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公开(公告)号：CN116644523B
公开(公告)日：2023-10-03
申请号：CN202310927923.0
申请日：2023-07-27
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及航空发动机涡轮叶片设计技术领域，公开了一种转静子轮缘辅助封严孔的设计方法及系统，通过在静子导叶的下缘板位置增加与封严腔连通的轮缘辅助封严孔结构，依据航空发动机设计工况下的主流道燃气温度、封严气流温度、封严气流流量、转子转速等数据；利用轮缘效率相关的温度无量纲封严效率在工程评估中快速高效获得带有辅助封严孔的封严腔内特征温度，并在工程设计阶段能够方便高效地进行辅助封严孔结构流量评估，能够指导辅助封严孔的结构参数设计。
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公开(公告)号：CN116537895B
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202310807474.6
申请日：2023-07-04
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: F01D25/12
Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，公开了一种带有篦齿间隙控制的预旋供气系统，通过设置第一蜂窝环为浮动环式结构，使得第一蜂窝环变形自由、独立，规避了第一蜂窝受涡轮静子叶片、内支撑环变形的影响的问题；在内支撑环上开设第一冲击孔用于冲击冷却第一蜂窝环，可以降低第一蜂窝环的温度，减小第一蜂窝环的热膨胀量，使得封严篦齿的间隙受控；而且可以提高第一蜂窝环的温度响应速度，保持过渡态过程中热膨胀量的稳定，确保轮缘处的封严篦齿结构的间隙在不同的工况变化条件下都能保持稳定，从而规避了全工况情况下预旋喷嘴后流路流通能力变化导致的供气压力波动问题，提高了预旋供气系统供气压力鲁棒性。
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公开(公告)号：CN118423134A
公开(公告)日：2024-08-02
申请号：CN202410615682.0
申请日：2024-05-17
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
Abstract: 本申请提供了一种航空发动机涡轮盘心温度场调节装置，属于航空发动机技术领域，具体包括压气机后轴颈、涡轮盘、涡轮前轴颈和涡轮后轴颈，在上述航空发动机典型结构的基础上增加了盘心均温隔套，还包括：用于对压气机引气的内流引气管、用于密封内流引气管和涡轮前轴颈的涡轮前轴颈外围隔套以及设置于低压转子轴与涡轮盘盘心之间的盘心均温隔套，盘心均温隔套的一端与压气机后轴颈密封配合连接，盘心均温隔套的另一端与涡轮盘和涡轮后轴颈固定连接，盘心均温隔套设置为筒状结构。通过本申请的处理方案，提高了涡轮盘和低压转子轴的温度调节效果。
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公开(公告)号：CN118036219B
公开(公告)日：2024-07-02
申请号：CN202410431472.6
申请日：2024-04-11
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/17 , G06F30/15 , G06F30/28 , G01M15/00 , G01M9/00 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本申请提供了一种航空发动机空气系统设计方法，属于航空发动机技术领域，包括元件级流量特性试验，获得主要进排气位置节流单元的流量特性；整机空气系统试验，获得在试车程序下的腔温、腔压以及零组件壁温分布情况；根据腔温、腔压以及流量特性，获得节流单元的真实流量；基于流量连续性原理，根据真实流量，获得发动机空气系统流动网络的流量分配情况、无效漏气位置与漏气量；根据零组件壁温分布情况、流量特性以及流量分配情况，进行发动机转子组件及热件的温度分布规律分析，基于此进行引气量优化设计；根据无效漏气位置与漏气量进行无效漏气控制优化设计。本申请解决了发动机空气系统设计引气量偏离大、流量分配不精细问题。
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公开(公告)号：CN117952038B
公开(公告)日：2024-05-31
申请号：CN202410338714.7
申请日：2024-03-25
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种预旋供气系统的气动优化设计方法，属于燃气轮机空气系统技术领域，包括获得封严篦齿极限工作间隙以及每排气膜孔极限流通面积，并以此获得满足设计要求的预旋供气压力和预旋喷嘴喉道面积，形成第一空气系统计算网络模型；将极限工作间隙输入至该模型，获得极限状态下涡轮盘前封严流量；当通过涡轮盘前封严流量判断供气系统满足设计要求时，获得第二空气系统计算网络模型，根据该模型结果，获得预旋喷嘴压比和预旋喷嘴无量纲换算流量；获得预旋喷嘴在预旋喷嘴压比下的换算流量，若换算流量大于无量纲换算流量，则预旋供气压力满足设计要求。通过本申请的处理方案，提高了预旋供气系统压力设计裕度，降低试验风险。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117869016B
公开(公告)日：2024-05-17
申请号：CN202410275446.9
申请日：2024-03-12
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: F01D25/14 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/08
Abstract: 本申请提供了一种降低涡轮外环导热的冷却单元及其分析方法，属于航空发动机技术领域，冷却单元设置于涡轮外环上，并位于涡轮外环与涡轮机匣的接触区域，涡轮外环与涡轮机匣之间设有与冷却单元相通的通气缝；冷却单元设置为凹槽结构的之字形通道，其包括相互连接的第一通道、第二通道和第三通道，第一通道开口端与涡轮外环轴向一侧边缘齐平，第三通道开口端与另一侧边缘齐平；第一通道轴线与涡轮外环边缘形成第一通道夹角、第一通道轴线与第二通道轴线形成第二通道夹角，第二通道轴线和第三通道轴线形成第三通道夹角，三个通道具有相同槽宽和槽深。本申请在不影响涡轮外环与涡轮机匣传力情况下，有效降低涡轮外环向涡轮机匣的导热。
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公开(公告)号：CN118036219A
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202410431472.6
申请日：2024-04-11
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/17 , G06F30/15 , G06F30/28 , G01M15/00 , G01M9/00 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本申请提供了一种航空发动机空气系统设计方法，属于航空发动机技术领域，包括元件级流量特性试验，获得主要进排气位置节流单元的流量特性；整机空气系统试验，获得在试车程序下的腔温、腔压以及零组件壁温分布情况；根据腔温、腔压以及流量特性，获得节流单元的真实流量；基于流量连续性原理，根据真实流量，获得发动机空气系统流动网络的流量分配情况、无效漏气位置与漏气量；根据零组件壁温分布情况、流量特性以及流量分配情况，进行发动机转子组件及热件的温度分布规律分析，基于此进行引气量优化设计；根据无效漏气位置与漏气量进行无效漏气控制优化设计。本申请解决了发动机空气系统设计引气量偏离大、流量分配不精细问题。
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公开(公告)号：CN117952038A
公开(公告)日：2024-04-30
申请号：CN202410338714.7
申请日：2024-03-25
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本申请提供了一种预旋供气系统的气动优化设计方法，属于燃气轮机空气系统技术领域，包括获得封严篦齿极限工作间隙以及每排气膜孔极限流通面积，并以此获得满足设计要求的预旋供气压力和预旋喷嘴喉道面积，形成第一空气系统计算网络模型；将极限工作间隙输入至该模型，获得极限状态下涡轮盘前封严流量；当通过涡轮盘前封严流量判断供气系统满足设计要求时，获得第二空气系统计算网络模型，根据该模型结果，获得预旋喷嘴压比和预旋喷嘴无量纲换算流量；获得预旋喷嘴在预旋喷嘴压比下的换算流量，若换算流量大于无量纲换算流量，则预旋供气压力满足设计要求。通过本申请的处理方案，提高了预旋供气系统压力设计裕度，降低试验风险。
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公开(公告)号：CN118364586A
公开(公告)日：2024-07-19
申请号：CN202410567867.9
申请日：2024-05-09
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/08
Abstract: 本申请提供了一种抑制整流支板烧蚀的设计方法，属于航空发动机技术领域，具体包括根据发动机陪试件短时使用温度确定整流支板使用温度；获得整流支板进口峰值温度；根据整流支板使用温度以及整流支板进口峰值温度，获得支板进口燃气温度允许值；根据支板进口燃气温度允许值，获得出口温度场试验中燃气温度允许值；针对主燃出口温度场高于出口温度场试验中燃气温度允许值的区域设置冷却结构。通过本申请的处理方案，有效解决了在燃气周向温度极度不均匀的情况因冷气流量不足出现的烧蚀问题，提高整流支板的工作可靠性，降低试验风险。
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公开(公告)号：CN118036342B
公开(公告)日：2024-06-18
申请号：CN202410431465.6
申请日：2024-04-11
Applicant: 中国航发四川燃气涡轮研究院
IPC: G06F30/20 , G06F17/10 , G06F113/08 , G06F119/08
Abstract: 本申请提供了一种基于试验状态的压气机盘心气流温度预测方法，属于航空发动机技术领域，具体包括获取试验状态的压气机减涡管出口气流温度、经过压气机盘腔后气流温度；基于试验状态压气机进出口总温，获取压气机级间引气温度；基于试验状态的压气机减涡管出口气流温度、压气机转子转速以及压气机级间引气温度，获得减涡管出口气流温度修正系数；基于减涡管出口气流温度修正系数、分析工况下的压气机进出口总温，获得分析工况下减涡管出口气流温度；基于试验状态经过压气机盘腔后气流温度以及分析工况下减涡管出口气流温度，获得分析工况下经过压气机盘腔后气流温度。本申请提高了空气系统设计的全面性和温度场的计算精度。
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