公开(公告)号：CN113642130B

公开(公告)日：2024-04-02

申请号：CN202110982956.6

申请日：2021-08-25

Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所

Inventor： 李洋 ,  闫红雨 ,  邱长波 ,  郑献武 ,  赵尊盛 ,  薛树林

IPC: G06F30/17 ,  G06F17/12

Abstract: 本发明提供一种叶片内腔设计方法、机器可读存储介质和数据处理设备，所述叶片内腔设计方法包括步骤：确定内腔前缘；确定内腔尾缘；确定壁厚偏置的起止型值点。本发明的叶片内腔设计方法是基于垂直偏置的涡轮叶片内腔曲线参数化设计方法，相比常规的内腔造型方法操作简单，效率更高，可实现涡轮内腔快速精准造型，避免了现有内腔型线设计法中复杂的中弧线求解操作，设计效率得到提高，同时前缘尾缘造型更精准，结构优化易于控制，为叶片二维冷却结构的快速迭代设计提供基础。

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

Inventor： 薛树林 ,  李洋 ,  吴超 ,  董丽坤 ,  罗安阳

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。

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

Inventor： 薛树林 ,  王漳军 ,  孙瑞嘉 ,  钟滨涛 ,  谢昌坦

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。

公开(公告)号：CN113609615A

公开(公告)日：2021-11-05

申请号：CN202110886929.9

申请日：2021-08-03

Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所

Inventor： 李维 ,  李洋 ,  贺宜红 ,  董奇 ,  喻雷 ,  薛树林

IPC: G06F30/17 ,  G06F30/20 ,  F01D5/18 ,  G06F111/10 ,  G06F113/08 ,  G06F119/08

Abstract: 本发明公开了一种涡轮叶片多排气膜冷效修正计算方法，包括如下步骤：步骤一：确定各排气膜的孔径、孔数、冷气量、冷气温度、吹风比及动量比等设计参数；步骤二：确定各排气膜径向最小R值、最大R值，及二者对应的沿叶型起始无量纲弧长；步骤三：针对各排气膜的叶身修正截面高度计算；步骤四：各修正截面对应气膜孔排的沿叶型起始无量纲弧长位置计算；步骤五：单排气膜孔在各修正截面的冷效计算及修正结果；步骤六：多排气膜孔冷效计算叠加及气膜修正；步骤七：输出全叶身表面的气膜修正结果。本发明通过无量纲定位方式快速对气膜孔的位置进行调整并计算，提高了气膜修正的计算效率；采用单排全更新方法，可以随时增加或减少气膜。

公开(公告)号：CN111783306A

公开(公告)日：2020-10-16

申请号：CN202010642812.1

申请日：2020-07-06

Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所

Inventor： 李洋 ,  刘涛 ,  贺宜红 ,  薛树林 ,  赵兰芳 ,  董丽坤 ,  陈文彬

IPC: G06F30/20 ,  F01D5/18 ,  F01D9/02 ,  F01D25/12 ,  G06F119/08

Abstract: 本公开提供了一种涡轮叶片冷气量与冷效特性分析方法，属于冷却分析技术领域，该分析方法包括：获取涡轮叶片的燃气侧进口参数、一维流道参数、叶片参数和燃气侧换热系数hg；确定涡轮叶片的冷却设计参数；开始迭代步骤，确定预估冷气量 根据燃气侧进口参数、一维流道参数、叶片参数、燃气侧换热系数hg、冷却设计参数和预估冷气量 获得实际冷气量 获取预估冷气量 与实际冷气量 的差值x，以及预估冷气量 和实际冷气量 的平均值y，令比较λ与1％的大小；若λ≤1％，则输出实际冷气量 与冷却设计参数，获得涡轮叶片冷气量与冷效特性分析结果；若λ＞1％，则转至开始迭代步骤，并用实际冷气量 更新预估冷气量 直至λ≤1％。该分析方法适用于不同冷却结构的涡轮叶片，适用范围更广。

公开(公告)号：CN111485956A

公开(公告)日：2020-08-04

申请号：CN202010330934.7

申请日：2020-04-24

Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所

Inventor： 谢昌坦 ,  陈杜 ,  孙瑞嘉 ,  薛树林 ,  胡颂军

IPC: F01D5/18

Abstract: 本公开涉及燃气涡轮发动机技术领域，提出了一种涡轮导向冷却叶片，包括主体、第一隔板以及多个气膜孔，主体包括前缘和尾缘；第一隔板设置在主体内部，以在主体内部形成相独立的第一腔体和第二腔体，第一腔体位于主体靠近前缘的一侧，第二腔体位于主体靠近尾缘的一侧，第一隔板上设置有通气孔，第一腔体和第二腔体通过通气孔相连通；多个气膜孔均设置在主体上，多个气膜孔分别与第一腔体和第二腔体相连通；其中，气膜孔为第一通孔，气膜孔由气膜孔的中部朝向主体外表面的方向形成第一渐扩开口。第一渐扩开口的设置提高了冷气在主体外表面分布的均匀性及冷却效率，解决了现有技术中的涡轮导向叶片冷却性能较差的问题。

公开(公告)号：CN119198049A

公开(公告)日：2024-12-27

申请号：CN202411416816.2

申请日：2024-10-11

Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所

Inventor： 方华 ,  陈兵 ,  付金辉 ,  薛树林 ,  罗昕 ,  黄梦薇

IPC: G01M13/00

Abstract: 本发明公开了一种高温冷效试验装置及试验方法，试验装置包括：流道结构，具有内流道，构造呈与发动机的燃气流通通道匹配；流道结构包括内层壁和外层壁，内层壁的内腔为内流道，内层壁和外层壁之间形成夹层腔，流道结构的入口端设置进水构造，用于导入冷却液至夹层腔内，流道结构的出口端设置出水构造，用于导出夹层腔内的冷却液；安装结构，设置于流道结构，用于安装叶片组件；进气连接构造，设置于流道结构的入口端，用于与试验车台的燃油加温器的出口端连接；排气连接构造，设置于流道结构的出口端，用于与排气管道连接。

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

Inventor： 王入辉 ,  李洋 ,  薛树林 ,  刘丽平 ,  郭宇航 ,  凌季 ,  胡彦孜

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。

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

Inventor： 李洋 ,  李维 ,  苏志敏 ,  薛树林 ,  刘丽平 ,  陈文彬

IPC: F01D9/02 ,  F01D25/12

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。

公开(公告)号：CN111485956B

公开(公告)日：2022-11-25

申请号：CN202010330934.7

申请日：2020-04-24

Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所

Inventor： 谢昌坦 ,  陈杜 ,  孙瑞嘉 ,  薛树林 ,  胡颂军

IPC: F01D5/18

Abstract: 本公开涉及燃气涡轮发动机技术领域，提出了一种涡轮导向冷却叶片，包括主体、第一隔板以及多个气膜孔，主体包括前缘和尾缘；第一隔板设置在主体内部，以在主体内部形成相独立的第一腔体和第二腔体，第一腔体位于主体靠近前缘的一侧，第二腔体位于主体靠近尾缘的一侧，第一隔板上设置有通气孔，第一腔体和第二腔体通过通气孔相连通；多个气膜孔均设置在主体上，多个气膜孔分别与第一腔体和第二腔体相连通；其中，气膜孔为第一通孔，气膜孔由气膜孔的中部朝向主体外表面的方向形成第一渐扩开口。第一渐扩开口的设置提高了冷气在主体外表面分布的均匀性及冷却效率，解决了现有技术中的涡轮导向叶片冷却性能较差的问题。