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公开(公告)号：CN114036695A
公开(公告)日：2022-02-11
申请号：CN202111447752.9
申请日：2021-11-30
申请人： 中国航发湖南动力机械研究所
IPC分类号： G06F30/17 , F01D5/14 , G06F111/10
摘要： 本发明提供了一种带叶尖小翼的叶片设计方法及系统，所述方法包括以下步骤：沿叶片径向确定回转面，取回转面的轮廓曲线作为作为叶尖小翼的起始叶型；选定起始叶型的周向参数，确定叶尖小翼的周向控制曲线，将起始叶型进行周向偏移，获得叶尖小翼的初始平面曲线；确定叶尖小翼的径向控制曲线，由所述初始平面曲线根据周向控制曲线和径向控制曲线生成叶尖小翼的侧面曲面；补齐叶顶曲面，得到带叶尖小翼的叶片。本发明的叶片设计方法或系统仅需对部分参数进行调整即可对叶尖小翼结构进行造型，实现小翼几何结构的精细化控制，同时能够保证叶尖小翼与叶身连接处的连续光顺。
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公开(公告)号：CN118408219A
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202410471317.7
申请日：2024-04-17
申请人： 中国航发湖南动力机械研究所
摘要： 本发明属于航空发动机技术领域，提供了一种燃烧组件和航空发动机，燃烧组件包括：火焰筒，形成有环形流道；导向器，设于所述环形流道的下游，所述导向器具有导向叶片，所述导向叶片具有贯通的导流通道；燃烧室二股气流通道，与所述导流通道连接，所述燃烧室二股气流通道适于向所述导流通道内通入气流。通过将导流通道集成到导向叶片上，可取消现有技术中的支板，从而可减轻整机的重量，节约了成本，空心的导向叶片通入气流，对导向器的导向叶片具有冷却作用，从而也提高了导向器的使用寿命。
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公开(公告)号：CN116163813A
公开(公告)日：2023-05-26
申请号：CN202310356028.8
申请日：2023-04-04
申请人： 中国航发湖南动力机械研究所
摘要： 本发明公开了一种涡轮导向器及涡轮发动机，导向叶片沿涡轮机匣的周向呈非均匀性分布，相邻两片导向叶片之间设有喉部间距，相邻两个喉部间距不等；通过改变导向叶片在涡轮导向器上的分布特征，使得导向叶片呈非均匀性分布，进而达到避免导向叶片均匀分布时涡轮导向器尾迹产生的周期性气流激振，即改变由涡轮导向器尾迹引起的激振频率和该频率下的激振强度，从而降低作用在涡轮转子叶片表面的非定常气流激振力，进而避免涡轮转子叶片发生高周疲劳断裂故障，提高飞行的安全性。
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公开(公告)号：CN115391952A
公开(公告)日：2022-11-25
申请号：CN202211046487.8
申请日：2022-08-30
申请人： 中国航发湖南动力机械研究所
摘要： 本发明公开了一种非轴对称造型方法，周向控制线直接采用半周期三角函数，因此只要给定上中弧线和下中弧线的幅值便可确定周向控制线，而轴向根据控制点的坐标值生成非均匀有理B样条曲线，作为轴向控制线；在某一轴向位置，轴向控制线的径向位置即为周向控制线的幅值，从而决定了端壁凹区和凸区的造型幅度；本发明中，利用端壁的三维凹凸来使得端壁附近区域的气流加速或减速从而改变端壁区域的压力场分布，改善叶栅通道内的通道涡以及壁面附面层的二次流动，获得较好的涡轮气动性能。
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公开(公告)号：CN118030213A
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202410170255.6
申请日：2024-02-06
申请人： 中国航发湖南动力机械研究所
摘要： 本发明提出一种航空发动机涡轮机匣及航空发动机涡轮，其属于航空发动机涡轮设备技术领域；其中，航空发动机涡轮机匣包括机匣前段、机匣后段和涡轮外环；机匣前段的固定端与机匣后段的固定端连接固定形成机匣本体，机匣前段的热膨胀系数小于机匣后段的热膨胀系数；涡轮外环的两端分别与机匣前段的内侧壁以及机匣后段的内侧壁连接。该航空发动机涡轮机匣中的机匣本体为分段式结构，机匣前段和机匣后段分别采用热膨胀系数不同的材料制成，且机匣前段的热膨胀系数小于机匣后段的热膨胀系数，以使机匣前段和机匣后段在航空发动机涡轮的前端与后端具有温度差的情况下能够保持相对协调的径向变形，从而有效合理的控制涡轮转子与涡轮外环的径向间隙。
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公开(公告)号：CN113836633B
公开(公告)日：2022-12-02
申请号：CN202110936959.6
申请日：2021-08-16
申请人： 中国航发湖南动力机械研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/20 , F01D9/02 , G06F119/20
摘要： 本发明公开了一种燃气涡轮进口导叶叶型设计方法，通过仿真获取进口导叶叶型表面的等熵马赫数分布情况以及特征参数，获取进口导叶叶型表面的低负荷区域和进口攻角；采用前缘截断的方式截去进口导叶叶型前缘的低负荷区域以构建高负荷进口导叶叶型，同时增大进口导叶叶型的进口攻角以增加进口导叶叶型的前部负荷，为保持叶片在航空发动机中的轴向安装空间不变，对进口导叶叶型进行放大和参数重构，从而使进口导叶表面气动参数分布合理，气动损失少，且进口导叶放大后，涡轮的叶片栅距按相应比例放大，涡轮的叶片数相应按比例减少，从而减少用于进口导叶的冷气量，同时降低了制造成本。
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公开(公告)号：CN114048571A
公开(公告)日：2022-02-15
申请号：CN202111445090.1
申请日：2021-11-30
申请人： 中国航发湖南动力机械研究所
摘要： 本发明一种涡轮轴发动机过渡段气动设计方法，包括如下步骤：参数化曲线，参数化过渡段机匣型线和过渡段轮毂型线；构建流道中心线，利用过渡段机匣型线和过渡段轮毂型线组成的流道厚度来构建对应的包络圆，包络圆的圆中心所在的曲线即为流道中心线，流道中心线上任意一处流通面积为Ai＝2πRciφdi，φd为流道厚度包络圆的直径；调节支板位置，使调节支板最大厚度轴向位置位于厚度分布曲线的曲率变化平稳位置处，厚度分布曲线为流道中心线上各个位置处的流通面积除以进口截面面积所得的数值构成的曲线，厚度分布曲线的曲率变化平稳位置与流道中心线上的最大流通面积轴向位置处相邻；流道中心线上的最大流通面积取值大于出口截面面积且小于一点五倍进口截面面积。
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公开(公告)号：CN116361934A
公开(公告)日：2023-06-30
申请号：CN202310092845.7
申请日：2023-02-09
申请人： 中国航发湖南动力机械研究所
IPC分类号： G06F30/17 , G06F30/28 , F01D5/02 , F01D5/14 , F01D5/18 , F01D5/30 , G06F113/08 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种超高轮缘线速度燃气涡轮转子的优化设计方法、涡轮转子，该方法在叶片切线速度不变的基础上对叶型进行优化设计，保证了涡轮部件的流道、转速不变，尽量减少了对其它结构和部件的影响，仅通过气动优化叶片外形的方式减轻单个叶片的质量。并且，增加了转子的叶片数量，在转子叶片总引气量基本相当的情况下，降低了单个叶片的引气量，有效降低了单个叶片的离心载荷，大大降低了叶片离心载荷，减轻了叶片对轮盘的负荷，从而大大减小了涡轮盘及榫槽的最大应力，提高了涡轮盘的强度和寿命裕度。并且，经过气动优化设计后的工作叶片，出口流场更加均匀，有利于下游动力涡轮以及过渡段的性能设计，减小了过渡段的总压损失。
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公开(公告)号：CN118481750A
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202410675031.0
申请日：2024-05-28
申请人： 中国航发湖南动力机械研究所
摘要： 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种涡轮叶型结构及航空发动机，以解决涡轮扇叶叶尖区域存在叶尖泄漏损失过大的问题。涡轮叶型结构包括涡轮叶盘以及轮毂封严环。涡轮叶盘包括扇叶、叶冠以及蓖齿环，叶冠沿周向连接于扇叶的叶尖处，蓖齿环沿周向连接于叶冠远离轴心的外侧。轮毂封严环具有限流环槽，涡轮叶盘位于轮毂封严环内侧，至少蓖齿环沿径向远离轴心的外端位于限流环槽内。蓖齿环的外端沿径向伸入限流环槽内，即增加气流泄漏的流动路径，有利于提高气流沿轴向在叶冠与轮毂封严环之间的泄漏流动阻力，以减少扇叶在叶尖区域的叶尖泄漏损失，从而提高动力涡轮效率。
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公开(公告)号：CN114048571B
公开(公告)日：2024-06-18
申请号：CN202111445090.1
申请日：2021-11-30
申请人： 中国航发湖南动力机械研究所
摘要： 本发明一种涡轮轴发动机过渡段气动设计方法，包括如下步骤：参数化曲线，参数化过渡段机匣型线和过渡段轮毂型线；构建流道中心线，利用过渡段机匣型线和过渡段轮毂型线组成的流道厚度来构建对应的包络圆，包络圆的圆中心所在的曲线即为流道中心线，流道中心线上任意一处流通面积为Ai＝2πRciφdi，φd为流道厚度包络圆的直径；调节支板位置，使调节支板最大厚度轴向位置位于厚度分布曲线的曲率变化平稳位置处，厚度分布曲线为流道中心线上各个位置处的流通面积除以进口截面面积所得的数值构成的曲线，厚度分布曲线的曲率变化平稳位置与流道中心线上的最大流通面积轴向位置处相邻；流道中心线上的最大流通面积取值大于出口截面面积且小于一点五倍进口截面面积。
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