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公开(公告)号：CN118881461A
公开(公告)日：2024-11-01
申请号：CN202410880034.8
申请日：2024-07-02
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于高速直升机的涡轴发动机调节方法及系统，所述方法包括：采集飞行速度、燃气发生器转速及大气温度；根据所述飞行速度调节动力涡轮转速；根据所述动力涡轮转速、换算燃气发生器转速调节动力涡轮导叶安装角；根据所述飞行速度、所述换算燃气发生器转速调节尾喷管面积；其中，所述换算燃气发生器转速根据所述燃气发生器转速和大气温度确定。本发明实施例中发动机动力涡轮转速、动力涡轮导叶安装角和排气尾喷管面积可以根据直升机飞行速度和发动机工作状态进行调节。
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公开(公告)号：CN116401767A
公开(公告)日：2023-07-07
申请号：CN202310416492.1
申请日：2023-04-18
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/04 , G06F119/18
Abstract: 本发明涉及发动机技术领域，具体涉及一种叶身超飞脱叶片的设计方法。包括以下步骤：选择动力涡轮，并确定工作叶片排AN2值和中径切线速度，根据动力涡轮转速可以得知叶片排面积A和中径高度r中，计算得到叶片叶高H；根据轮盘的承载能力以及叶片数目，得到单个叶片的离心力，计算得到单个叶片的叶片体积V叶片；根据涡轮金属温度分布规律，结合叶片叶高H和叶片体积V叶片仿真分析得到叶型截面面积F分布；根据叶型截面面积F分布，选择流动损失小的叶型型面，确定各个高度的叶型型面，并得到断裂高度在叶高H的0.1至0.4的叶片。在涡轮超转时，叶片在叶高H0.1至0.4断裂，断裂高度低并且断裂高度稳定，在叶片断裂后不会带动涡轮盘继续加速转动。
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公开(公告)号：CN113719355B
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202110972745.4
申请日：2021-08-24
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本发明公开了一种通气管和轴承座间的封严结构,其技术方案要点是包括轴承座与通气管间的密封，其中，所述轴承座与通气管之间设置有封严环，所述封严环与通气管和轴承座变形接触。本发明解决的技术问题在于在不引起热不协调问题的条件下，实现固联在燃烧室的通气管与轴承座之间的冷气封严功能。
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公开(公告)号：CN107630725B
公开(公告)日：2019-05-31
申请号：CN201711058087.8
申请日：2017-11-01
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本发明公开了一种适于试验车台的进气蜗壳，该进气蜗壳包括用于导入气流的蜗壳进口、用于对蜗壳进口导入的气流进行分流和输出的主分流段、以及设置于蜗壳进口与主分流段之间用于将上游气路管路与主分流段进行衔接的进口过渡段，主分流段设有用于容纳蜗壳进口导入的气流并促使气流做环向流动的环形腔体及将做环向流动的气流沿径向流出的出口。本发明提供的适于试验车台的进气蜗壳，蜗壳的损失低；出口流场均匀；出口气流角分布均匀，角度偏差小。
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公开(公告)号：CN116401767B
公开(公告)日：2024-06-04
申请号：CN202310416492.1
申请日：2023-04-18
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/04 , G06F119/18
Abstract: 本发明涉及发动机技术领域，具体涉及一种叶身超飞脱叶片的设计方法。包括以下步骤：选择动力涡轮，并确定工作叶片排AN2值和中径切线速度，根据动力涡轮转速可以得知叶片排面积A和中径高度r中，计算得到叶片叶高H；根据轮盘的承载能力以及叶片数目，得到单个叶片的离心力，计算得到单个叶片的叶片体积V叶片；根据涡轮金属温度分布规律，结合叶片叶高H和叶片体积V叶片仿真分析得到叶型截面面积F分布；根据叶型截面面积F分布，选择流动损失小的叶型型面，确定各个高度的叶型型面，并得到断裂高度在叶高H的0.1至0.4的叶片。在涡轮超转时，叶片在叶高H0.1至0.4断裂，断裂高度低并且断裂高度稳定，在叶片断裂后不会带动涡轮盘继续加速转动。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118049281A
公开(公告)日：2024-05-17
申请号：CN202410371037.9
申请日：2024-03-28
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本发明涉及航空发动机涡轮气体动力学研究领域，公开了一种涡轮叶尖间隙的控制结构及控制方法，其中，涡轮包括转子组和机匣，转子组可转动地设于机匣内部，机匣的尾部设有出口。具体的，涡轮叶尖间隙的控制结构包括：外罩，罩设于机匣的外侧，且与机匣设有空隙；冷却通道，形成于机匣与外罩之间，冷却通道连通外罩的外部与机匣内部，冷却通道适于使气体由外罩外部的进入空隙，并由出口排出。本发明的涡轮叶尖间隙的控制结构及控制方法不改变涡轮的原有基本结构，结构简单且运行的稳定可靠性高。
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公开(公告)号：CN113513372B
公开(公告)日：2022-05-31
申请号：CN202110858804.5
申请日：2021-07-28
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本发明公开了一种小引气量的双层壁涡轮导向叶片，属于航空发动机技术领域，包括叶片前缘、中弦叶盆、叶背中弦和叶片尾缘，所述叶片前缘为双层隔板冲击加气膜冷却，所述中弦叶盆和叶背中弦为双层壁冲击加气膜冷却，所述叶片尾缘为径向扰流柱冷却。本技术可以应用在高循环参数小冷气量燃气涡轮导向器设计，该冷却系统具有换热面积小、冷却效果高，非常适用于高循环参数航空发动机和燃气轮机，有利于涡轮导向器热管理和冷却设计优化。能够实现小的引气量，提高发动机性能，采用了微小通道流动和冲击，可以实现内腔更高换热系数，调节隔板孔位置和角度，调节叶片不同位置温度，减少叶片金属温度梯度。
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公开(公告)号：CN113513372A
公开(公告)日：2021-10-19
申请号：CN202110858804.5
申请日：2021-07-28
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本发明公开了一种小引气量的双层壁涡轮导向叶片，属于航空发动机技术领域，包括叶片前缘、中弦叶盆、叶背中弦和叶片尾缘，所述叶片前缘为双层隔板冲击加气膜冷却，所述中弦叶盆和叶背中弦为双层壁冲击加气膜冷却，所述叶片尾缘为径向扰流柱冷却。本技术可以应用在高循环参数小冷气量燃气涡轮导向器设计，该冷却系统具有换热面积小、冷却效果高，非常适用于高循环参数航空发动机和燃气轮机，有利于涡轮导向器热管理和冷却设计优化。能够实现小的引气量，提高发动机性能，采用了微小通道流动和冲击，可以实现内腔更高换热系数，调节隔板孔位置和角度，调节叶片不同位置温度，减少叶片金属温度梯度。
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公开(公告)号：CN116122913A
公开(公告)日：2023-05-16
申请号：CN202310087269.7
申请日：2023-02-09
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: F01D5/14
Abstract: 本发明公开了一种动力涡轮叶片，包括叶身、叶冠和榫头，叶身由沿径向积叠线积叠的多个叶片二维截面组成，叶片二维截面包括型面型心F(x，y)、型面面积A以及径向高度H，叶身包括预设脱落区域，预设脱落区域的径向高度与叶身的径向高度的比值为0.05‑0.5，预设脱落区域内的叶片二维截面的型面型心F(x，y)沿径向高度方向呈“
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公开(公告)号：CN113389640B
公开(公告)日：2022-12-02
申请号：CN202110697715.7
申请日：2021-06-23
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本发明公开了一种超临界二氧化碳闭式布莱顿循环动力系统及超临界二氧化碳闭式布莱顿循环动力控制方法，包括压气机、工质加工引流组件、分流组件、燃气涡轮、动力涡轮发电组件以及工质回收加工组件，分流组件的输出端上设有用于与燃气涡轮连通的第一流路、用于与动力涡轮发电组件连通的第二流路以及用于与工质回收加工组件连通的第三流路，通过分流组件分流并控制进入第一流路的中介工质的流量、控制进入第二流路的中介工质的流量，并将剩余的中介工质通过第三流路导入至工质回收加工组件内。本发明的超临界二氧化碳闭式布莱顿循环动力系统对负载的适应性高。
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