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公开(公告)号：CN112855348A
公开(公告)日：2021-05-28
申请号：CN202110269855.4
申请日：2021-03-12
Applicant: 西北工业大学
IPC: F02C7/047
Abstract: 本发明一种前缘带有冲击‑气膜结构的双层壁帽罩防冰系统，属于航空发动机帽罩防冰技术领域；包括帽罩内壁面、帽罩外壁面和冲击孔板，帽罩内、外壁面之间的环形间隙构成热气通道；冲击孔板中心处开有冲击孔，与帽罩前缘壁面之间的空腔为帽罩前缘冲击内腔；帽罩前缘壁面沿周向均布有多个气膜孔，气膜孔的中心轴与帽罩的中心轴的夹角为90°，孔型为圆柱孔；多个气膜孔所在平面与帽罩前缘倒圆面的距离为L，该距离与冲击孔直径D的比值为1.2～2.4；热气从热气进口流入热气通道，与帽罩内壁面进行对流换热后经冲击孔板上的冲击孔进入帽罩前缘冲击内腔，然后与帽罩前缘进行冲击换热和对流换热，最终经气膜孔流出与帽罩外壁面进行换热。
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公开(公告)号：CN112855347A
公开(公告)日：2021-05-28
申请号：CN202110269853.5
申请日：2021-03-12
Applicant: 西北工业大学
IPC: F02C7/047
Abstract: 本发明一种带有双层壁冲击与前缘冲击‑气膜的帽罩防冰传热结构，属于航空发动机帽罩气热防冰技术领域；包括冲击孔板、帽罩双层壁内壁、帽罩双层壁外壁、帽罩前缘壁面、气膜孔和帽罩内壁冲击孔；多个气膜孔沿周向均布于帽罩前缘壁面，帽罩内壁冲击孔沿帽罩双层壁内壁母线呈线性阵列分布，沿母线方向孔间距与帽罩前缘冲击孔直径D的比为1～3；进气腔内的热气通过帽罩内壁冲击孔垂直冲击帽罩双层壁外壁面，与帽罩双层壁内壁换热后沿热气通道通过帽罩前缘冲击孔喷射至帽罩前缘冲击内腔，与帽罩前缘壁面换热后通过气膜孔流出，与帽罩外部进行换热。该结构具有良好的综合加热特性，另外该结构较好的加工可实施性；可用于各种航空发动机整流帽罩中。
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公开(公告)号：CN113107607B
公开(公告)日：2023-05-26
申请号：CN202110391292.6
申请日：2021-04-13
Applicant: 西北工业大学
IPC: F01D5/18
Abstract: 本发明提出了一种尾缘带有肋上贯穿缝的涡轮导叶结构，通过在分隔肋上开贯穿缝，当冷却气流在通过出流缝以后，部分冷却气可以通过分隔肋上的贯穿缝对分隔肋内部进行冷却，在不增加冷气流量的情况下同时增强了分隔肋内壁面与侧壁面的对流换热强度，提高尾缘的综合冷却效果；优选贯穿缝为斜缝，冷却气流在经过分隔肋时，在分隔肋影响下产生的冷气涡强度会有所减弱，有助于削弱唇板脱落涡与冷气涡流的相互作用，提高分隔肋表面的气膜冷却效率。本发明设计合理，结构简单，在分隔肋侧壁面上开设斜缝，不仅具有良好的传热与冷却特性，且具有较好的加工一体性，更具可实施性。
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公开(公告)号：CN113107608B
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202110391293.0
申请日：2021-04-13
Applicant: 西北工业大学
IPC: F01D5/18
Abstract: 本发明提出的一种用于涡轮叶片尾缘的扰流螺纹孔冷却结构，设置在涡轮叶片尾缘区域，通过将涡轮叶片尾缘压力面的部分壁面切去，只保留吸力面一侧的壁面以及设置若干分隔肋而形成；在分隔肋上开有沿冷却气流流向，且贯穿分隔肋的圆柱形冷却孔；圆柱形冷却孔的中心线与尾缘冷气进气腔的中心线平行；圆柱形冷却孔内部带有扰流螺纹。本发明通过螺纹孔内的冷却气流可以对分隔肋内外表面产生显著的冷却效果，通过孔内部的扰流螺纹结构增大换热面积、增强分隔肋内表面的对流换热强度，同时也可以增强吸力面壁面的内部换热，弥补劈缝分隔肋冷却设计的空白，提高尾缘的综合冷却效果。
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公开(公告)号：CN112178693B
公开(公告)日：2022-04-19
申请号：CN202011159457.9
申请日：2020-10-27
Applicant: 西北工业大学
IPC: F23R3/00
Abstract: 本发明一种用于波纹隔热屏的偏置孔排加圆柱孔排组合冷却结构，属于航空发动机燃烧室的冷却技术领域；包括波纹隔热屏板以及设置于波纹隔热屏板上的偏置气膜孔排和圆柱孔排；所述波纹隔热屏板为圆筒结构，其内为燃气通道，由圆筒形波纹隔热屏板和燃烧室外筒体组成的环形通道形成冷气通道；所述波纹隔热屏板的每个波纹都包括迎风面和背风面，所述迎风面沿圆筒形波纹隔热屏板的轴向均布有2‑3排偏置气膜孔排，所述背风面沿圆筒形波纹隔热屏板的轴向均布有3‑4排圆柱孔排；通过在波纹板主流背风面布置多排偏置气膜孔排和迎风面布置多排圆柱气膜孔排而成，该结构可用于涡扇发动机加力燃烧室或冲压发动机燃烧室。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113225997A
公开(公告)日：2021-08-06
申请号：CN202110523926.9
申请日：2021-05-13
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明一种带多级圆柱形凸台的强化冲击换热结构，属于强化冲击换热领域；包括冲击板、冲击孔和冲击靶板，还包括设置于冲击靶板上的多级圆柱形凸台，所述多级圆柱形凸台与冲击板上的冲击孔同轴相对设置；所述多级圆柱形凸台为阶梯柱状结构，位于底部的圆柱凸台为第一级凸台，直径为D1，从底部到顶部各级圆柱凸台直径递减；所述冲击孔的直径为D。圆柱形的多级凸台使得冷气相较于平板冲击换热结构的压力损失变化不大，可保证在5％以内，但换热系数明显增大，在冲击雷诺数Re取22500时，无量纲范围X/D＝1，3，5内(D为冲击孔直径)，换热系数增幅为51.74％，36.30％，29.22％。即在冲击冷气流量变化不大的基础上，增大了换热面积和换热系数，从而提了冲击换热性能。
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公开(公告)号：CN113107604A
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN202110391294.5
申请日：2021-04-13
Applicant: 西北工业大学 , 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明提出了一种带有凹槽喷淋前缘冷却的高压涡轮导叶结构，包括叶片前缘吸力面、叶片前缘压力面；叶片前缘几何驻点出具有沿叶高方向的凹槽结构，凹槽结构宽度方向两侧与叶片前缘吸力面以及叶片前缘压力面通过倒圆面过渡；在凹槽结构内以及凹槽结构宽度方向两侧的叶片前缘吸力面以及叶片前缘压力面上布置有喷淋冷却结构；喷淋冷却结构为沿叶高方向排列的多排气膜孔。本发明将凹槽应用于叶片前缘，一方面带来更加均匀的气膜覆盖效果，并降低前缘外表面的换热强度，延长叶片使用寿命；另一方面凹槽结构需要削除少部分叶片，符合航空发动机各部件的减重要求。采用本发明的带有凹槽喷淋前缘冷却的高压涡轮导叶结构可以实现更佳更为均匀的冷却效率。
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公开(公告)号：CN113090391A
公开(公告)日：2021-07-09
申请号：CN202110510604.0
申请日：2021-05-11
Applicant: 西北工业大学 , 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: F02C7/047
Abstract: 本发明一种带有气膜孔与前缘冲击的帽罩防冰传热结构，属于航空发动机帽罩前缘气热防冰技术领域；包括冲击孔板、帽罩前缘壁面、帽罩内壁和帽罩外壁，帽罩内壁和帽罩外壁之间的环形间隙构成双层壁间热气通道，帽罩内壁内的空腔为进气腔；所述冲击孔板中心处开有直径为D的冲击孔，冲击孔板与帽罩前缘壁面之间的空腔为帽罩前缘冲击内腔；在帽罩外壁上设置有阵列气膜孔；进气腔内的热气通过冲击孔喷射至前缘内腔区域冲击帽罩前缘壁面，通过双层壁间热气通道流动加热外壁面后经气膜孔出流。通过热气与主流冷气的掺混提高了外部与帽罩换热的气体温度，从而实现了外部防冰的目的。同时吹拂空气中的冰晶，雨滴，降低其附着在帽罩表面的可能性。
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公开(公告)号：CN112178693A
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN202011159457.9
申请日：2020-10-27
Applicant: 西北工业大学
IPC: F23R3/00
Abstract: 本发明一种用于波纹隔热屏的偏置孔排加圆柱孔排组合冷却结构，属于航空发动机燃烧室的冷却技术领域；包括波纹隔热屏板以及设置于波纹隔热屏板上的偏置气膜孔排和圆柱孔排；所述波纹隔热屏板为圆筒结构，其内为燃气通道，由圆筒形波纹隔热屏板和燃烧室外筒体组成的环形通道形成冷气通道；所述波纹隔热屏板的每个波纹都包括迎风面和背风面，所述迎风面沿圆筒形波纹隔热屏板的轴向均布有2‑3排偏置气膜孔排，所述背风面沿圆筒形波纹隔热屏板的轴向均布有3‑4排圆柱孔排；通过在波纹板主流背风面布置多排偏置气膜孔排和迎风面布置多排圆柱气膜孔排而成，该结构可用于涡扇发动机加力燃烧室或冲压发动机燃烧室。
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公开(公告)号：CN112177680A
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN202011147402.6
申请日：2020-10-23
Applicant: 西北工业大学
IPC: F01D5/14
Abstract: 本发明公开了一种带有减阻凹坑阵列的高压涡轮叶片结构，在涡轮叶片吸力面上布置两排减阻凹坑阵列；其中中弦减阻凹坑阵列位于叶片吸力面中弦附近区域，尾缘减阻凹坑阵列位于叶片吸力面尾缘附近区域。带有减阻凹坑阵列的高压涡轮叶片结构可使高速气流通过中弦减阻凹坑阵列和尾缘减阻凹坑阵列后能有效贴附在叶片尾缘，减小涡轮级的流动损失。中弦减阻凹坑阵列和尾缘减阻凹坑阵列能有效改善涡轮叶片尾缘区域的流动特性，提高涡轮级效率，从而减小发动机油耗。中弦减阻凹坑阵列和尾缘减阻凹坑阵列能控制边界层中的微小扰动，增加叶片尾缘附近的边界层厚度，降低下游涡轮叶片前缘部分换热系数，提高了涡轮叶片使用寿命。
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