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公开(公告)号：CN115470587B
公开(公告)日：2025-04-15
申请号：CN202211126749.1
申请日：2022-09-16
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/17 , G06F30/15 , G06F119/08
Abstract: 本发明一种涡轮叶片前缘复合冷却结构正向设计参数预测及评估方法，属于航空发动机高温部件热防护领域；首先建立综合冷却效率理论关系修正公式；然后建立正向冷却结构设计包线；之后通过包线筛选，得到满足条件的前缘外壁面的气膜冷却效率和前缘内壁面的冷气侧换热系数；最后结合综合冷却效率理论关系修正公式，计算得到前缘外壁面的综合冷却效率，实现综合冷却效率预测，并通过预测结果对前缘复合冷却结构予以评估，得到前缘复合冷却结构的设计方案。本发明针对具有较大曲率变化、较强密集孔换热效应的涡轮叶片前缘复合冷却结构的正向设计方法，冷却设计参数的预测与结构设计评估的方法,解决了一维公式及分析方法在实际预测前缘壁温的失准问题。
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公开(公告)号：CN112627904B
公开(公告)日：2023-06-09
申请号：CN202011531171.9
申请日：2020-12-23
Applicant: 西北工业大学
IPC: F01D5/18 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出一种新型铲斗型气膜冷却孔及其设计方法，铲斗型气膜冷却孔截面形状由入口处的一段圆柱段逐渐通过展向和流向两个方向的扩张过渡为铲斗形状；从侧视方向看，所述气膜冷却孔的截面宽度由入口到出口为先不变后逐渐扩张；从俯视方向看，所述气膜冷却孔的展向宽度由入口到出口显著增大，并且出口面积大于入口面积；从所述气膜冷却孔出口的正上方向下看，冷却孔入口为椭圆形，出口为矩形。进行设计时，根据铲斗型气膜冷却孔几何参数之间相互制约关系，计算得到气膜孔的几何参数，能够获得显著的气膜冷却效果。气膜冷却块可以利用激光打孔一次成型，操作工艺简单，几何敏感度低，而且在展向覆盖区域内无死区，显著地改善气膜冷却效果。
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公开(公告)号：CN115234314A
公开(公告)日：2022-10-25
申请号：CN202210853903.9
申请日：2022-07-12
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明一种猫爪形气膜冷却孔结构、设计方法及涡轮叶片，属于燃气轮机和航空发动机涡轮叶片冷却技术领域；包括圆柱形气膜主孔，其展向的两侧均设置有展向气膜冷却支孔，在主流高温燃气的流向上设置有流向气膜冷却支孔；所述展向气膜冷却支孔和流向气膜冷却支孔的入口均位于圆柱形气膜主孔的周壁上，出口均与圆柱形气膜主孔的出口位于同侧；冷气从圆柱形气膜冷却主孔的入口射入，经过展向气膜冷却支孔与流向气膜冷却支孔的分流，最终从四个出口喷出，在外壁面上形成冷却气膜，进而冷却涡轮叶片。本发明通过两种气膜冷却支孔的布置，增大了圆柱形气膜冷却主孔的出口面积，削弱了出口法向动量，气膜冷却效率得到了进一步提升。
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公开(公告)号：CN112627904A
公开(公告)日：2021-04-09
申请号：CN202011531171.9
申请日：2020-12-23
Applicant: 西北工业大学
IPC: F01D5/18 , G06F30/17 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出一种新型铲斗型气膜冷却孔及其设计方法，铲斗型气膜冷却孔截面形状由入口处的一段圆柱段逐渐通过展向和流向两个方向的扩张过渡为铲斗形状；从侧视方向看，所述气膜冷却孔的截面宽度由入口到出口为先不变后逐渐扩张；从俯视方向看，所述气膜冷却孔的展向宽度由入口到出口显著增大，并且出口面积大于入口面积；从所述气膜冷却孔出口的正上方向下看，冷却孔入口为椭圆形，出口为矩形。进行设计时，根据铲斗型气膜冷却孔几何参数之间相互制约关系，计算得到气膜孔的几何参数，能够获得显著的气膜冷却效果。气膜冷却块可以利用激光打孔一次成型，操作工艺简单，几何敏感度低，而且在展向覆盖区域内无死区，显著地改善气膜冷却效果。
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公开(公告)号：CN115470587A
公开(公告)日：2022-12-13
申请号：CN202211126749.1
申请日：2022-09-16
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/17 , G06F30/15 , G06F119/08
Abstract: 本发明一种涡轮叶片前缘复合冷却结构正向设计参数预测及评估方法，属于航空发动机高温部件热防护领域；首先建立综合冷却效率理论关系修正公式；然后建立正向冷却结构设计包线；之后通过包线筛选，得到满足条件的前缘外壁面的气膜冷却效率和前缘内壁面的冷气侧换热系数；最后结合综合冷却效率理论关系修正公式，计算得到前缘外壁面的综合冷却效率，实现综合冷却效率预测，并通过预测结果对前缘复合冷却结构予以评估，得到前缘复合冷却结构的设计方案。本发明针对具有较大曲率变化、较强密集孔换热效应的涡轮叶片前缘复合冷却结构的正向设计方法，冷却设计参数的预测与结构设计评估的方法,解决了一维公式及分析方法在实际预测前缘壁温的失准问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110318882B
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN201910617193.8
申请日：2019-07-10
Applicant: 西北工业大学 , 中国航发沈阳发动机研究所
Abstract: 本发明公开了一种带有五角星形冲击孔的帽罩前缘内部通道防冰结构，在前缘冲击内腔的冲击孔板上设置以中心轴线对称的五角星形冲击孔，冲击孔板与五角星形通道固连，冲击孔板周向侧壁与帽罩前缘壁面间形成换热通道，从压气机引入的热气从五角星形冲击孔冲击喷射，经过冲击孔板流动至前缘冲击内腔换热区域，冲击至帽罩前缘壁面，由热气通道向前缘壁面周向流动，通过热气通道环形热气出口流出。该防冰结构在不增加冲击孔出流量的前提下，增强了帽罩前缘与热气通道冲击区壁面的整体换热效果，缓解了热气通道壁面换热不均的情况。将冲击孔型截面设计为五角星状，增加了热气出流冲击射流在周向上的分布，设计合理，结构简单。
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公开(公告)号：CN110318881B
公开(公告)日：2021-09-14
申请号：CN201910617191.9
申请日：2019-07-10
Applicant: 西北工业大学 , 中国航发沈阳发动机研究所
Abstract: 本发明公开了一种孔板前倾式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构，在冲击孔板上的冲击孔处设置同中心轴线的前倾三角形结构形成前倾扩张通道，前倾扩张通道与冲击孔板侧壁面成一体结构,且与帽罩前缘壁面中间形成热气通道；帽罩前缘壁面内侧的前缘冲击区内腔为冲击换热区域；从压气机引入的热气从冲击孔喷射，经过带有前倾三角形结构冲击孔板流动至前缘冲击内腔区域冲击至帽罩前缘壁面，由热气通道向前缘壁面周向流动通过通道环形出口流出；通过前倾扩张式通道结构提高冲击气流在帽罩前缘的湍流度，通过扩张式通道的前倾结构压缩滚转流场，使得前缘壁面的射流流速增加，增强了冲击换热强度，从而提高帽罩前缘壁面换热强度的效果。
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公开(公告)号：CN110318883A
公开(公告)日：2019-10-11
申请号：CN201910617199.5
申请日：2019-07-10
Applicant: 西北工业大学 , 中国航发沈阳发动机研究所
Abstract: 本发明公开了一种螺旋形曲面通道的航空发动机帽罩单孔冲击换热结构，在帽罩前缘冲击内腔的冲击孔板侧壁上设置螺旋形曲面结构，冲击孔板上螺旋曲面结构与帽罩前缘壁面间形成换热通道，从压气机引入的热气沿冲击孔流动喷射经过冲击孔板至帽罩前缘冲击腔区域冲击至帽罩前缘壁面，通过换热通道沿螺旋曲面向前缘壁面周向流动至通道环形出口流出。通过将冲击孔板侧面的锥环形换热通道设置为螺旋曲面结构，增大气流在帽罩内的流动行程，使得高速高温气流在帽罩内的流动时间增加，热气流与壁面的换热更加充分，可提高帽罩前缘壁面区域的冲击换热性能和换热效果，且具有较好的加工实施性，可应用于各种航空发动机整流帽罩中。
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公开(公告)号：CN110318882A
公开(公告)日：2019-10-11
申请号：CN201910617193.8
申请日：2019-07-10
Applicant: 西北工业大学 , 中国航发沈阳发动机研究所
Abstract: 本发明公开了一种带有五角星形冲击孔的帽罩前缘内部通道防冰结构，在前缘冲击内腔的冲击孔板上设置以中心轴线对称的五角星形冲击孔，冲击孔板与五角星形通道固连，冲击孔板周向侧壁与帽罩前缘壁面间形成换热通道，从压气机引入的热气从五角星形冲击孔冲击喷射，经过冲击孔板流动至前缘冲击内腔换热区域，冲击至帽罩前缘壁面，由热气通道向前缘壁面周向流动，通过热气通道环形热气出口流出。该防冰结构在不增加冲击孔出流量的前提下，增强了帽罩前缘与热气通道冲击区壁面的整体换热效果，缓解了热气通道壁面换热不均的情况。将冲击孔型截面设计为五角星状，增加了热气出流冲击射流在周向上的分布，设计合理，结构简单。
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公开(公告)号：CN110318881A
公开(公告)日：2019-10-11
申请号：CN201910617191.9
申请日：2019-07-10
Applicant: 西北工业大学 , 中国航发沈阳发动机研究所
Abstract: 本发明公开了一种孔板前倾式航空发动机帽罩单孔冲击换热结构，在冲击孔板上的冲击孔处设置同中心轴线的前倾三角形结构形成前倾扩张通道，前倾扩张通道与冲击孔板侧壁面成一体结构,且与帽罩前缘壁面中间形成热气通道；帽罩前缘壁面内侧的前缘冲击区内腔为冲击换热区域；从压气机引入的热气从冲击孔喷射，经过带有前倾三角形结构冲击孔板流动至前缘冲击内腔区域冲击至帽罩前缘壁面，由热气通道向前缘壁面周向流动通过通道环形出口流出；通过前倾扩张式通道结构提高冲击气流在帽罩前缘的湍流度，通过扩张式通道的前倾结构压缩滚转流场，使得前缘壁面的射流流速增加，增强了冲击换热强度，从而提高帽罩前缘壁面换热强度的效果。
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