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公开(公告)号：CN117948616A
公开(公告)日：2024-04-30
申请号：CN202410187424.7
申请日：2024-02-20
申请人： 中国航发四川燃气涡轮研究院
摘要： 本发明的提高点熄火性能的点火喷嘴，设置有两个独立集油腔，包括第一集油腔和第二集油腔，所述第一集油腔连通有第一油路，第二集油腔连通有第二油路，其中，所述第一油路通过喷嘴头部排入火焰筒内，第二油路通过可调活门组件及喷嘴头部排入火焰筒内，所述调活门组件用于在发动机点火时，增大第二油路内的供油量，提高发动机点熄火性能，在发动机达预设工作状态时，减小第二油路内的供油量，调节点火喷嘴的总流量且与非点火喷嘴的总流量保持一致，从而满足主要状态主燃烧室出口温度场均匀性要求。
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公开(公告)号：CN117948614A
公开(公告)日：2024-04-30
申请号：CN202410187422.8
申请日：2024-02-20
申请人： 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC分类号： F23R3/14
摘要： 本发明的涡流器二次整流结构，适用于火焰筒头部气流的输入，自发动机扩压器进入燃烧室的高压气流，火焰筒头部位置安装有轴向涡流器(2)，包括在轴向涡流器(2)进气端安装的整流结构(1)，高压气流在整流结构(1)的整流作用下，以将总压进气的方式转变为静压进气的方式，输送至所述轴向涡流器(2)，降低气流动压带来的来流均匀性较差的影响。
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公开(公告)号：CN115292856B
公开(公告)日：2023-03-17
申请号：CN202211230965.0
申请日：2022-10-10
申请人： 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC分类号： G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本发明涉及燃气轮机设计领域，公开了一种主燃烧室扩压器与帽罩匹配设计方法，根据主燃烧室气动及结构参数，确定前置扩压器的扩张比、长度及中心倾角，并完成前置扩压器型面设计；在前置扩压器设计结果的基础上，利用火焰筒高度及前置扩压器出口高度确定突扩段长度；根据前置扩压器、突扩段长度，以及火焰筒设计结果，设计帽罩型面及开孔尺寸。本发明通过前置扩压器、突扩段及帽罩各参数之间的强关联设计，实现主燃烧室前置扩压器与帽罩设计匹配性，克服了传统的前置扩压器和帽罩独立设计而导致的方案设计不合理等弊端，有利于改善燃烧室内流动稳定性，保证主燃烧室能获取较好的综合性能；而且可以节省方案迭代设计成本，缩短研制周期。
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公开(公告)号：CN117740384B
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202410171440.7
申请日：2024-02-07
申请人： 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC分类号： G01M15/02
摘要： 本发明涉及航空发动机主燃烧室分析技术领域，公开了一种燃烧性能敏感性评估方法及装置，通过预先进行航空发动机稳态时间段内控制参数进行总体标准偏差分析，判定各个控制参数是否对燃烧室性能的变化产生影响，当排除燃烧控制参数的影响后，对燃烧室下游位置的温度在相同稳态时间段内的出口温度进行标准差计算统计，通过间接统计燃烧室下游位置的温度变化规律的方式，对燃烧室燃烧性能状态进行评估。本发明的燃烧性能敏感性评估方法排除了非稳态条件下发动机控制参数对主燃烧室燃烧性能敏感性的影响，且排除了燃烧控制参数对燃烧性能敏感性产生干扰，能及时快速地获取燃烧室工作性能变化状态，反映发动机真实环境工作下的燃烧室性能状态敏感性。
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公开(公告)号：CN117874929A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202410275445.4
申请日：2024-03-12
申请人： 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , G06F30/17 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本申请提供了一种具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法，属于航空发动机技术领域，包括获得涡流器的进口压力、出口压力和流量，再结合涡流器通道的收缩比、扩张比或收缩扩张比，对涡流器通道外型面结构参数进行设计；确定涡流器通道进口气流角和出口气流角，确定涡流器叶片进口角和涡流器叶片出口角；确定控制点位置，控制点到涡流器叶片前缘为前段，到涡流器叶片后缘为后段；根据涡流器通道长度、涡流器叶片进口角、涡流器叶片出口角以及控制点位置，确定前段转折长度和后段转折长度，再根据叶片最大厚度、叶片最大厚度位置，得到涡流器叶片双圆弧流线型型面参数。本申请提高了气流流动稳定性和燃烧稳定性，大幅增加燃气轮机使用寿命。
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公开(公告)号：CN112050255B
公开(公告)日：2022-04-22
申请号：CN202010988330.1
申请日：2020-09-18
申请人： 中国航发四川燃气涡轮研究院
摘要： 本发明属于航空发动机领域，涉及一种采用间隙旋流冷却的火焰筒，所述火焰筒的主体为杯状或圆柱状，包括：多个螺旋片体，各所述螺旋片体的头部均固定在同一圆环上，尾部均固定在另一个圆环上，用于形成所述火焰筒的主体；多组肋片，各所述肋片均连续分布在所述螺旋片体的外边上，用于加强所述螺旋片体与冷却气之间的换热效率；多组斜片体，各所述斜片体均连续分布在所述螺旋片体的内边上，用于在所述火焰筒的内壁形成冷却气膜；其中，各所述螺旋片体之间设置有安装间隙。本发明能有效降低火焰筒局部高温区的出现，极大的提高火焰筒壁面冷气的冷却效率，从而增加火焰筒的寿命，并且加工简单高效。
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公开(公告)号：CN114151203A
公开(公告)日：2022-03-08
申请号：CN202111223599.1
申请日：2021-10-20
申请人： 中国航发四川燃气涡轮研究院
摘要： 本发明的封严环连接结构，属于低膨胀材料制成封严环与扩压器机匣热补偿装置的技术领域，解决低膨胀材料制作封严环与异材机匣的热膨胀不匹配问题的技术问题。适用于篦齿蜂窝封严结构的热补偿，安装在压力机出口与燃烧室扩压器机匣之间，包括在封严环的安装面上开设多个过盈螺纹孔，每个所述过盈螺纹孔装配有形状相互适配的圆柱，所述圆柱穿过所述过盈螺纹孔；所述扩压器机匣上与过盈螺纹孔对应位置设置凸台，所述凸台上开设长圆孔，所述圆柱在所述长圆孔内能够移动且在机匣和封严环受热不协调时通过相互移动的方式进行补偿。
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公开(公告)号：CN118364605A
公开(公告)日：2024-07-19
申请号：CN202410294808.9
申请日：2024-03-14
申请人： 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC分类号： G06F30/20 , G06F119/08
摘要： 本发明涉及航空发动机主燃烧室分析技术领域，公开了一种主燃烧室出口温度性能评估方法及装置，以每个主燃烧室所有头部余气系数方差为输入，对应主燃烧室出口温度周向分布不均匀度为输出，拟合得到主燃烧室出口温度周向分布不均匀度与主燃烧室所有头部余气系数方差之间的函数模型，获得的函数模型能够有效预估燃烧室出口温度分布性能，提高设计分析水平，而且能缩短发动机燃烧室研制周期，降低设计迭代和试验验证成本；还能够有效减小同一批次、同一工艺、同一状态、同一技术方案的燃烧室重复的性能检查次数，大幅降低传统发动机研制燃烧室检查试验时数，从而降低燃烧室性能试验成本，为燃气轮机成本工程提供有力支撑。
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公开(公告)号：CN118171450A
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202410187408.8
申请日：2024-02-20
申请人： 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC分类号： G06F30/20 , G06F119/08
摘要： 本发明的主燃烧室热容评估方法，将主燃烧室与其下游部件关联设计以提高设计参数的匹配，其包括：S101：选取燃烧室的参数，所述参数包括燃烧室的工作限定参数和方案设计的可调参数，其中，所述工作限定参数包括进、出口气流的温度、压力、流量，所述可调参数包括主燃烧室容积、火焰筒开孔面积和涡轮导向器的几何参数；S102：根据所述参数建立的关系式，完成主燃烧室热容评估；S103：判断燃烧室设计方案是否合理，如是，按设计要求进行设计，如否，调整部分或全部所述可调参数，直至满足燃烧室热容评估要求。在燃气轮机主燃烧室设计中具有通用性，具有很大的实际工程应用价值。
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公开(公告)号：CN117874929B
公开(公告)日：2024-06-04
申请号：CN202410275445.4
申请日：2024-03-12
申请人： 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , G06F30/17 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本申请提供了一种具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法，属于航空发动机技术领域，包括获得涡流器的进口压力、出口压力和流量，再结合涡流器通道的收缩比、扩张比或收缩扩张比，对涡流器通道外型面结构参数进行设计；确定涡流器通道进口气流角和出口气流角，确定涡流器叶片进口角和涡流器叶片出口角；确定控制点位置，控制点到涡流器叶片前缘为前段，到涡流器叶片后缘为后段；根据涡流器通道长度、涡流器叶片进口角、涡流器叶片出口角以及控制点位置，确定前段转折长度和后段转折长度，再根据叶片最大厚度、叶片最大厚度位置，得到涡流器叶片双圆弧流线型型面参数。本申请提高了气流流动稳定性和燃烧稳定性，大幅增加燃气轮机使用寿命。
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