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公开(公告)号：CN116950724A
公开(公告)日：2023-10-27
申请号：CN202311212094.4
申请日：2023-09-20
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明涉及涡轮叶片结构设计技术领域，公开了一种应用于涡轮叶片尾缘的内部冷却结构及其设计方法，采用了多个扰流单元在尾缘区域内呈矩阵式分布的结构，每个扰流单元包括中心扰流柱和四个条形扰流部；四个所述条形扰流部以中心扰流柱为对称中心，呈中心对称分布，一方面可以进一步提高尾缘换热效果，另一方面能够减小尾缘流动阻力，具有结构简单，加工方便，冷却效果好的特点，可应用于各种涡轮叶片尾缘冷却结构。
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公开(公告)号：CN116522826A
公开(公告)日：2023-08-01
申请号：CN202310807480.1
申请日：2023-07-04
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/28 , G06F30/17 , G06F119/18
Abstract: 本发明涉及航空发动机涡轮叶片设计技术领域，公开了涡轮叶片发动机状态流量的预测方法及系统，根据叶片气流流动特点，将涡轮叶片分成多个区域位置，通过各个分区建立流量试验与发动机状态流量的关系，从而计算各个分区的第一实际流量，再根据第一实际流量与理论流量对一维内流计算模型进行修正，得到修正后的各区域的发动机状态流量的一维内流预测模型，该预测模型能够提高涡轮叶片试验状态流量预测精度，拓宽了流量试验的功能和作用，为涡轮叶片发动机状态流量高精度的预估提供了数据支持，具有很好的工程实用价值。
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公开(公告)号：CN115788598A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202310092469.1
申请日：2023-02-10
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: F01D5/18 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/18
Abstract: 本发明提供了一种涡轮叶片气膜孔参数化控制与设计方法，包括：步骤S1，获取涡轮叶片叶身基准截面造型曲线，并生成叶身外型曲面；步骤S2，根据气膜孔冷却设计需求，设计各排气膜孔控制参数；步骤S3，利用该控制参数生成外型面上所有气膜孔的具体参数；步骤S4，利用生成的气膜孔参数完成气膜孔建模。本发明可以根据设计需求，采用特定的弦向、径向控制参数，以及排内分布规律控制函数，实现气冷涡轮叶片气膜孔全参数的控制与高效设计，并生成相关监控数据，供仿真分析、结构建模和制造加工等环节使用，最大程度地保证制造与设计的符合性，提升涡轮叶片气膜孔冷却设计效率和设计目标的符合性。
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公开(公告)号：CN118036378A
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202410187395.4
申请日：2024-02-20
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/23 , G06F30/17 , G06T17/20 , G06F119/08 , G06F113/08
Abstract: 本发明属于航空发动机涡轮叶片设计技术领域，具体涉及一种涡轮叶片带半劈缝尾缘温度场的计算方法，包括以下步骤：确认输入条件，包括光滑叶栅通道进口压力、温度及出口静压，计算叶片外型燃气侧静压及马赫数，针对得到的叶片外表面边界条件，计算叶片外型燃气侧边界条件，通过一维流体网络计算方法计算叶片尾缝处流量，根据尾缝出口流量，对得到的叶片尾缘压力面换热系数和温度进行修正，计算尾缝出口壁面侧边界条件，对叶片尾缘进行网格划分，建立叶片尾缘三维有限元模型，对叶片尾缘三维有限元模型加载燃气侧和冷气侧换热边界，最终计算得到叶片尾缘温度场，总之本发明具有计算速度快、对电脑配置要求低和容易收敛的优点。
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公开(公告)号：CN116522826B
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202310807480.1
申请日：2023-07-04
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/28 , G06F30/17 , G06F119/18
Abstract: 本发明涉及航空发动机涡轮叶片设计技术领域，公开了涡轮叶片发动机状态流量的预测方法及系统，根据叶片气流流动特点，将涡轮叶片分成多个区域位置，通过各个分区建立流量试验与发动机状态流量的关系，从而计算各个分区的第一实际流量，再根据第一实际流量与理论流量对一维内流计算模型进行修正，得到修正后的各区域的发动机状态流量的一维内流预测模型，该预测模型能够提高涡轮叶片试验状态流量预测精度，拓宽了流量试验的功能和作用，为涡轮叶片发动机状态流量高精度的预估提供了数据支持，具有很好的工程实用价值。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115875084B
公开(公告)日：2023-06-30
申请号：CN202310187590.2
申请日：2023-03-02
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: F01D5/18
Abstract: 本发明提供了一种应用于涡轮叶片压力面的层板冷却结构，包括：叶片压力面基体；冲击板，与叶片压力面基体平行间隔设置，冲击板与叶片压力面基体之间形成内腔，冲击板上设置有冲击孔，冲击孔连接冲击板的外侧和内腔；多个鞍马形扰流部，间隔排列于内腔中，每个鞍马形扰流部均包括基座部和两个凸起部，基座部与冲击板或者叶片压力面基体连接，两个凸起部间隔设置在基座部上，且两个凸起部之间形成扰流凹槽。通过在层板通道布置鞍马形扰流部，获得优于长圆型扰流柱排的换热效果，本发明的层板冷却结构，具有方法简单，加工方便，效果明显的特点，可应用于各种涡轮叶片压力面内部冲击结构。
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公开(公告)号：CN115875084A
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202310187590.2
申请日：2023-03-02
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: F01D5/18
Abstract: 本发明提供了一种应用于涡轮叶片压力面的层板冷却结构，包括：叶片压力面基体；冲击板，与叶片压力面基体平行间隔设置，冲击板与叶片压力面基体之间形成内腔，冲击板上设置有冲击孔，冲击孔连接冲击板的外侧和内腔；多个鞍马形扰流部，间隔排列于内腔中，每个鞍马形扰流部均包括基座部和两个凸起部，基座部与冲击板或者叶片压力面基体连接，两个凸起部间隔设置在基座部上，且两个凸起部之间形成扰流凹槽。通过在层板通道布置鞍马形扰流部，获得优于长圆型扰流柱排的换热效果，本发明的层板冷却结构，具有方法简单，加工方便，效果明显的特点，可应用于各种涡轮叶片压力面内部冲击结构。
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公开(公告)号：CN116502469A
公开(公告)日：2023-07-28
申请号：CN202310745926.2
申请日：2023-06-25
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/20 , G06F30/17 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及航空发动机涡轮叶片设计技术领域，公开了一种基于温度测试数据的涡轮叶片温度修正方法及装置，对涡轮叶片进行分区并基于测温点的温度测量数据获得各分区内的修正后的仿真节点温度值，修正后的仿真节点温度值更加贴近使用环境下的实际温度场，提升了涡轮叶片温度仿真精度和可靠性，确保能够更加准确地开展叶片强度评估，对涡轮叶片设计甚至整个发动机的研制提供了重要支撑，具有很好的工程实用价值；也实现了有限试验数据在涡轮叶片温度仿真中的直接高保真应用，经济成本低，且提升了有限测温数据的利用效率和价值，极大程度降低了额外基础研究资源、时间成本消耗。
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公开(公告)号：CN115788598B
公开(公告)日：2023-06-30
申请号：CN202310092469.1
申请日：2023-02-10
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: F01D5/18 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/18
Abstract: 本发明提供了一种涡轮叶片气膜孔参数化控制与设计方法，包括：步骤S1，获取涡轮叶片叶身基准截面造型曲线，并生成叶身外型曲面；步骤S2，根据气膜孔冷却设计需求，设计各排气膜孔控制参数；步骤S3，利用该控制参数生成外型面上所有气膜孔的具体参数；步骤S4，利用生成的气膜孔参数完成气膜孔建模。本发明可以根据设计需求，采用特定的弦向、径向控制参数，以及排内分布规律控制函数，实现气冷涡轮叶片气膜孔全参数的控制与高效设计，并生成相关监控数据，供仿真分析、结构建模和制造加工等环节使用，最大程度地保证制造与设计的符合性，提升涡轮叶片气膜孔冷却设计效率和设计目标的符合性。
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公开(公告)号：CN120012308A
公开(公告)日：2025-05-16
申请号：CN202510049229.2
申请日：2025-01-13
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/17 , G06F30/23 , G06F30/28 , F01D5/18 , G06F113/08 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供了一种基于气膜孔分布的涡轮叶片叶身三维外换热边界构造方法，包括：步骤1、获取预定数量的二维S1截面初始换热边界；步骤2、获取叶身气膜孔几何参数及气膜孔出流参数；步骤3、根据步骤1和步骤2插值涡轮叶片三维外型面网格节点及涡轮叶片三维外型面网格节点上的初始三维换热边界，然后在涡轮叶片三维外型面网格上绘制实际气膜孔分布；步骤4、对绘制的实际气膜孔进行分类，确定气膜孔流出参数的影响区域；步骤5、对气膜孔流出参数的影响区域内的初始三维换热边界进行修正；步骤6、完成基于实际气膜孔分布的叶身三维换热边界构造。本发明能够反映实际气膜孔分布对涡轮叶片温度的影响，支撑叶片精细化冷却设计和高精度温度评估。
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