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公开(公告)号：CN116641759A
公开(公告)日：2023-08-25
申请号：CN202310542094.4
申请日：2023-05-15
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: F01D5/14
Abstract: 本发明提供了一种基于刮削涡控制的涡轮转子双凹槽叶顶结构，包括三条肋条，分别为压力侧肋条、吸力侧肋条及中部肋条，三段肋条均位于无冠涡轮转子叶片顶部，压力侧肋条、吸力侧肋条前尾缘相连接，在转子叶片的叶顶中部形成凹槽；中部肋条将凹槽分割为两个子凹槽，靠近压力侧肋条一侧的为压力侧凹槽，靠近吸力侧肋条的一侧为吸力侧凹槽。本发明充分利用了叶顶凹槽结构，形成了双重的气动错齿式篦齿封严结构，并增大了泄漏流与肋条顶部夹角，增强了肋条顶部分离泡，减小了泄漏流有效流通面积，从而抑制了叶尖泄漏流动，降低了叶尖泄漏流动的流量及动量，减小了叶尖泄漏流与主流的掺混损失，降低了涡轮的气动损失，提升了涡轮的气动性能。
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公开(公告)号：CN114776389A
公开(公告)日：2022-07-22
申请号：CN202210276939.5
申请日：2022-03-16
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明提供了一种具有缘板台阶机匣的带冠涡轮，包括机匣和轮毂，所述轮毂上沿圆周均匀安装有叶片，所述轮毂和叶片均安装在机匣里，所述叶片端部的圆周上安装有叶冠，所述叶冠外壁上安装篦齿，所述叶冠、篦齿与其顶部的机匣壁面之间形成间隙，所述篦齿将叶冠容腔分为进口腔、篦齿齿腔以及出口腔，所述进口腔和出口腔顶部的机匣壁面均设置有缘板台阶，所述出口腔顶部的缘板台阶后接有光滑曲线过渡。
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公开(公告)号：CN114776389B
公开(公告)日：2024-03-12
申请号：CN202210276939.5
申请日：2022-03-16
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明提供了一种具有缘板台阶机匣的带冠涡轮，包括机匣和轮毂，所述轮毂上沿圆周均匀安装有叶片，所述轮毂和叶片均安装在机匣里，所述叶片端部的圆周上安装有叶冠，所述叶冠外壁上安装篦齿，所述叶冠、篦齿与其顶部的机匣壁面之间形成间隙，所述篦齿将叶冠容腔分为进口腔、篦齿齿腔以及出口腔，所述进口腔和出口腔顶部的机匣壁面均设置有缘板台阶，所述出口腔顶部的缘板台阶后接有光滑曲线过渡。
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公开(公告)号：CN116537885A
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202310642656.2
申请日：2023-06-01
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明提供一种用于抑制叶尖泄漏涡破碎的涡轮叶片，基于采用传统凹槽叶顶的涡轮叶片，将吸力侧肋条和压力侧肋条均设计为倾斜的；吸力侧肋条两侧壁面倾斜方向不同，其外壁面朝间隙外倾斜，其内壁面则朝间隙内倾斜的；压力侧肋条整体都是朝向间隙外倾斜的，即压力侧肋条内外壁面均朝间隙外倾斜。所述叶片的肋条倾斜段线型均为圆弧，其造型根据倾斜角度和倾斜段的高度确定。不同横截面位置，肋条的倾斜角度不同，保证肋条倾斜的光滑过渡。本发明的优势在于，通过上述涡轮叶片，可以抑制叶尖泄漏涡的破碎，降低破碎引起的掺混损失；该结构还可进一步降低叶尖泄漏流量，从而减小泄漏流与主流的掺混损失，从而显著提升涡轮的气动性能。
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公开(公告)号：CN114991876A
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210836144.5
申请日：2022-07-15
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明提供一种部分冠涡轮叶冠周向造型设计方法，部分冠结构在B2B截面上的造型包括三类曲线：圆弧、直线以及叶顶叶型曲线的等距曲线，进口腔处，进口腔等距曲线、进口腔压力侧圆弧、进口腔直线、进口腔吸力侧圆弧依次连接；出口腔处，出口腔圆弧、出口腔直线、出口腔等距曲线依次连接。本发明的这种造型方法在保障气动性能的同时尽可能减小叶冠结构重量。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115114750A
公开(公告)日：2022-09-27
申请号：CN202210848016.2
申请日：2022-07-19
Applicant: 北京航空航天大学 , 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/27 , G06N3/12 , G06F119/14 , G06F111/10 , G06F111/04
Abstract: 本发明公开了宽工况动力涡轮多工作点优化方法，对每个单工作点的设计转速值，利用带约束的组合差分进化算法，即对宽工况动力涡轮的每个单工作点进行反问题优化设计计算并求解涡轮优化设计所需的数学模型，得到每个设计转速值下的最优解，所述最优解包括：最佳流道几何参数；根据所述宽工况动力涡轮的多工作点的设计参数，对所述每个设计转速值下的最优解对应的宽工况动力涡轮进行正问题计算，得到不同工作点的宽工况动力涡轮效率；构造宽工况动力涡轮综合性能评价指标模型，计算得到宽工况动力涡轮综合性能评价指标值，即得到宽工况动力涡轮的最佳性能值。
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公开(公告)号：CN114912227A
公开(公告)日：2022-08-16
申请号：CN202210726424.0
申请日：2022-06-23
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/17 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种向心涡轮非稳态相似方法，结合现有的稳态相似准则，以及向心涡轮的重要非稳态特征，建立适用于涡轮非稳态过程的时变相似准则数，包括时变膨胀比以及时变比转速；根据无量纲条件下时变相似准则的一致性，确定实验条件下时间尺度以及输入气动热力条件变化规律，包括进口总压、进口总温、出口背压和转速。采用本方法，可以更好的保证非稳态实验准确有效的反映向心涡轮实际非稳态过程，降低实验成本。
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公开(公告)号：CN115114750B
公开(公告)日：2024-07-02
申请号：CN202210848016.2
申请日：2022-07-19
Applicant: 北京航空航天大学 , 中国航发湖南动力机械研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/27 , G06N3/126 , G06F119/14 , G06F111/10 , G06F111/04
Abstract: 本发明公开了宽工况动力涡轮多工作点优化方法，对每个单工作点的设计转速值，利用带约束的组合差分进化算法，即对宽工况动力涡轮的每个单工作点进行反问题优化设计计算并求解涡轮优化设计所需的数学模型，得到每个设计转速值下的最优解，所述最优解包括：最佳流道几何参数；根据所述宽工况动力涡轮的多工作点的设计参数，对所述每个设计转速值下的最优解对应的宽工况动力涡轮进行正问题计算，得到不同工作点的宽工况动力涡轮效率；构造宽工况动力涡轮综合性能评价指标模型，计算得到宽工况动力涡轮综合性能评价指标值，即得到宽工况动力涡轮的最佳性能值。
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公开(公告)号：CN114912227B
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202210726424.0
申请日：2022-06-23
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/17 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种向心涡轮非稳态相似方法，结合现有的稳态相似准则，以及向心涡轮的重要非稳态特征，建立适用于涡轮非稳态过程的时变相似准则数，包括时变膨胀比以及时变比转速；根据无量纲条件下时变相似准则的一致性，确定实验条件下时间尺度以及输入气动热力条件变化规律，包括进口总压、进口总温、出口背压和转速。采用本方法，可以更好的保证非稳态实验准确有效的反映向心涡轮实际非稳态过程，降低实验成本。
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公开(公告)号：CN115142903B
公开(公告)日：2024-01-09
申请号：CN202210922739.2
申请日：2022-08-02
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明提供一种用于提升带冠涡轮封严性能的机匣，该机匣内部安装有轮毂，以及在轮毂上沿圆周均匀安装的叶片，叶片端部所组成的圆周上安装有叶冠，叶冠外壁安装篦齿，机匣在与篦齿相对应的地方设有一个宽槽，叶冠及篦齿与其顶部的宽槽内壁面之间形成间隙。本发明通过数值模拟的计算已经验证能够提升带冠涡轮的级效率，且其结构简单，更具有实用价值。
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