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公开(公告)号：CN117072329A
公开(公告)日：2023-11-17
申请号：CN202311285699.6
申请日：2023-10-07
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请属于航空发动机涡轮设计技术领域，具体涉及一种航空发动机中自燃烧室引气对涡轮的冷却结构，通过对燃烧室外壁、燃烧室内壁、扩压器的改进设计，以及设置相应的回流引气进气集气罩、回流引气出气集气罩、回流引气管路等结构，构建涡轮转子叶片冷却气流路，自燃烧室外壁、火焰筒外壁后端之间引气回流对涡轮转子叶片进行冷却，不涉及对复杂涡轮导向器叶片的改进，所用冷却气不受涡轮导向器前高温影响，可保证对涡轮转子叶片的冷却效果，且无需额外布置引气管路，可保证燃烧室内气流较低压损，并保证流量调节装置处在外涵中，不受高温损伤。
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公开(公告)号：CN114021262A
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN202111369477.3
申请日：2021-11-15
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/14 , G06F119/20
摘要： 本申请属于航空发动机燃烧室领域，特别涉及一种三通道前置扩压器设计方法。包括获取前置扩压器的流量分配数据，并根据流量分配数据分别确定各流路的进口面积及进口高度；根据流量分配数据选取各流路的参数；将各流路沿中心线划分成多个截面垂直于中心线的单元，并计算出每个单元的长度；计算出各流路的出口有效因数；确定各流路的面积比迭代初值；计算出各流路的设计参数G*；计算出各流路的进口当量有效因数；计算出各流路的每个单元的最大静压恢复系数；计算出各流路的每个单元的出口截面面积与进口截面面积的比值，并判断该比值是否符合要求，若是，则进入下一步，若否，则返回步骤五重新确定面积比迭代初值；确定各流路的内外壁流路尺寸。
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公开(公告)号：CN117469693A
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN202311320990.2
申请日：2023-10-12
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： F23R3/04
摘要： 本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种多通道扩压器支板结构，前置扩压器；用于向燃烧室引入气体，火焰筒，火焰筒与前置扩压器之间具有突扩间隙，气体经过突扩间隙后进入火焰筒与燃烧室之间形成的扩压段；其中，前置扩压器中具有多个支板，所述支板的横截面为水滴流线形状，采用水滴型支板代替传统的矩形扩压器支板，可保证气动流动稳定性同时，最大程度减小甚至消除尾缘气动涡，除此之外，水滴型支板沿气流流动方向的变面积特性可同时保证传递轴向力以及引气、引线等功能需求的最大宽度，减小了支板整个横街面积，从而降低了重量。
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公开(公告)号：CN117231364A
公开(公告)日：2023-12-15
申请号：CN202311285702.4
申请日：2023-10-07
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请属于航空发动机燃烧室部件及其与压气机间连接结构设计技术领域，具体涉及一种航空发动机燃烧室部件及其与压气机间连接结构，包括：燃烧室外壁；燃烧室内壁，在燃烧室外壁内设置；压气机末级静子组件，其外壁后端与燃烧室外壁前端之间通过环形连接边进行连接，其内壁后端与燃烧室内壁前端之间通过连接边进行连接；扩压器，以轻质耐高温高比强的低塑性材料制造，在燃烧室外壁内设置，处在燃烧室外壁进口内，通过连接边以螺栓连接燃烧室外壁或燃烧室内壁进行支撑，其内壁前端与压气机末级静子组件内壁后端之间止口配合连接，其外壁前端与压气机末级静子组件外壁后端之间止口配合连接。
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公开(公告)号：CN117422012A
公开(公告)日：2024-01-19
申请号：CN202311329106.1
申请日：2023-10-12
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08
摘要： 本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种燃烧室试验件的进口马赫数计算方法，属于获取计算燃烧室进口马赫数的第一方法的第一计算参数，获取计算燃烧室进口马赫数的第二方法的第二计算参数；第一计算参数与第二计算参数均包括通过测量获得的燃烧室进口总压Pt；得到通过第一方法计算的第一燃烧室进口马赫数Ma1；得到通过第二方法计算的第二燃烧室进口马赫数Ma2；分别迭代燃烧室进口总压Pt至两种方法的计算值相等，取迭代后的燃烧室进口总压以及燃烧室进口马赫数作为真实值。
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公开(公告)号：CN117167778A
公开(公告)日：2023-12-05
申请号：CN202311285720.2
申请日：2023-10-07
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 一种航空发动机轴向分级周向分区燃烧室，包括：燃烧室外机匣；燃烧室内机匣，在燃烧室外机匣内设置；火焰筒，在燃烧室外机匣、燃烧室内机匣之间设置，头部具有多个沿周向相间分布的头部安装孔、头部进气孔；多个空气离心雾化燃油喷嘴，设置在各个头部安装孔中；多个轴向分级周向分区整流隔板，沿周向设置在火焰筒内部，处于火焰筒前端，正对涡轮导向器各个叶片，尾部具有周向分区射流孔，两侧壁上分布有前部凹腔、后部凹腔，其内中空；多个前部凹腔燃油射流喷嘴，连接在各个轴向分级周向分区整流隔板侧壁上，位于前部凹腔前侧；多个后部凹腔燃油射流喷嘴，连接在各个轴向分级周向分区整流隔板侧壁上，位于后部凹腔前侧。
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公开(公告)号：CN118623341A
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202410860650.7
申请日：2024-06-28
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请属于航空发动机技术领域，特别涉及一种可变扩压比和角度的矩形三通道扩压器结构，包括：由机匣外壁、机匣内壁、左侧壁、右侧壁形成具有单通道扩压器的燃烧室；安装在燃烧室内的火焰筒；铰接在燃烧室壁面上将单通道扩压器分流为三通道扩压器的两个分流器；其中，分流器包括分流器内壁、分流器外壁、拉杆以及滑动杆；分流器外壁与分流器内壁沿气流方向前端铰接形成楔形结构，分流器外壁与分流器内壁后端内侧分别通过拉杆铰接在同一根滑动杆上；分流器外壁、分流器内壁、两个拉杆形成分流器外壁与分流器内壁张角可调的平面四杆机构，通过位移机构带动外分流器2和内分流器3上下壁面的旋转，从而实现对三通道扩压器扩压比和角度的调节。
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公开(公告)号：CN117211961A
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202311285701.X
申请日：2023-10-07
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请属于航空发动涡轮冷却设计技术领域，具体涉及一种航空发动机燃烧室扩压器引气对涡轮的冷却结构，工作时，扩压器出口流出的高压空气，存在部分经外侧引气孔进入到外侧环形引气腔中，以及存在部分经内侧引气孔进入到内侧环形引气腔中，进入到外侧环形引气腔的高压空气可进一步经支板内部进入到内侧环形引气腔中，与经内侧引气孔进入到内侧环形引气腔中的高压空气发生掺混，其后流入到各个引气通道中，沿轴向向后流动，通过涡轮冷却喷气嘴向后喷出，作为冷却气，供给涡轮转子叶片冷却，且可通过引气流量控制阀控制该部分冷却气的流量，适配不同的工况，兼顾航空发动机在不同工况下对推力、效率的需求。
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公开(公告)号：CN116906187A
公开(公告)日：2023-10-20
申请号：CN202311052621.X
申请日：2023-08-21
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请涉及一种航空发动机核心机引气冷却结构，设计利用燃烧室外机匣、燃烧室内机匣、燃烧室火焰筒、燃烧室进口扩压器、引气回流集气罩以及连接涡轮一级转子轮盘与压气机末级转子轮盘的传动轴，构建冷却路径，利用回流气实现对涡轮前端转子叶片的冷却，整体结构简洁紧凑，无需在外侧设置额外的引气管进行压气机级间引气对涡轮进行冷却，且不需要再额外设计变形补偿结构，密封可靠，不易发生气体泄漏等方面的问题，此外，直接进行回流气引气的引气回流冷却通道可设计呈环形，不会对引气位置流场周向均匀性造成影响，并可在引气过程中利用引气回流集气腔、引气回流扩压腔对回流气进行多次的扩压降速，均匀混合，可保证回流气冷却的稳定性。
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公开(公告)号：CN114021262B
公开(公告)日：2022-09-20
申请号：CN202111369477.3
申请日：2021-11-15
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/14 , G06F119/20
摘要： 本申请属于航空发动机燃烧室领域，特别涉及一种三通道前置扩压器设计方法。包括获取前置扩压器的流量分配数据，并根据流量分配数据分别确定各流路的进口面积及进口高度；根据流量分配数据选取各流路的参数；将各流路沿中心线划分成多个截面垂直于中心线的单元，并计算出每个单元的长度；计算出各流路的出口有效因数；确定各流路的面积比迭代初值；计算出各流路的设计参数G*；计算出各流路的进口当量有效因数；计算出各流路的每个单元的最大静压恢复系数；计算出各流路的每个单元的出口截面面积与进口截面面积的比值，并判断该比值是否符合要求，若是，则进入下一步，若否，则返回步骤五重新确定面积比迭代初值；确定各流路的内外壁流路尺寸。
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