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公开(公告)号：CN117905533A
公开(公告)日：2024-04-19
申请号：CN202410169960.4
申请日：2024-02-06
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导向冷却叶片，包括：叶背和叶盆围合形成的叶腔、多个隔板；其中，多个隔板将叶腔划分为多个腔；第一腔为独立提供冷气流路的腔，且第一腔设置于冷却叶片的前缘；其余腔为提供冷气廻流流路的腔，且其余腔设置于冷却叶片的中弦区；冷却叶片的尾缘为锯齿状结构，且在尾缘开设多个尾缘中孔；在各腔内及腔之间的过渡段均布置粗糙肋。本发明冷气进入前腔，流经前腔内壁的前缘、叶盆和叶背部位分布的粗糙肋，对受燃气直接冲击的叶片前缘进行强化对流冷却，取得良好的冷却效果的同时，冷气从下缘板流出后用于发动机空气系统封严，冷气得以高效重复利用。
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公开(公告)号：CN118167443A
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202410404700.0
申请日：2024-04-03
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: F01D9/02 , F01D17/14 , G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/02
Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种变几何导叶通道结构、其设计方法及涡轮发动机，变几何导叶通道结构包括：至少部分上流道壁由温度记忆合金制成的第一变形部；叶片设置于上流道壁与下流道断壁之间，相邻的两个叶片之间形成喉部区域，第一变形部对应喉部区域设置；当变几何导叶通道结构由低工况状态变为高工况状态，第一变形部向远离叶片的方向扩张，当变几何导叶通道结构由高工况状态变为低工况状态，第一变形部向靠近叶片的方向缩回。本发明通过在上流道壁上设置温度记忆合金制成的第一变形部，能够在较大的范围内，实现对变几何导叶通道流通能力的调节，且不受限于叶片的角度，不会带来额外的涡轮间隙泄漏流损失和端壁二次流损失。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111577397B
公开(公告)日：2022-12-06
申请号：CN202010468303.1
申请日：2020-05-28
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: F01D5/18
Abstract: 本公开涉及航空技术领域，尤其涉及一种涡轮叶片及航空发动机。该涡轮叶片包括叶根部和叶身部，其中：叶根部具有第一进气口和第二进气口；叶身部设于叶根部，叶身部具有相互独立的第一空腔和第二空腔；第一空腔连通第一进气口，并在叶身部远离叶根部的一侧具有第一出气口；第二空腔连通第二进气口，并在叶身部远离叶根部的一侧具有第二出气口；第一空腔和第二空腔内均设有由多个交叉布置的肋板组成的肋冷却结构。该涡轮叶片增加了冷却换热面积，不但使得消耗的冷气量较少、降温效果较好，而且延长了使用寿命，进而保证航空发动机能够长期安全使用。
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公开(公告)号：CN111577397A
公开(公告)日：2020-08-25
申请号：CN202010468303.1
申请日：2020-05-28
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: F01D5/18
Abstract: 本公开涉及航空技术领域，尤其涉及一种涡轮叶片及航空发动机。该涡轮叶片包括叶根部和叶身部，其中：叶根部具有第一进气口和第二进气口；叶身部设于叶根部，叶身部具有相互独立的第一空腔和第二空腔；第一空腔连通第一进气口，并在叶身部远离叶根部的一侧具有第一出气口；第二空腔连通第二进气口，并在叶身部远离叶根部的一侧具有第二出气口；第一空腔和第二空腔内均设有由多个交叉布置的肋板组成的肋冷却结构。该涡轮叶片增加了冷却换热面积，不但使得消耗的冷气量较少、降温效果较好，而且延长了使用寿命，进而保证航空发动机能够长期安全使用。
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公开(公告)号：CN107725115B
公开(公告)日：2019-07-30
申请号：CN201710293032.9
申请日：2017-04-28
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: F01D5/18
Abstract: 本发明公开了一种航空发动机热端部件的翼型气膜孔及电极。航空发动机热端部件的翼型气膜孔，包括冷气入口和冷气出口，翼型气膜孔的中心孔轴与热端部件壁体呈倾斜夹角α布设，翼型气膜孔的孔展向宽度由冷气入口向冷气出口方向逐渐增加且孔厚度逐渐变薄，以使从冷气入口流入的冷气逐渐向两侧扩展并沿逐渐变薄的冷气出口减速喷出后贴附在冷气出口外的热端部件外表面上流动。一方面使得冷气从出口喷出后易于贴附在热端部件的壁面上，另一方面使得冷气进入高温燃气的速度较小，减小燃气和冷气的气动掺混损失，提高涡轮叶片的气动效率。制造加工简单、高效。
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公开(公告)号：CN116857019A
公开(公告)日：2023-10-10
申请号：CN202310767852.2
申请日：2023-06-27
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: F01D5/18
Abstract: 本发明涉及一种用于涡轮叶片尾缘的扰流柱与凹坑组合冷却结构，属于航空发动机及燃气轮机涡轮叶片的冷却技术领域，设置在涡轮叶片的尾缘，包括：扰流柱，所述扰流柱阵列连接涡轮叶片的叶背与叶盆，所述扰流柱设置在涡轮叶片的叶片尾缘内腔里；凹坑，所述叶片尾缘内腔的内壁上设有若干个凹坑；所述扰流柱阵列设置为多排展向错开排列，相邻的两排扰流柱之间设置多排凹坑。本发明适用于高热力循环参数发动机的涡轮叶片冷却，该冷却结构的内腔换热能力强，冷却效果好，相比常规的尾缘扰流柱阵列冷却结构，具有更好的换热能力及更小的冷气流阻损失。
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公开(公告)号：CN107725115A
公开(公告)日：2018-02-23
申请号：CN201710293032.9
申请日：2017-04-28
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: F01D5/18
CPC classification number: F01D5/186
Abstract: 本发明公开了一种航空发动机热端部件的翼型气膜孔及电极。航空发动机热端部件的翼型气膜孔，包括冷气入口和冷气出口，翼型气膜孔的中心孔轴与热端部件壁体呈倾斜夹角α布设，翼型气膜孔的孔展向宽度由冷气入口向冷气出口方向逐渐增加且孔厚度逐渐变薄，以使从冷气入口流入的冷气逐渐向两侧扩展并沿逐渐变薄的冷气出口减速喷出后贴附在冷气出口外的热端部件外表面上流动。一方面使得冷气从出口喷出后易于贴附在热端部件的壁面上，另一方面使得冷气进入高温燃气的速度较小，减小燃气和冷气的气动掺混损失，提高涡轮叶片的气动效率。制造加工简单、高效。
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