-
公开(公告)号：CN114562339B
公开(公告)日：2024-01-16
申请号：CN202210097624.4
申请日：2022-01-27
Applicant: 西北工业大学
IPC: F01D5/18
Abstract: 本发明一种用于涡轮端壁带凸起的泄漏槽气膜冷却结构及应用，属于燃气轮机涡轮导叶端壁的冷却技术领域；所述涡轮端壁上游设置有泄漏槽结构和泄漏槽供气腔，泄漏槽结构位于泄漏槽供气腔的出口，作为冷却气流的通道；所述泄漏槽结构远离涡轮叶片一侧的内壁沿展向均布有多个凸起结构，凸起结构与涡轮叶片4的吸力面前缘一一对应设置，使得大部分冷却气流从相邻凸起结构之间的通道流出，并在冷却壁面上形成气膜。本发明中由泄漏槽流出的冷却气流B在主流气流A的带动下沿主流方向流动，并且在冷却壁面区域形成气膜；该结构能极大的削弱在冷却壁面上由于压力梯度C对泄漏冷气射流的影响，其次，进一步均匀泄漏槽冷气在冷却壁面的覆盖区域。
-
公开(公告)号：CN113107610B
公开(公告)日：2023-05-26
申请号：CN202110391299.8
申请日：2021-04-13
Applicant: 西北工业大学
IPC: F01D5/18
Abstract: 本发明提出一种贯穿缝型的半劈缝尾缘冷却结构，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的贯穿缝；贯穿缝的中心线与尾缘冷气进气腔的中心线平行。本发明针对分隔肋的冷却需求，在分隔肋上开有矩形冷却孔，冷却气流在尾缘冷气腔出口处分成两部分，主体部分经出流缝冷却劈缝表面，剩余部分通过矩形冷却孔，冷却气流与分隔肋内部的对流换热冷却分隔肋，同时也增强与尾缘吸力面内壁面的内部换热，增强分隔肋处与吸力面侧的换热强度，提高尾缘的整体综合冷却效果。同时，本发明采用的分隔肋冷却孔结构简单，便于加工，具有较好的可实施性。
-
公开(公告)号：CN115929501A
公开(公告)日：2023-04-07
申请号：CN202211226880.5
申请日：2022-10-09
Applicant: 西北工业大学
IPC: F02K1/82
Abstract: 本发明一种双层壁冲击冷却装置及应用，属于航空发动机领域；包括冷侧平板、热侧平板和中空扰流柱，所述冷侧平板位于冷气通道一侧，其上开有若干冲击孔；所述热侧平板位于高温燃气通道一侧；所述冷侧平板和热侧平板之间设置有若干中空扰流柱，形成含中空扰流柱的中间通道，并通过中空扰流柱内的中空孔将冷气通道与高温燃气通道连通。本发明充分利用了抽吸加强冲击对流冷却和中空孔易出流的形成气膜层的优点，减低隔热屏的温度分布以及温度梯度，达到高效冷却的目的。
-
公开(公告)号：CN114658492A
公开(公告)日：2022-06-24
申请号：CN202210184233.6
申请日：2022-02-23
Applicant: 西北工业大学
IPC: F01D5/18
Abstract: 本发明一种基于棱柱形凸起的冲击气膜换热结构，属于航空发动机涡轮叶片冲击气膜冷却技术领域；包括进气腔、冲击板和冲击靶板，还包括设置于冲击靶板表面上的棱柱形凸起和气膜孔，所述棱柱形凸起与冲击板上的冲击孔相对设置；冷却气体通过冲击孔垂直射向冲击靶板的棱柱形凸起上，并沿棱柱形凸起的侧面向四周流动，对冲击靶板进行强化换热后从气膜孔流出。本发明较圆锥形凸台而言，棱柱形凸起的冲击换热结构的冷气流贴壁性好，高换热区域较大，可以提高靶板整体的换热效果。
-
公开(公告)号：CN106593543B
公开(公告)日：2018-04-17
申请号：CN201611060124.4
申请日：2016-11-28
Applicant: 西北工业大学
IPC: F01D5/18
Abstract: 本发明公开了一种用于涡轮叶片的拱型凹槽气膜冷却结构，通过在气膜孔出口设置拱形凹槽前缘与带倒圆角的凹槽后缘而成。拱形凹槽前缘通过将横向凹槽的底部与四分之一圆柱弧求差得到，且圆柱弧的半径小于槽深。拱形前缘有效地将气流离开气膜孔后的法向速度平顺过渡为流向速度，避免大量冷却气流直接射入主流造成冷气损失；冷却气流速度的平缓过渡，减小了射流的动量损失，使射流更好地贴覆壁面。带倒圆角的凹槽后缘减少了射流与后缘的碰撞，从而降低了冷却气流的流动阻力，使得射流更加容易的分向两边，增加冷气的展向覆盖，与此同时，还可使得爬升出凹槽的冷气紧紧贴覆在近壁面处，形成气膜对凹槽下游壁面保护,冷却效果好。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117948194A
公开(公告)日：2024-04-30
申请号：CN202410086015.8
申请日：2024-01-20
Applicant: 西北工业大学
IPC: F01D25/12 , F01D25/14 , G06F30/10 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明一种基于弯折冲击板的冲击‑气膜结构及设计方法，属于冲击冷却技术领域；所述基于弯折冲击板的冲击‑气膜结构包括位于整流罩压力面和吸力面上的多排气膜孔、位于整流罩前缘的冲击腔、位于冲击腔外侧的冷气腔；所述冲击腔由整流罩吸力面、压力面、弯折冲击板内壁面围成，弯折冲击板上开有冲击孔；所述冷气腔由整流罩吸力面、压力面、弯折冲击板外壁面围成；冷气进入冷气腔，一部分通过吸力面和压力面上的气膜孔流出，一部分通过弯折冲击板上的冲击孔进入冲击腔，冲击到整流罩前缘内壁面，再从位于冲击腔内的吸力面侧前两排气膜孔流出，参与到整流罩外部气膜冷却中，内外冷却共同作用，对整流罩进行冷却。本发明解决了现有技术无法对整流罩进行冷却的问题。
-
公开(公告)号：CN113107604B
公开(公告)日：2023-05-26
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。
-
公开(公告)号：CN115898693A
公开(公告)日：2023-04-04
申请号：CN202211227245.9
申请日：2022-10-09
Applicant: 西北工业大学
IPC: F02K1/82
Abstract: 本发明一种波纹扰流平面冷却装置及应用，属于航空发动机领域；包括冷侧波纹板、热侧平板和中空扰流柱，所述冷侧波纹板位于冷气通道一侧，所述热侧平板位于高温燃气通道一侧；在冷侧波纹板和热侧平板之间形成截面积周期性变化的丘陵形中间通道；所述冷侧波纹板和热侧平板之间设置有若干中空扰流柱，形成含中空扰流柱的中间通道，并通过中空扰流柱内的中空孔将冷气通道与高温燃气通道连通；且中空扰流柱与热侧平板、冷侧波纹板的波谷连接；利用冷侧波纹板波谷高压区出流，在热侧平板上形成气膜保护层。本发明减少了喷管壁面附近的冷气量，达到较高的冷却效率的情况下，减少了因冷气掺混造成的发动机推力损失。
-
公开(公告)号：CN114776470A
公开(公告)日：2022-07-22
申请号：CN202210371392.7
申请日：2022-04-11
Applicant: 西北工业大学
IPC: F02K1/82
Abstract: 本发明一种波纹扰流平面冷却装置及应用，属于航空发动机领域；包括冷侧波纹板、热侧平板和中空扰流柱，所述冷侧波纹板位于冷气通道一侧，所述热侧平板位于高温燃气通道一侧；在冷侧波纹板和热侧平板之间形成截面积周期性变化的丘陵形中间通道；所述冷侧波纹板和热侧平板之间设置有若干中空扰流柱，形成含中空扰流柱的中间通道，并通过中空扰流柱内的中空孔将冷气通道与高温燃气通道连通；且中空扰流柱与热侧平板、冷侧波纹板的波谷连接；利用冷侧波纹板波谷高压区出流，在热侧平板上形成气膜保护层。本发明减少了喷管壁面附近的冷气量，达到较高的冷却效率的情况下，减少了因冷气掺混造成的发动机推力损失。
-
公开(公告)号：CN112178691B
公开(公告)日：2022-05-13
申请号：CN202011159378.8
申请日：2020-10-27
Applicant: 西北工业大学
IPC: F23R3/00
Abstract: 本发明一种带气膜孔双曲扰流柱的双层壁冷却结构，属于燃气涡轮发动机领域；包括气膜孔板、冲击孔板以及设置于两板之间的若干带气膜孔双曲扰流柱，形成双层壁冷却结构；冲击孔位于冲击孔板上，其轴向垂直于冲击孔板；气膜孔位于气膜孔板上，其轴向与涵道气流方向成20‑90°倾角；冲击孔和气膜孔沿气流方向呈周期性交错排列；带气膜孔双曲扰流柱为带有双曲扰流柱内气膜孔；使得冷却气流通过双曲扰流柱内气膜孔从冷气涵道一侧通入到燃气涵道一侧。相比传统结构，冷气的贴敷效果更好，沿程冷效大幅度提高。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
36
records
(took 0.038 seconds)
