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公开(公告)号：CN116950724A
公开(公告)日：2023-10-27
申请号：CN202311212094.4
申请日：2023-09-20
申请人： 中国航发四川燃气涡轮研究院
摘要： 本发明涉及涡轮叶片结构设计技术领域，公开了一种应用于涡轮叶片尾缘的内部冷却结构及其设计方法，采用了多个扰流单元在尾缘区域内呈矩阵式分布的结构，每个扰流单元包括中心扰流柱和四个条形扰流部；四个所述条形扰流部以中心扰流柱为对称中心，呈中心对称分布，一方面可以进一步提高尾缘换热效果，另一方面能够减小尾缘流动阻力，具有结构简单，加工方便，冷却效果好的特点，可应用于各种涡轮叶片尾缘冷却结构。
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公开(公告)号：CN118763836A
公开(公告)日：2024-10-11
申请号：CN202410791675.6
申请日：2024-06-19
申请人： 中国航发四川燃气涡轮研究院
摘要： 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种内置电机冷却与进气帽罩防冰的共用流路系统，包括相互连通的进气帽罩、电机。本发明解决了现有技术存在的引气流路复杂、热量利用率低、容易降低发动机性能等问题。
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公开(公告)号：CN117688698A
公开(公告)日：2024-03-12
申请号：CN202410153203.8
申请日：2024-02-04
申请人： 西安流固动力科技有限公司 , 中国航发四川燃气涡轮研究院
摘要： 本申请公开了一种涡轮叶片冷却结构多学科设计方法及装置，该方法包括：执行第一步骤，包括：确认原始换热数据；构建气冷叶片模型，确定内换热数据，执行第二步骤，包括：确定气冷叶片模型的外换热数据；迭代执行第二步骤直至外换热数据与原始换热数据的偏差小于偏差阈值；执行验证步骤，包括：生成计算网格，确定气冷叶片模型的三维温度场；执行第一步骤直至偏差小于温度偏差；验证气冷叶片模型是否满足设计要求；若验证结果为否，重新执行第一步骤；若验证结果为是，获得满足设计要求的气冷叶片模型。本申请解决了涡轮叶片冷却结构的设计效率较低的问题，进而提高了设计过程中数据传递效率和数据利用率，缩短了涡轮叶片冷却结构的设计周期。
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公开(公告)号：CN116950723A
公开(公告)日：2023-10-27
申请号：CN202311204313.4
申请日：2023-09-19
申请人： 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC分类号： F01D5/18 , G06F30/17 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本发明涉及涡轮叶片结构设计技术领域，公开了一种低应力双层壁涡轮导向叶片冷却结构及其设计方法，采用长条形的第一冲击孔结构的进气方式，气流通过长条形第一冲击孔/缝进入双层壁涡轮导向叶片内壁和外壁之间的冲击腔道内，由前缘外壁上的气膜孔排出，并对叶片后面的表面形成气膜覆盖，在有限冷气量条件下实现高效冷却，同时长条形的第一冲击孔结构可以释放内壁、外壁面间的热应力，规避由于内壁、外壁之间的高温差带来热应力过大的问题，叶片应力低，从而大幅提升涡轮叶片的寿命。
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公开(公告)号：CN116950723B
公开(公告)日：2024-01-09
申请号：CN202311204313.4
申请日：2023-09-19
申请人： 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC分类号： F01D5/18 , G06F30/17 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本发明涉及涡轮叶片结构设计技术领域，公开了一种低应力双层壁涡轮导向叶片冷却结构及其设计方法，采用长条形的第一冲击孔结构的进气方式，气流通过长条形第一冲击孔/缝进入双层壁涡轮导向叶片内壁和外壁之间的冲击腔道内，由前缘外壁上的气膜孔排出，并对叶片后面的表面形成气膜覆盖，在有限冷气量条件下实现高效冷却，同时长条形的第一冲击孔结构可以释放内壁、外壁面间的热应力，规避由于内壁、外壁之间的高温差带来热应力过大的问题，叶片应力低，从而大幅提升涡轮叶片的寿命。(56)对比文件CN 115585020 A,2023.01.10CN 102022139 A,2011.04.20CN 115013076 A,2022.09.06US 5993156 A,1999.11.30卢元丽;王鸣;吉洪湖;杜治能.扰流柱对层板冷却叶片前缘传热影响的数值研究.航空发动机.2013,(02),第61-65页.
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公开(公告)号：CN118779984A
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202410791997.0
申请日：2024-06-19
申请人： 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , F01D9/02 , F01D25/12 , G06F119/08
摘要： 本发明公开了一种航空发动机导向叶片反向冷却设计方法，针对叶片特定区域，布置气膜孔进行冷却，为了保证导向叶片冷却效果、提升设计效率，发明了以气膜冷却效率为目标的设计方法。采用该方法设计的导向叶片简化了涡轮部件结构，提升了结构可靠性，同时降低加工成本。本发明提出的简化结构使得叶片寿命提升10％以上，导向器的重量降低了20％～30％，并减少加工成本约20％。
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公开(公告)号：CN116950724B
公开(公告)日：2024-01-09
申请号：CN202311212094.4
申请日：2023-09-20
申请人： 中国航发四川燃气涡轮研究院
摘要： 本发明涉及涡轮叶片结构设计技术领域，公开了一种应用于涡轮叶片尾缘的内部冷却结构及其设计方法，采用了多个扰流单元在尾缘区域内呈矩阵式分布的结构，每个扰流单元包括中心扰流柱和四个条形扰流部；四个所述条形扰流部以中心扰流柱为对称中心，呈中心对称分布，一方面可以进一步提高尾缘换热效果，另一方面能够减小尾缘流动阻力，具有结构简单，加工方便，冷却效果好的特点，可应用于各种涡轮叶片尾缘冷却结构。
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公开(公告)号：CN117688698B
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202410153203.8
申请日：2024-02-04
申请人： 西安流固动力科技有限公司 , 中国航发四川燃气涡轮研究院
摘要： 本申请公开了一种涡轮叶片冷却结构多学科设计方法及装置，该方法包括：执行第一步骤，包括：确认原始换热数据；构建气冷叶片模型，确定内换热数据，执行第二步骤，包括：确定气冷叶片模型的外换热数据；迭代执行第二步骤直至外换热数据与原始换热数据的偏差小于偏差阈值；执行验证步骤，包括：生成计算网格，确定气冷叶片模型的三维温度场；执行第一步骤直至偏差小于温度偏差；验证气冷叶片模型是否满足设计要求；若验证结果为否，重新执行第一步骤；若验证结果为是，获得满足设计要求的气冷叶片模型。本申请解决了涡轮叶片冷却结构的设计效率较低的问题，进而提高了设计过程中数据传递效率和数据利用率，缩短了涡轮叶片冷却结构的设计周期。
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