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公开(公告)号：CN118911776A
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202410940655.0
申请日：2024-07-15
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: F01D5/08 , F01D9/02 , F01D25/12 , F02C7/18 , G06F30/17 , G06F30/28 , G06F119/08 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明公开了一种供气冷却系统及其设计方法，包括沿轴向依次设置的一级涡轮、涡轮导向器、二级涡轮，还包括位于涡轮导向器径向内侧的沿轴向依次设置的第一导流盘、第二导流盘；涡轮导向器包括上缘板、导向器叶片及下缘板，上缘板上开设有通孔，导向器叶片上开设有前缘冷却流道，下缘板上开设有过孔，过孔轴心线与涡轮导向器在过孔处的切线倾斜设置，以使流出过孔的气流具有与一级涡轮转动方向同向的速度分量；下缘板上布设有封严环，第一导流盘、封严环及下缘板共同围出前级间冷却封严腔，第二导流盘、封严环及下缘板共同围出后级间冷却封严腔；其可降低冷气在高半径区域风阻温升，提高该区域的换热能力，有效降低轮盘的温度水平。
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公开(公告)号：CN117972898A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202410160056.7
申请日：2024-02-04
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/27 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/02
Abstract: 本发明提供了燃气涡轮发动机空气系统过渡态流‑热‑固耦合计算方法，包括：获取系统处于相邻稳定状态的第一时刻、第二时刻，第一时刻的边界参数、限流元件间隙和温度场，第二时刻的边界参数；根据各边界参数，得到时间间隔初始时刻和结束时刻的边界参数；将第一时刻限流元件间隙、第一时刻所在时间间隔中结束时刻边界参数输入空气系统网络，得到冷气参数；根据冷气参数、第一时刻温度场、该结束时刻边界参数，进行瞬态传热、稳态变形分析，得到该结束时刻限流元件间隙；将该结束时刻限流元件间隙和结束时刻相邻下一时刻边界参数，返回空气系统网络处理步骤，迭代计算，得到各时刻限流元件间隙。通过本发明，提高过渡态流‑热‑固耦合计算准确性。
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公开(公告)号：CN108657442A
公开(公告)日：2018-10-16
申请号：CN201810468944.X
申请日：2018-05-16
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: B64D13/06
Abstract: 本公开提出一种飞行器及热防护系统，属于航空飞行器技术领域。该热防护系统应用于飞行器，飞行器包括机头、机身和机翼。其中，热防护系统包括第一回路、第二回路和动力供给装置。第一回路包括第一热源管路和第一冷源管路，第一热源管路设于机头或机翼前沿，第一冷源管路设于机身背风面。第二回路包括第二热源管路和第二冷源管路，第二热源管路设于机身迎风面，第二冷源管路设于机身背风面。动力供给装置连接于第一回路和第二回路，用于驱动流体介质在第一回路和第二回路内循环流动。该热防护通过流体介质以闭式循环的方式在飞行器高温区、低温区之间进行热量交换，从而起到降低飞行器高温区温度的作用。
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公开(公告)号：CN108657442B
公开(公告)日：2020-11-24
申请号：CN201810468944.X
申请日：2018-05-16
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: B64D13/06
Abstract: 本公开提出一种飞行器及热防护系统，属于航空飞行器技术领域。该热防护系统应用于飞行器，飞行器包括机头、机身和机翼。其中，热防护系统包括第一回路、第二回路和动力供给装置。第一回路包括第一热源管路和第一冷源管路，第一热源管路设于机头或机翼前沿，第一冷源管路设于机身背风面。第二回路包括第二热源管路和第二冷源管路，第二热源管路设于机身迎风面，第二冷源管路设于机身背风面。动力供给装置连接于第一回路和第二回路，用于驱动流体介质在第一回路和第二回路内循环流动。该热防护通过流体介质以闭式循环的方式在飞行器高温区、低温区之间进行热量交换，从而起到降低飞行器高温区温度的作用。
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公开(公告)号：CN117905537A
公开(公告)日：2024-04-19
申请号：CN202410172117.1
申请日：2024-02-06
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: F01D25/12
Abstract: 本发明提供一种引射冷却结构及发动机，属于工程机械技术领域，包括：减速器安装座具有用于安装减速器的安装腔；排气腔的第一端用于与燃气涡轮发动机的出口连通，排气腔的第二端与外界大气连通；安装腔内形成有冷却通道，冷却通道的第一端与排气腔的第一端连通，冷却通道的第二端与外界大气连通。在使用时，以压差为驱动力将外界冷空气从冷却通道的第二端吸入并输送至第一端，冷空气以对流换热的方式带走减速器外表面的热量，吸收热量后的空气进入排气腔的第一端，与排气腔内的燃气掺混排出，实现对减速器的降温。本发明提供的引射冷却结构，解决了从发动机的压气机级间或者出口处引气，降低了发动机的热效率从而增加发动机油耗的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110030088B
公开(公告)日：2020-06-23
申请号：CN201910269088.X
申请日：2019-04-04
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本发明公开了一种MW功率级别超临界流体闭式循环发动机的起动方法，利用发动机内部高压工质的潜在势能直接驱动自身转子，实现涡轮与压气机的功率平衡/转速平衡并达到转子自持工作状态，通过自身起动，首先起动压气机、涡轮构成的核心机，然后由核心机提供的高温高压工质进一步起动动力涡轮，完成MW功率级别超临界流体闭式循环发动机的正常工作，本发明的MW功率级别超临界流体闭式循环发动机在采用自身起动方案之后，可显著简化闭式循环发动机结构，同时无需外部电源或者大容量蓄电池，进一步扩宽了闭式循环发动机的应用环境，提高了闭式循环发动机的热循环效率和经济效益。
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公开(公告)号：CN110030088A
公开(公告)日：2019-07-19
申请号：CN201910269088.X
申请日：2019-04-04
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本发明公开了一种MW功率级别超临界流体闭式循环发动机的起动方法，利用发动机内部高压工质的潜在势能直接驱动自身转子，实现涡轮与压气机的功率平衡/转速平衡并达到转子自持工作状态，通过自身起动，首先起动压气机、涡轮构成的核心机，然后由核心机提供的高温高压工质进一步起动动力涡轮，完成MW功率级别超临界流体闭式循环发动机的正常工作，本发明的MW功率级别超临界流体闭式循环发动机在采用自身起动方案之后，可显著简化闭式循环发动机结构，同时无需外部电源或者大容量蓄电池，进一步扩宽了闭式循环发动机的应用环境，提高了闭式循环发动机的热循环效率和经济效益。
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公开(公告)号：CN117905537B
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202410172117.1
申请日：2024-02-06
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: F01D25/12
Abstract: 本发明提供一种引射冷却结构及发动机，属于工程机械技术领域，包括：减速器安装座具有用于安装减速器的安装腔；排气腔的第一端用于与燃气涡轮发动机的出口连通，排气腔的第二端与外界大气连通；安装腔内形成有冷却通道，冷却通道的第一端与排气腔的第一端连通，冷却通道的第二端与外界大气连通。在使用时，以压差为驱动力将外界冷空气从冷却通道的第二端吸入并输送至第一端，冷空气以对流换热的方式带走减速器外表面的热量，吸收热量后的空气进入排气腔的第一端，与排气腔内的燃气掺混排出，实现对减速器的降温。本发明提供的引射冷却结构，解决了从发动机的压气机级间或者出口处引气，降低了发动机的热效率从而增加发动机油耗的问题。
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公开(公告)号：CN111852657B
公开(公告)日：2021-08-06
申请号：CN202010539869.9
申请日：2020-06-15
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本发明公开了一种双流路引气掺混防冰装置及方法、航空发动机，该装置仅包括电动阀、单向阀、液压驱动蝶阀这三个阀门，结构简单可靠、重量很轻，无需复杂的控制、执行机构，安装在发动机上后不会明显增加发动机的重量。并且，采用两股气流掺混形成中温低压气流输出至防冰部位，既确保了引气温度不会超出进气装置材料的使用温度范围，又满足了防冰温度需求。另外，通过设置节流孔将其两侧的气流压比控制在临界压比之上，高温高压引气的流量不随液压驱动蝶阀流通面积的调节而改变，而液压驱动蝶阀流通面积的调节只改变低温低压引气的流量，从而便于对高温高压引气和低温低压引气的流量分配比例进行有效、准确的控制。
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公开(公告)号：CN115013159A
公开(公告)日：2022-09-06
申请号：CN202210799374.9
申请日：2022-07-06
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本发明公开了一种粒子分离器内壁组件防冰系统，前外壁局部内凹形成凹壁，并在凹壁上开设与防冰夹层连通的冲击孔，再将排气挡板覆盖在前外壁之上，以与凹壁围合形成与冲击孔连通的排气腔，同时与凹壁后端的前外壁保持预设间距围合形成与排气腔连通的排气间隙，以实现埋入式排气，最后各部件围合形成与排气间隙连通的且主流气体可流动的内流道，极大降低了排气掺混损失以及排气对主流气体中过冷水滴运动轨迹的干扰，消除了过冷水滴在排气干扰下撞击清除机匣非防冰区域的可能，且在前外壁的排气区域形成保护气膜，降低了过冷水滴的撞击效率，减轻了排气区域的防冰负荷，同时埋入式排气口不易因结冰而堵塞，提高了防冰响应速率。
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