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公开(公告)号：CN114107916B
公开(公告)日：2022-04-08
申请号：CN202210088536.8
申请日：2022-01-26
申请人： 北京航空航天大学 , 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本发明公开了一种保持叶片气膜冷却孔通畅的镀覆方法，包括；根据叶片形状以及与等离子射流的相对位置关系对气膜冷却孔进行分类，包括位于叶片片身位置的第一气膜冷却孔、位于叶片进气边的第二气膜冷却孔和位于叶片排气边的第三气膜冷却孔；采用等离子物理气相沉积方法对叶片进行热障涂层镀覆，镀覆时对第一气膜冷却孔采用堵塞冷气通道或充合理参数的加热气体的方法，并对叶片的进气边一侧和排气边一侧分别设有物理遮挡装置；采用本发明沉积的叶片，气膜冷却孔镀覆涂层后保持通畅，缩孔率在15%以内，方法简单，适合批量工业化生产。
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公开(公告)号：CN114757073A
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202210397335.6
申请日：2022-04-15
申请人： 北京航空航天大学 , 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G06F30/23 , G06F113/26 , G06F119/14
摘要： 本发明提出了一种各向异性材料的应力应变分析方法，其特征在于包括以下步骤：S1建立各向异性材料的几何模型，并将该几何模型进行网格划分得到孤立网格模型；S2对于所述孤立网格模型中的每个网格单元，均进行处理以获得每个网格单元的方向向量；S3使用步骤S2获得的孤立网格模型的每个网格单元的方向向量来创建离散域；S4利用离散域为所述孤立网格模型的每个网格单元进行材料坐标铺设。
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公开(公告)号：CN114107916A
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202210088536.8
申请日：2022-01-26
申请人： 北京航空航天大学 , 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本发明公开了一种保持叶片气膜冷却孔通畅的镀覆方法，包括；根据叶片形状以及与等离子射流的相对位置关系对气膜冷却孔进行分类，包括位于叶片片身位置的第一气膜冷却孔、位于叶片进气边的第二气膜冷却孔和位于叶片排气边的第三气膜冷却孔；采用等离子物理气相沉积方法对叶片进行热障涂层镀覆，镀覆时对第一气膜冷却孔采用堵塞冷气通道或充合理参数的加热气体的方法，并对叶片的进气边一侧和排气边一侧分别设有物理遮挡装置；采用本发明沉积的叶片，气膜冷却孔镀覆涂层后保持通畅，缩孔率在15%以内，方法简单，适合批量工业化生产。
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公开(公告)号：CN117330300A
公开(公告)日：2024-01-02
申请号：CN202311232854.8
申请日：2023-09-22
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G01M13/00
摘要： 本申请提供了一种高压涡轮导向叶片前缘逆流裕度试验方法及试验系统，该方法包括：将包含被测叶片的若干数量高压涡轮导向叶片安装到叶栅通道中形成扇形叶栅；在扇形叶栅中的被测叶片内腔通入第一气体，在叶栅通道内通入第二气体，在叶栅通道外布置红外成像装置，使红外成像装置透过叶栅通道上设置的红外观测窗对被测叶片前缘温度变化进行观测，第一气体的温度高于第二气体；若被测叶片前缘气膜孔冷气出流通畅，则气膜孔区域的红外观测结果温度一致性、均匀性较好，若被测叶片前缘的气膜孔不出流，则气膜孔区域的红外观测结果会出低温区而形成暗斑；通过改变被测叶片的供气压比，可得到被测叶片前缘不同部位气膜孔的逆流裕度随供气压力的变化规律。
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公开(公告)号：CN115822731A
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202211420427.8
申请日：2022-11-15
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导向叶片设计技术领域，具体涉及一种发动机涡轮叶片，包括：叶身，以陶瓷基复合材料制造，为空腔结构，其侧壁开设有多个气膜孔；空腔在叶身的尖部形成开口，其内壁具有环形卡槽；导流管，以金属材料制造，其侧壁上具有多个冲击孔，侧壁外侧具有环形卡边，其一端封堵，该端伸入到空腔中；环形卡边卡入环形卡槽中。
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公开(公告)号：CN113204842B
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202110469268.X
申请日：2021-04-28
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： G06F30/17 , G06F30/20 , G16C60/00 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本申请属于发动机设计技术领域，涉及一种发动机热力循环设计方法，所述方法包括：步骤S1、根据涡轮导向器的壁面温度确定最高温度状态，判断是否满足材料使用要求；步骤S2、根据降温需求计算换热量，基于给定的外涵换热器的总压损失初值，计算增加换热器后发动机状态性能；步骤S3、判断增加换热器后发动机状态性能是否满足参数设计要求，若不满足，则改变所述外涵换热器的总压损失，并进行迭代计算，直至发动机状态性能满足参数设计要求，输出增加换热器后整机性能参数及所述外涵换热器性能参数。本申请提出一种热力循环设计方法，实现采用外涵换热器改善涡轮叶片温度的发动机循环参数设计，能够快速获得较为精准的设计结果。
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公开(公告)号：CN117072258A
公开(公告)日：2023-11-17
申请号：CN202311187006.X
申请日：2023-09-14
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请提供了一种双层壁高压涡轮导向叶片前缘半联通式供气结构，其特征在于，所述供气结构包括：介于高压涡轮导向叶片前缘与尾缘之间的多个隔板，多个所述隔板将高压涡轮导向叶片的内腔分隔成多个进气腔；其中，靠近高压涡轮导向叶片前缘的隔板自进气口一侧沿着隔板长度方向进行结构去除以形成半隔板，所述半隔板将靠近高压涡轮导向叶片前缘的两个进气腔融合成半联通式进气腔，所述半联通式进气腔使冷气进口截面积增加，进口处速度降低，进而使进口处的静压增加，最终使高压涡轮导向叶片前缘的气膜孔逆流裕度提高。
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公开(公告)号：CN115163204A
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202210981655.6
申请日：2022-08-15
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
IPC分类号： F01D5/18
摘要： 本申请属于航空发动机高压涡轮叶栅端壁冷却技术设计领域，具体涉及一种航空发动机高压涡轮叶栅端壁冷却结构，包括：冷却气进气孔，在端壁外壁上开设；冷却腔，在端壁内部开设，与冷却气进气孔连通；多个气膜孔，在端壁内壁上开设，与冷却气进气孔连通，其中，位于前缘叶背区的气膜孔，有多对对冲孔，每对对冲孔流出角度在叶栅周向上对冲；位于吸力面肩部的气膜孔，流出角度偏离叶栅通道内高温燃气主流方向；位于压力面角区的气膜孔，流出角度偏离叶栅通道内高温燃气主流方向；位于尾缘角区的气膜孔，流出角度偏离叶栅通道内高温燃气主流方向。
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公开(公告)号：CN116291756A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202211737708.6
申请日：2022-12-31
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导向器导叶设计技术领域，具体涉及一种航空发动机涡轮导向器导叶，包括：两个缘板、两个安装头以及叶身，其中：叶身具有大、中、小面积三个组别；两个安装头能够包容大、中、小面积三个组别的叶身；叶身的叶根、叶尖能够分别插入到一个安装头中，与安装头间焊接连接；两个缘板上具有型孔；每个安装头对应一体成型在一个型孔中。
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公开(公告)号：CN115111002A
公开(公告)日：2022-09-27
申请号：CN202211046749.0
申请日：2022-08-30
申请人： 中国航发沈阳发动机研究所
摘要： 本申请属于非变容式发动机设计技术领域，具体涉及一种发动机高压涡轮导向叶片冷却结构，包括：根部冷却气进孔，位于叶片根部，与燃烧室内环冷却气连通；尖部冷却气进孔，位于叶片尖部，与燃烧室外环冷却气连通；多个气膜孔，分布在叶片叶盆、叶背侧；多个冷却进气腔，位于叶片内部，侧壁具有多个冲击冷却孔，沿叶片弦向分布，其中，靠近叶片前缘的部分冷却进气腔与根部冷却气进孔连通，靠近叶片后缘的部分冷却进气腔与尖部冷却气进孔连通；多个冲击冷却腔，位于叶片内部，绕叶片周向分布；各个冲击冷却腔与相应部位的气膜孔、冲击冷却孔连通。
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