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公开(公告)号：CN116756882B
公开(公告)日：2023-10-31
申请号：CN202311062328.1
申请日：2023-08-23
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本发明属于航空发动机领域，提供了一种基于几何参数敏感性分析的涡轮叶片冷却结构设计方法，包括：获取影响叶片温度场的全局几何参数；提取影响涡轮叶片降温的关键几何参数；采用温度目标函数和气膜孔压力裕度目标函数构建叶片冷却结构优化模型；依据叶片冷却结构优化模型，给定约束条件对初始叶片的关键几何参数迭代优化，获取满足叶片最高降温要求和气膜孔逆流裕度的全局优化后叶片；对全局优化后叶片的冷却结构局部优化，获取优化后叶片，上述设计方法通过对涡轮叶片复杂的冷却结构进行几何参数敏感性分析，获取冷却结构布局的关键几何参数，避免了人为经验带来的随机性、盲目性、迭代周期长、易出错等问题，同时提高了冷却结构设计效率。
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公开(公告)号：CN116358877A
公开(公告)日：2023-06-30
申请号：CN202310174817.X
申请日：2023-02-27
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G01M15/02
Abstract: 本发明的涡轮性能试验件可变预旋角度的导流支板调节结构，适用于内、外机匣之间所安装导流支板叶片角度的调节，包括安装在外机匣周向的主动驱动组件、联动环和从动驱动组件，所述联动环安装在外机匣周向，其中：所述主动驱动组件分别与所述第一叶片远离内机匣的一端和联动环固定连接，带动第一叶片绕外机匣的径向转动，且带动所述联动环沿外机匣的周向转动；所述从动驱动组件分别与所述联动环和第二叶片连接，且在所述主动驱动组件驱动所述联动环转动时，在所述联动环的带动下，通过所述从动驱动组件带动所述第二叶片绕所述外机匣的径向方向上转动，且与所述第一叶片的转角度同步改变。提高试验的效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118375495A
公开(公告)日：2024-07-23
申请号：CN202410556964.8
申请日：2024-05-07
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明涉及变几何涡轮导向器设计技术，具体涉及一种弦向移动叶片调节喉部面积的变几何涡轮导向器，包括上缘板和下缘板，上缘板和下缘板之间沿气流方向设有多个叶片。其中，叶片包括间隔分布的固定叶片和可调叶片，每个固定叶片分别固定在所述上缘板与所述下缘板之间，每个可调叶片可弦向移动设置在上缘板与下缘板之间。本发明的变几何涡轮导向器通过间隔分布的固定叶片和可调叶片，采用弦向移动可调叶片实现喉部面积的快速方便的调节，避免了传统设计中通过旋转叶片调整喉部面积引起的径向间隙和流动损失，以及因叶片出口气流角的明显变化引起的匹配问题，并且可以解决分体式可调叶片结构中可调部分的冷却困难的问题。
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公开(公告)号：CN116756882A
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202311062328.1
申请日：2023-08-23
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本发明属于航空发动机领域，提供了一种基于几何参数敏感性分析的涡轮叶片冷却结构设计方法，包括：获取影响叶片温度场的全局几何参数；提取影响涡轮叶片降温的关键几何参数；采用温度目标函数和气膜孔压力裕度目标函数构建叶片冷却结构优化模型；依据叶片冷却结构优化模型，给定约束条件对初始叶片的关键几何参数迭代优化，获取满足叶片最高降温要求和气膜孔逆流裕度的全局优化后叶片；对全局优化后叶片的冷却结构局部优化，获取优化后叶片，上述设计方法通过对涡轮叶片复杂的冷却结构进行几何参数敏感性分析，获取冷却结构布局的关键几何参数，避免了人为经验带来的随机性、盲目性、迭代周期长、易出错等问题，同时提高了冷却结构设计效率。
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公开(公告)号：CN116378785A
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202310177376.9
申请日：2023-02-27
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本发明提供了一种自定心融合式预旋喷嘴结构，包括：机匣后段，一体设置有旋流片，机匣后段设置有第一止口和第一引气孔；机匣前段，设置有第二止口和第二引气孔，第二止口与第一止口抵接，第一引气孔与第二引气孔连接并导通，且机匣前段与机匣后段之间通过螺栓连接。通过第一止口和第二止口连接，可以在连接时实现自定心，减少了与转子件的碰磨风险，且机匣后段一体设置有旋流片，不需要再对零件进行焊接，从而简化了零件加工过程，机匣后段和机匣前段通过止口卡合以及螺栓连接融为一体，从而使装配和分解更为简洁。
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公开(公告)号：CN112179665A
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN202010990085.8
申请日：2020-09-18
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G01M15/14
Abstract: 本发明提供了一种低压涡轮性能试验入口滞止压力的获取方法，所述方法包括：S1：获取导流支板损失特性线；S2：测量计入导流支板损失的低压涡轮导向器环吹和级性能试验的状态参数；S3：根据S2所得状态参数和S1获取的损失特性线计算导向叶片入口滞止压力，即为低压涡轮性能试验入口滞止压力。本发明提供的低压涡轮性能试验入口滞止压力的获取方法获取低压涡轮导向器环吹损失特性和级性能效率特性试验中，由于撤销了导流支板和导向叶片之间的测试探针，消除了探针对下流流场的影响，试验精度很高。
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公开(公告)号：CN112179665B
公开(公告)日：2022-08-23
申请号：CN202010990085.8
申请日：2020-09-18
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G01M15/14
Abstract: 本发明提供了一种低压涡轮性能试验入口滞止压力的获取方法，所述方法包括：S1：获取导流支板损失特性线；S2：测量计入导流支板损失的低压涡轮导向器环吹和级性能试验的状态参数；S3：根据S2所得状态参数和S1获取的损失特性线计算导向叶片入口滞止压力，即为低压涡轮性能试验入口滞止压力。本发明提供的低压涡轮性能试验入口滞止压力的获取方法获取低压涡轮导向器环吹损失特性和级性能效率特性试验中，由于撤销了导流支板和导向叶片之间的测试探针，消除了探针对下流流场的影响，试验精度很高。
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