领域，具体涉及一种航空发动机涡轮叶片表面晶体测温修正方法，包括：步骤一、获取晶体到涡轮叶片外壁面的距离L；步骤二、将涡轮叶片内部距离外壁面L处的温度tm，取晶体测量温度tjt；步... 详细信息

标准号: CN118275002A

本申请属于航空发动机涡轮叶片表面晶体测温技术领域，具体涉及一种航空发动机涡轮叶片表面晶体测温修正方法，包括：步骤一、获取晶体到涡轮叶片外壁面的距离L；步骤二、将涡轮叶片内部距离外壁面L处的温度t_m，取晶体测量温度t_jt；步骤三、计算涡轮叶片燃气侧、冷气侧间的热通量q；步骤四、基于t_m、q，计算涡轮叶片外壁面温度t_b；步骤五、基于t_b、q，计算涡轮叶片涂层外壁面温度t_tc。

关键词：涡轮叶片外壁面航空发动机涡轮叶片表面晶体测温晶体测量热通量冷气外壁燃气修正申请

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一种航空发动机涡轮叶片鳃区梯度孔径气膜冷却布局结构

一种航空发动机涡轮叶片鳃区梯度孔径气膜冷却布局结构

引用

作者：李国庆李年强刘佳林王晨枫卢新根 100190 北京市海淀区北四环西路11号

本发明涉及一种航空发动机涡轮叶片鳃区的梯度孔径气膜冷却布局结构，旨在针对涡轮叶片在高温、高速和高压工况下的冷却需求，特别是在叶片鳃区这一曲率变化较大、流动变化剧烈的关键区域提供改进的冷却效果。该结构通过在叶片鳃区沿叶... 详细信息

标准号: CN118030202A

本发明涉及一种航空发动机涡轮叶片鳃区的梯度孔径气膜冷却布局结构，旨在针对涡轮叶片在高温、高速和高压工况下的冷却需求，特别是在叶片鳃区这一曲率变化较大、流动变化剧烈的关键区域提供改进的冷却效果。该结构通过在叶片鳃区沿叶片展向设置梯度变化的气膜孔径，实现根据流速和热负荷分布的变化逐渐调整气膜孔的大小，从而优化冷却气流的分布和覆盖效果。该结构具有结构简单、针对性强、布置灵活、冷效明显提升等优点，提升了叶片鳃区的冷却效率和冷却均匀性，有效延长了涡轮叶片的使用寿命，并提高了发动机的整体性能和可靠性。本发明还提供了若干种优化的气膜孔形状、排列方式和倾角，以进一步提高气膜的覆盖率、稳定性、附着性和冷却效果。

关键词：叶片冷却效果涡轮叶片气膜孔气膜航空发动机涡轮叶片冷却均匀性布局结构高压工况关键区域冷却效率冷却需求流动变化排列方式气膜冷却曲率变化使用寿命梯度变化优化冷却附着性热负荷冷效展向发动机覆盖率灵活覆盖优化改进

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一种航空发动机涡轮叶片的热障涂层厚度控制方法

一种航空发动机涡轮叶片的热障涂层厚度控制方法

引用

作者：尚飞陈智学 215400 江苏省苏州市太仓市大连东路36号3号楼第三层R36室

本发明涉及一种航空发动机涡轮叶片的热障涂层厚度控制方法，所述步骤S1中，在进行涂覆工作过程中汲取辊在转动的过程中汲取取料盘内的热障涂料，并随着汲取辊的转动将热障涂料转移至涂敷辊上，紧接着由涂敷辊将热障涂料涂敷在航空发动... 详细信息

标准号: CN117463553A

本发明涉及一种航空发动机涡轮叶片的热障涂层厚度控制方法，所述步骤S1中，在进行涂覆工作过程中汲取辊在转动的过程中汲取取料盘内的热障涂料，并随着汲取辊的转动将热障涂料转移至涂敷辊上，紧接着由涂敷辊将热障涂料涂敷在航空发动机蜗轮叶片上，同时可通过调节辊改变汲取辊与涂敷的转速，从而通过控制汲取辊汲取热障涂料的数量。本发明在使用过程中通过涂敷辊、汲取辊与热障涂料之间的压力关系，然后计算出涂层厚度值，并根据预设值调整调节辊的转速，从而利用调节辊调节汲取辊转动的角速度，从而控制汲取辊取料的数量，从而达到控制涂敷辊在对航空发动机涡轮叶片涂覆过程中热障涂层涂覆厚度的目的。

关键词：汲取热障涂料涂敷辊航空发动机涡轮叶片热障涂层涂敷涂覆转动航空发动机厚度控制涂覆过程蜗轮叶片压力关系辊转动取料盘取料预设

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一种航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件设计方法

一种航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件设计方法

引用

作者：王威葛长闯耿瑞曹航宋洋吴云伍康滨鹏董自超迟庆新李莹王海旭 110015 辽宁省沈阳市沈河区万莲路1号

本申请提供了一种航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件设计方法，包括：确定需要模拟的目标涡轮叶片几何模型以及强度分析用的计算状态等数据；基于几何模型及状态等数据，通过有限元软件开展涡轮叶片强度及寿命分析，结合强度、寿命... 详细信息

标准号: CN114840931B

本申请提供了一种航空发动机涡轮叶片叶身强度模拟试验件设计方法，包括：确定需要模拟的目标涡轮叶片几何模型以及强度分析用的计算状态等数据；基于几何模型及状态等数据，通过有限元软件开展涡轮叶片强度及寿命分析，结合强度、寿命分析结果选取重点关注部位及重点的关注截面；基于选取的关注截面，沿垂直于该截面的法向方面延长，形成叶身考核段；叶身考核段的内腔通道包括带肋板和不带肋板的方案；在原始壁厚基础上形成包括加厚和减薄的方案；设计加载叶冠用于机械载荷加载；设计叶身考核段和加载叶冠的连接结构；针对设计的试验件开展工艺可行性分析及强度分析，判断考核是否有效，连接结构和叶冠是否满足试验加载要求。

关键词：加载叶身叶冠几何模型连接结构强度分析寿命分析涡轮叶片考核试验件航空发动机涡轮叶片工艺可行性加厚机械载荷内腔通道强度模拟带肋板壁厚法向减薄肋板垂直试验申请分析

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一种航空发动机涡轮叶片点云精确拼接方法

一种航空发动机涡轮叶片点云精确拼接方法

引用

作者：梅雪松王语嫣凡正杰夏增龙黄旺旺 710049 陕西省西安市碑林区咸宁西路28号

一种航空发动机涡轮叶片点云精确拼接方法，先通过函数拟合获得不同倾斜情况下抗倾斜标志点椭圆长短轴之比与椭圆中心‑角点之间的误差函数，并将抗倾斜标志点粘贴于叶片夹具表面，抗倾斜标志点由圆环和其中角点组成；再通过相机获取叶... 详细信息

标准号: CN117765184A

一种航空发动机涡轮叶片点云精确拼接方法，先通过函数拟合获得不同倾斜情况下抗倾斜标志点椭圆长短轴之比与椭圆中心‑角点之间的误差函数，并将抗倾斜标志点粘贴于叶片夹具表面，抗倾斜标志点由圆环和其中角点组成；再通过相机获取叶片目标的多视角图像并分别进行点云三维重建；然后对多视角图像中的抗倾斜标志点进行二维混合检测，得到当前视场下抗倾斜标志点中心的更优解，并根据更优解进行抗倾斜标志点立体重建；再对相邻视角下的抗倾斜标志点创建特征描述子并进行相邻视图间的同名点匹配；最后对匹配点集合进行刚性变换计算，再对整体点云进行精确ICP配准；本发明实现了含倾斜视角叶片的多幅面点云较为精确的拼接。

关键词：标志点抗倾斜点云多视角图像角点拼接叶片航空发动机涡轮叶片特征描述子椭圆长短轴二维混合刚性变换函数拟合立体重建倾斜视角三维重建椭圆中心误差函数相邻视角相邻视图叶片夹具点匹配多幅面匹配点配准圆环粘贴集合相机检测创建

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