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公开(公告)号：CN113586164A
公开(公告)日：2021-11-02
申请号：CN202110944417.3
申请日：2021-08-17
申请人： 中国航发贵阳发动机设计研究所
IPC分类号： F01D5/14
摘要： 本发明公开了一种适用于中等推力航空发动机高负荷高压涡轮转子叶片，包括：在高落压比高载荷系数工况下使高压涡轮高效率工作的转子叶片。所述转子叶片采用重心积叠而成，至上而下分成叶尖截面、叶中截面、叶根截面；采用大的叶型弯角θ和小的展弦比，叶型弯角θ沿转子叶片的径向先增大后变小，平均展弦比为0.77，叶片弦长b沿径向逐渐变长；叶高H沿轴向逐渐变高；叶型安装角ξ在转子叶片的径向逐渐变大，经过数值仿真计算验证，本发明的转子叶片能在落压比为3.91，载荷系数为2.02工况下，高压涡轮效率可以达到90.3％。
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公开(公告)号：CN113639700B
公开(公告)日：2023-10-27
申请号：CN202110970546.X
申请日：2021-08-23
申请人： 中国航发贵阳发动机设计研究所
摘要： 本发明公开了一种涡轮导向器喉部面积三坐标测量方法，包括如下步骤：步骤一，积叠轴Z轴的获得；步骤二，确定测量的基准坐标系；步骤三，测量坐标系X'Y'Z的获得；步骤四，喉部曲面5面积的获得；采用局部叶型和机匣的实际形貌建立测量坐标系，避免通过机匣和叶片之间的理论尺寸建立测量坐标系，排除了焊接和装配变形带来的偏差；通过选定能代表理论三维喉部面的近似喉部测量平面，提高测量的可操作性，并通过足够多的离散测量点，以获得更多的喉部实物形貌信息，提高测量结果的精度；在测量点数据处理时，细化对局部不规则平面面积的计算，提高测量结果精度。
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公开(公告)号：CN113639700A
公开(公告)日：2021-11-12
申请号：CN202110970546.X
申请日：2021-08-23
申请人： 中国航发贵阳发动机设计研究所
摘要： 本发明公开了一种涡轮导向器喉部面积三坐标测量方法，包括如下步骤：步骤一，积叠轴Z轴的获得；步骤二，确定测量的基准坐标系；步骤三，测量坐标系X'Y'Z的获得；步骤四，喉部曲面5面积的获得；采用局部叶型和机匣的实际形貌建立测量坐标系，避免通过机匣和叶片之间的理论尺寸建立测量坐标系，排除了焊接和装配变形带来的偏差；通过选定能代表理论三维喉部面的近似喉部测量平面，提高测量的可操作性，并通过足够多的离散测量点，以获得更多的喉部实物形貌信息，提高测量结果的精度；在测量点数据处理时，细化对局部不规则平面面积的计算，提高测量结果精度。
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公开(公告)号：CN113586164B
公开(公告)日：2023-10-31
申请号：CN202110944417.3
申请日：2021-08-17
申请人： 中国航发贵阳发动机设计研究所
IPC分类号： F01D5/14
摘要： 本发明公开了一种适用于中等推力航空发动机高负荷高压涡轮转子叶片，包括：在高落压比高载荷系数工况下使高压涡轮高效率工作的转子叶片。所述转子叶片采用重心积叠而成，至上而下分成叶尖截面、叶中截面、叶根截面；采用大的叶型弯角θ和小的展弦比，叶型弯角θ沿转子叶片的径向先增大后变小，平均展弦比为0.77，叶片弦长b沿径向逐渐变长；叶高H沿轴向逐渐变高；叶型安装角ξ在转子叶片的径向逐渐变大，经过数值仿真计算验证，本发明的转子叶片能在落压比为3.91，载荷系数为2.02工况下，高压涡轮效率可以达到90.3％。
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公开(公告)号：CN115434759A
公开(公告)日：2022-12-06
申请号：CN202211141357.2
申请日：2022-09-20
申请人： 中国航发贵阳发动机设计研究所
IPC分类号： F01D9/04
摘要： 航空发动机涡轮后支板叶片及涡轮后机匣，后支板叶片包括叶片本体，所述叶片本体上各个横截面为零攻角；沿径向，叶片本体上各个横截面的叶型弦长和安装角均呈先增大后减小形状；各个横截面按前缘圆弧中心连线进行线性积叠。涡轮后机匣包括机匣内环和机匣外环，在所述机匣内环与机匣外环之间设置有上述航空发动机涡轮后支板叶片。本发明中叶片本体的尾缘中部形成了向着叶背侧弯曲的局部反弯形状，即形成了“类反弯叶片”，局部的反弯可有效控制支板背侧附近的二次流动，克服通道大扩张产生的大逆压梯度，抑制或消除大分离流动，提升性能。
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公开(公告)号：CN216342340U
公开(公告)日：2022-04-19
申请号：CN202123004717.8
申请日：2021-12-01
申请人： 中国航发贵阳发动机设计研究所
摘要： 本实用新型公开了一种整流叶栅结构，包括：为收尾相连封闭环形体的上缘板以及为收尾相连封闭环形体的下缘板，上缘板位于下缘板的内环内存在间隔；叶片，多个叶片间隔倾斜安装在上缘板与下缘板的间隔内，叶片由对接上游试验转接段的进口向下游的试验件出口倾斜，使得叶片倾斜安装在上缘板与下缘板的间隔内偏离轴向固定；叶片的顶部与上缘板固定，叶片的根部与下缘板固定。气流经整流叶栅后，从试验件吹向整流叶栅进口的气流在倾斜安装的叶片上偏离轴向一定角度后吹向试验转接段，符合发动机实际工作中的低导进口气流角的实际状态，减小了气流进入试验转接段时的攻角损失，解决了现有整流叶栅结构导致气流进入试验转接段时攻角损失大的问题。
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公开(公告)号：CN213510753U
公开(公告)日：2021-06-22
申请号：CN202021557978.5
申请日：2020-07-31
申请人： 中国航发贵阳发动机设计研究所
摘要： 本实用新型公开了一种冲击式涡轮导向叶片缘板冷却结构，包括上缘板、叶身和冲击导流板，上缘板设置在叶身上部，冲击导流板设置在上缘板上方，并与上缘板的安装边连接，冲击导流板与上缘板形成冷气加速腔，叶身内部设置有冷气前腔、冷气中腔和冷气后腔，每个冷气腔顶部有对应设置在上缘板表面的进气口，冲击导流板上设置有冲击冷却孔列一、冲击冷却孔列二、导流冷却孔列，冲击冷却孔列一位于冷气前腔进气口上方，冲击冷却孔列二位于冷气中腔进气口上方，导流冷却孔列位于冷气后腔进气口上方，对局部冷气进行加速后冲击缘板非流道面，形成冲击冷却，通过导流孔分配冷气进入叶身不同区域的流量，实现对缘板上高温区域的局部增强冷却和冷却空气分配。
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