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公开(公告)号：CN113378328A
公开(公告)日：2021-09-10
申请号：CN202110756960.0
申请日：2021-07-05
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: G06F30/17 , F02C9/00 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种用于控制系统的燃气涡轮前温度计算方法，涉及燃气轮机技术领域，通过电子控制器测量和采集计算所需参数，将所得参数发送到控制系统，根据标准天压气机进口流量函数和燃气流量函数，分别计算动力涡轮总功HP总和动力涡轮后燃气比焓H5，再计算动力涡轮前燃气比焓H45、计算动力涡轮前温度T45、由T45计算标准天燃气涡轮前温度T41标，由T41标计算燃气涡轮前温度T41，确定温度修正值Ttrim，由Ttrim计算经修正的燃气涡轮前温度T41trim，以上函数关系和相关系数由发动机特性确定，以数据插值表的形式写入电子控制器存储器中，通过本发明的计算方法，控制系统可以获得精确的燃气涡轮前温度。
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公开(公告)号：CN113374534A
公开(公告)日：2021-09-10
申请号：CN202110641396.8
申请日：2021-06-09
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尾缘劈缝造型方法，包括以下步骤：根据叶片外形参数构造出叶片外形模体；在叶片外形模体上选取出多个不同高度截面内的叶型曲线；根据叶型曲线处的叶片出气角构造出带有劈缝特征参数的叶片内腔型线，并将不同高度截面内的叶片内腔型线拉伸后连接形成叶片内腔模体，以使叶片内腔模体上不同高度截面内的劈缝出流长度、劈缝出流宽度分别相等，且劈缝起始处叶背与叶盆厚度之比相当；在叶片内腔模体上给定劈缝隔板厚度和窗口高度；将叶片内腔模体与叶片外形模体求差，以获得叶片实体模型。本发明的涡轮叶片尾缘劈缝造型方法中，偏劈缝的结构尺寸控制更精确合理、结构优化效率更高，可实现涡轮冷却叶片高效精确优化设计。
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公开(公告)号：CN113374534B
公开(公告)日：2022-08-30
申请号：CN202110641396.8
申请日：2021-06-09
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尾缘劈缝造型方法，包括以下步骤：根据叶片外形参数构造出叶片外形模体；在叶片外形模体上选取出多个不同高度截面内的叶型曲线；根据叶型曲线处的叶片出气角构造出带有劈缝特征参数的叶片内腔型线，并将不同高度截面内的叶片内腔型线拉伸后连接形成叶片内腔模体，以使叶片内腔模体上不同高度截面内的劈缝出流长度、劈缝出流宽度分别相等，且劈缝起始处叶背与叶盆厚度之比相当；在叶片内腔模体上给定劈缝隔板厚度和窗口高度；将叶片内腔模体与叶片外形模体求差，以获得叶片实体模型。本发明的涡轮叶片尾缘劈缝造型方法中，偏劈缝的结构尺寸控制更精确合理、结构优化效率更高，可实现涡轮冷却叶片高效精确优化设计。
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公开(公告)号：CN113378328B
公开(公告)日：2022-04-22
申请号：CN202110756960.0
申请日：2021-07-05
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: G06F30/17 , F02C9/00 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种用于控制系统的燃气涡轮前温度计算方法，涉及燃气轮机技术领域，通过电子控制器测量和采集计算所需参数，将所得参数发送到控制系统，根据标准天压气机进口流量函数和燃气流量函数，分别计算动力涡轮总功HP总和动力涡轮后燃气比焓H5，再计算动力涡轮前燃气比焓H45、计算动力涡轮前温度T45、由T45计算标准天燃气涡轮前温度T41标，由T41标计算燃气涡轮前温度T41，确定温度修正值Ttrim，由Ttrim计算经修正的燃气涡轮前温度T41trim，以上函数关系和相关系数由发动机特性确定，以数据插值表的形式写入电子控制器存储器中，通过本发明的计算方法，控制系统可以获得精确的燃气涡轮前温度。
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