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公开(公告)号：CN118643647A
公开(公告)日：2024-09-13
申请号：CN202410659403.0
申请日：2024-05-27
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: G06F30/20 , G06F111/10 , G06F119/08
Abstract: 本申请公开了一种基于热匹配的涡轮导向器叶片端区内侧冷却设计方法，包括步骤：S1、确定燃气、冷气输入条件；S2、初步设计内侧冲击板的弧度；S3、确定热匹配需求；S4、确定最小冷效需求；S5、初步设计冲击孔排布方式，包括冲击孔个数、间距、直径；S6、根据设计的冷却结构和热匹配需求、最小冷效需求进行数值仿真计算，获得相应冷却结构下的温度场计算结果；S7、重复步骤S2至步骤S6进行迭代设计，直到相应冷却结构下的温度场计算结果符合设计要求时，确定最终涡轮导向器叶片端区内侧不同位置冷却结构；S8，结果输出。本申请既避免了冷气流量浪费，同时还实现了精准控温，有利于发动机零部件寿命的提高，改善发动机整体性能。
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公开(公告)号：CN118468461A
公开(公告)日：2024-08-09
申请号：CN202410372463.4
申请日：2024-03-29
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , G06F113/08 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种单入口多出口涡轮叶片内腔的传热设计方法及系统，其先输入涡轮叶片内腔传热设计的冷气参数和几何参数，并设定内腔的平均内壁温，再初始化预估内腔流体参考温度后基于内腔热平衡进行了流体参考温度和换热系数的迭代计算，考虑了换热边界与冷气参考温度的迭代，实现了内腔换热边界的精细化设计与求解，可大幅提升内腔传热精度，最后基于几何参数和迭代收敛后的内腔流体参考温度求解得到内腔的换热系数矩阵和流体参考温度矩阵，提出了内腔表面矩阵式换热边界，有利于提高内腔表面的局部传热分布精度。
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公开(公告)号：CN116006278A
公开(公告)日：2023-04-25
申请号：CN202310030266.X
申请日：2023-01-09
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: F01D25/12
Abstract: 本申请公开了一种涡轮外环的冷却结构，包括外环基体，外环基体内部设有冷气腔，冷气腔上开设有用于通入冷气的冷气孔。外环基体的一侧边外壁下端为进气边，相对的另一侧边外壁下端为排气边，冷气腔前端面上开设有朝向进气边的斜孔，冷气腔中的冷气经斜孔流出后汇入主流道。在外环基体上，与进气边对应的侧壁为进气端，与排气边对应的侧壁为排气端，进气端外壁上设有位于斜孔外开口下方的凹槽，冷气腔中的冷气依次经斜孔和凹槽流出后汇入主流道。外环基体的底壁设有延伸至排气端的冷却孔，和用于连通冷气腔与冷却孔的冲击孔。本申请用于解决现有对涡轮外环的冷却技术中，存在涡轮外环局部热应力和轴向热应力较大，以及冷却效率较低的技术问题。
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公开(公告)号：CN115559789A
公开(公告)日：2023-01-03
申请号：CN202211139440.6
申请日：2022-09-19
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本发明公开了一种具有冷却结构的涡轮导向叶片，包括：上缘板；下缘板；叶身；内穿套筒；第一气体流道，所述第一气体流道包括：若干个用于连通所述冷却空腔外部与所述第一腔室的供气孔、第一腔室、若干个贯穿所述第一隔板的第一冲击孔、第二腔室、若干个贯穿所述第二隔板的第二冲击孔、第三腔室以及若干个用于连通第三腔室与所述冷却空腔外部的尾缘排气孔。本申请中，采用通过冷却气流横向冲击导向叶片内的隔板的方式，对涡轮导向叶片进行冷却，相同环境下的冷却效果更佳。
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公开(公告)号：CN115962015A
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202310028975.4
申请日：2023-01-09
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: F01D5/18
Abstract: 本发明公开了一种涡轮叶片内腔导流结构，属于航空发动机技术领域，该一种涡轮叶片内腔导流结构，包括导流片一和导流片二，所述导流片一和导流片二的第一端分别设置于所述进气通道和出气通道内，所述导流片一和导流片二的第二端延第一方向延伸并向内侧弯曲。通过导流片一和导流片二的导流作用，以对冷却气体在进气通道流入出气通道的换向过程中，对冷却气体的流动进行引导，使冷却气体能够高速的在过渡区间内流动，以避免冷却气体在进气通道和出气通道的圆角位置产生旋涡而导致流速下降，从而提高了进气通道和出气通道在圆角位置的换热效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115013069A
公开(公告)日：2022-09-06
申请号：CN202210798054.1
申请日：2022-07-06
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本发明公开了一种涡轮转子冷却系统，包括涡轮盘、与涡轮盘的前壁围合形成第一腔室的前挡板、与第一腔室连通并与涡轮盘连接的涡轮转子叶片、与前挡板围合形成第二腔室的内前支撑、与涡轮盘的内壁围合形成第三腔室的拉杆以及与涡轮盘的后壁围合形成第四腔室的内后支撑，第三腔室与第四腔室连通；涡轮转子冷却系统还包括与第三腔室连通的低压冷气通道以及分别与第一腔室和第二腔室连通的高压冷气通道；高压冷气通道内布设有径向预旋装置，径向预旋装置的第一端的高压冷气通道与第二腔室连通，径向预旋装置的第二端的高压冷气通道与第一腔室连通；径向预旋装置和第一腔室之间布设有刷式密封结构。此外，本发明还公开了一种航空发动机。
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公开(公告)号：CN113427421A
公开(公告)日：2021-09-24
申请号：CN202110772575.5
申请日：2021-07-08
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: B25B11/00
Abstract: 本发明公开了一种涡轮导向叶片工装夹具，涉及航空发动机装配技术领域，包括底座，底座包括支承部与连接部，连接部设有用于装配旋转连接棒的连接孔、用于装配旋转块的腰形槽和用于装配定位销的定位销孔；旋转块与不同定位销孔配合用于调节涡轮叶片装配角度；下垫块和上垫块用于装配涡轮叶片，上垫块顶面两端分别设有若干凸起块用于与导向叶片下缘板定位槽相配合，若干凸起块尺寸与导向叶片下缘板定位槽尺寸相适配；前挡板和后挡板用于对涡轮叶片进行轴向限位，前挡板顶部设有紧固螺钉用于夹紧涡轮叶片。本发明可以实现对多联涡轮导向叶片中不同角度的叶片进行检测，调节好本发明夹具后，可实现零件重复定位，减少装夹次数，提高工作效率。
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公开(公告)号：CN119900616A
公开(公告)日：2025-04-29
申请号：CN202510118651.9
申请日：2025-01-24
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: F01D5/18
Abstract: 本发明为航空发动机技术领域，提出一种涡轮转子叶片榫头的导流装置，包括：叶片榫头以及与叶片榫头连通的高压回流腔，在叶片榫头的一平面上开设有多个通道，各通道分别与高压回流腔连通，在叶片榫头的一平面上设有导流台，导流台靠近对应的通道，在导流台的两个相邻的侧面上分别设有进气面和导流面，进气面靠近叶片榫头的进气入口，导流面位于对应的通道上方。通过导流台能够减阻降涡，使得对应通道冷气流量增多，提高了对应通道流入高压回流腔的冷气流量，流速加快，避免剧烈冲击叶片的前端。在远离导流台的通道位置处形成一个较大的涡系，使该通道入口处冷气流速降低，实现各通道气流合理分布，避免因为冷气用量过多影响发动机的性能的问题。
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公开(公告)号：CN116085066A
公开(公告)日：2023-05-09
申请号：CN202310098582.0
申请日：2023-01-31
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本发明属于发动机领域，具体涉及一种涡轮转子级间密封和润滑油腔密封的密封结构。包括涡轮盘、涡轮叶片、涡轮轴、跑道环、密封环、涡轮盘腔和润滑油腔；所述涡轮轴上设置涡轮盘，所述涡轮盘连接所述涡轮叶片；所述涡轮盘和所述涡轮轴之间设置有进气槽，位于所述进气槽内在所述涡轮盘上设置有第一通气孔，所述通气孔与所述跑道环连通；所述跑道环上设置有与密封环连通的第二通气孔，且所述跑道环上设置有与涡轮盘腔连通的第三通气孔；所述密封环与分别与所述涡轮盘腔、所述润滑油腔连通。本发明能够保证对涡轮盘腔密封时需要的气体压力比对润滑油腔密封的气体压力高。
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公开(公告)号：CN115875135A
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202310026512.4
申请日：2023-01-09
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: F02C7/12
Abstract: 本发明属于航空发动机技术领域，其公开了一种过渡段支板结构及具有其的过渡段。其中，通过将多个分隔件间隔设置在支板本体内部，使得进入支板内部的冷气可以经过多个冷却腔体再排出，相比于现有方案中冷气仅经过一个冷却腔体，本结构的过渡段支板结构可以增加冷气的流动行程，可以对支板本体进行充分降温；通过将斜肋组件设置在冷却腔体中，可以使得冷气主流在流经斜肋组件时附着在斜肋组件的表面并形成漩涡，可以显著的提高换热系数，并通过将导流件设置在相邻的冷却腔体的连通处，可以对冷气进行引导，消除冷气的流动盲区，降低相邻冷却腔体之间的温度梯度，进而实现过渡段支板结构对冷气的高效冷却，有效地提高了过渡段支板结构的实用性。
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