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公开(公告)号：CN119778093A
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202510024638.7
申请日：2025-01-07
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本发明涉及涡轮结构设计技术领域，公开了一种波转子涡轮及航空发动机，波转子涡轮包括：毂筒、涡轮叶片、端板和点火器。毂筒适于围绕第一输出轴可旋转设置；涡轮叶片设置有若干个，若干个涡轮叶片间隔设置于毂筒上，相邻的两个涡轮叶片与毂筒围合形成燃烧室；端板设置有两个，两个端板分别设置于毂筒的两端，端板固定设置，端板上开设有至少一个开口，开口与每个燃烧室周期性连通设置；点火器设置于端板上，点火器与开口间隔设置。本发明采用了波转子涡轮一体化技术，将常规发动机的燃烧室和涡轮两个部件整合为一个部件，同时将双转子结构简化为单转子结构，可大幅降低系统复杂性，提高功重比和能量利用率，具备缩短发动机轴向长度的良好潜力。
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公开(公告)号：CN118548120A
公开(公告)日：2024-08-27
申请号：CN202410462039.9
申请日：2024-04-17
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: F01D5/18
Abstract: 本发明涉及涡轮叶片气膜冷却技术领域，具体公开了一种用于涡轮叶片四方簸箕气膜孔及涡轮叶片，四方簸箕气膜孔包括相互连接的进气口段和出气口段，进气口段靠近气膜孔的进气口端，出气口段靠近气膜孔的出气口，进气口段呈圆柱形，出气口段呈四方簸箕形。该四方簸箕气膜孔在低吹风比和高吹风比条件下均具有很好的贴壁性，表现出优良的冷却特性。且随着吹风比的增大，叶片气膜孔后方壁面平均温度持续降低，其对叶片具有很好的保护作用。
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公开(公告)号：CN116591859A
公开(公告)日：2023-08-15
申请号：CN202310473166.4
申请日：2023-04-27
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本发明公开了一种微通道式强冷尾喷管及航空发动机，微通道式强冷尾喷管包括喷管本体，喷管本体的管壁内设置过流通道，燃气在喷管本体的管腔内从前端向后端方向流动，换热工质从喷管本体后端设置的进口流入，在过流通道内流动，从喷管本体前端设置的出口流出，换热工质在过流通道内流动的过程中，通过喷管本体的管壁与燃气进行热传递，从而将燃气中的热量传递到换热工质中，以实现对燃气热量的重复利用。该微通道式强冷尾喷管将过流通道设置于喷管本体的管壁内，实现一体化设计，结构紧凑，通过管壁进行热传导，换热效率高，同时可降低喷管本体的管壁面温度和燃气温度，进而减少尾喷管的红外辐射，提高喷管本体的使用寿命，降低成本。
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公开(公告)号：CN116291760A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310228358.9
申请日：2023-03-06
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: F01D9/04
Abstract: 本发明公开了一种基于陶瓷基复合材料叶身的涡轮导向器，包括：内缘板、叶身以及外固定套，所述内缘板以及所述外固定套均为金属材质，所述叶身为陶瓷基复合材料，所述内缘板和所述外固定套均为环形结构，所述内缘板设置在所述外固定套的内侧，所述内缘板与所述外固定套之间圆周等距分布有若干个所述叶身。本发明中，叶身材料为陶瓷基复合材料制成，而用于固定叶身的内缘板、外缘板以及外罩均使用金属材料制成，利用陶瓷基复合材料的耐高温以及低密度的特性，涡轮导向叶片组件在高温工作条件下强度高，寿命长，且降低了对冷却气的需求，可提升航空发动机和燃气轮机的总体性能，以达到发动机减重、提升涡轮前温度、简化冷却系统等目的。
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公开(公告)号：CN116122915A
公开(公告)日：2023-05-16
申请号：CN202310088608.3
申请日：2023-02-02
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: F01D5/18
Abstract: 本发明涉及涡轮转子叶片技术领域，具体涉及一种涡轮转子叶片冷却结构。一种涡轮转子叶片冷却结构，包括：叶片本体，包括叶身和叶根，叶根设置在叶身的底部，叶身内具有沿弦向依次设置的前缘区、中弦区和尾缘区，前缘区、中弦区和尾缘区内均设置有至少一个冷却通道；叶根上设置与冷却通道连通使冷气流入冷却通道的进气通道；前缘区冷却通道与进气通道之间具有冲击隔板，尾缘区冷却通道与进气通道也具有冲击隔板，冲击隔板上设置有冲击孔，进气通道内的冷空气适于通过冲击孔分别进入前缘区冷却通道和尾缘区冷却通道内，冲击前缘区和尾缘区。在冲击隔板上设置冲击孔，可使进气通道内的冷气冲击前缘区和尾缘区，并为前缘区和尾缘区进行降温冷却。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115013453A
公开(公告)日：2022-09-06
申请号：CN202210757899.6
申请日：2022-06-29
Applicant: 中国航发湖南动力机械研究所
Abstract: 本发明公开了一种离合器冷却系统，将冷气入口布设于转接机匣的外壁上，并使转接机匣与连接机匣密封连接，以使从冷气入口进入转接机匣的内腔的冷却只能流入输入轴的内腔内，再通过输入通气孔使得冷气进入摩擦片腔内，以对摩擦片构造进行冷却，然后通过输出通气孔流入离合器轴外腔内，最后经安装壳体上的冷气出口流出外界；本方案通过连接机匣、转接机匣、输入轴、安装壳体、输出轴、中间轴相互协同配合，形成路线相对固定的先轴心通气再径向外流的冷气流路对冷气进行强制引导，以使冷气必须流经摩擦片腔，进而在离心力作用下对摩擦片构造进行冷却，从而高效的降低摩擦片构造的温度，相对于现有技术，冷却效果显著，实用性强，适于广泛推广和应用。
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公开(公告)号：CN113638777A
公开(公告)日：2021-11-12
申请号：CN202111059346.5
申请日：2021-09-10
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外环卡箍、涡轮外环的冷却结构、涡轮及发动机，所述涡轮外环卡箍包括顶圆和支点；所述支点设置于所述顶圆下方；所述涡轮外环卡箍为带有缺口的环形结构；所述顶圆，用于承受冷却气冲击冷却，并对冷却气进行分流；所述支点为定位点，用于支撑涡轮外环卡箍。涡轮外环的冷却结构包括机匣、涡轮外环、涡轮外环卡箍和封严片。涡轮包括涡轮外环的冷却结构。发动机包括涡轮。本发明通过设置涡轮外环卡箍，将局部冲击强化冷却方式转换为均匀对流冷却方式；增加涡轮外环卡箍后，涡轮外环更加紧固；涡轮外环卡箍具有两个支点，安装更稳固；涡轮外环卡箍具有易装配、自固定等特点，无需增加其他装配工艺。
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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：CN113638777B
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202111059346.5
申请日：2021-09-10
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外环卡箍、涡轮外环的冷却结构、涡轮及发动机，所述涡轮外环卡箍包括顶圆和支点；所述支点设置于所述顶圆下方；所述涡轮外环卡箍为带有缺口的环形结构；所述顶圆，用于承受冷却气冲击冷却，并对冷却气进行分流；所述支点为定位点，用于支撑涡轮外环卡箍。涡轮外环的冷却结构包括机匣、涡轮外环、涡轮外环卡箍和封严片。涡轮包括涡轮外环的冷却结构。发动机包括涡轮。本发明通过设置涡轮外环卡箍，将局部冲击强化冷却方式转换为均匀对流冷却方式；增加涡轮外环卡箍后，涡轮外环更加紧固；涡轮外环卡箍具有两个支点，安装更稳固；涡轮外环卡箍具有易装配、自固定等特点，无需增加其他装配工艺。
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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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