公开(公告)号：CN119554102B

公开(公告)日：2025-04-08

申请号：CN202510121644.4

申请日：2025-01-26

Applicant: 西北工业大学

Inventor： 李宗超 ,  刘存良 ,  王海潮 ,  叶林

IPC: F01D25/12 ,  F01D25/00

Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，具体涉及一种航空发动机对转盘腔风阻温升抑制结构，包括：筒体、环状隔板以及预旋供气管，筒体套设于高压涡轮盘和低压涡轮盘之间的高压涡轮轴和低压涡轮轴上；两个环状隔板套装固定于筒体端部的径向，环状隔板外周端的轴向与发动机机匣连接，每个环状隔板与对应的涡轮盘之间形成间隙，且环状隔板外周端与对应的涡轮盘的外周端之间形成气流出口；筒体、发动机机匣以及两个环状隔板之间形成供气腔；多个预旋供气管倾斜设置于两个环状隔板的相对面上，其中，靠近对应涡轮盘的环状隔板上的预旋供气管的出口方向和该涡轮盘的旋转方向相同。本装置减小了气流与涡轮盘之间的相对运动速度，进而减小风阻温升。

公开(公告)号：CN117365673A

公开(公告)日：2024-01-09

申请号：CN202311472128.3

申请日：2023-11-07

Applicant: 西北工业大学

Inventor： 杜昆 ,  汪晓明 ,  赵尊盛 ,  刘存良 ,  王海潮

IPC: F01D11/00 ,  F01D25/12

Abstract: 本发明公开了一种涡轮级间封严结构及涡轮发动机，包括涡轮机匣，涡轮机匣内同轴相对设置有涡轮静盘和涡轮动盘，涡轮静盘与涡轮机匣之间设置有涡轮静叶，涡轮动盘与涡轮机匣之间设置有涡轮动叶，涡轮动盘能够相对涡轮静盘转动；涡轮动盘左侧伸出封严内齿，其上表面排列有篦齿，篦齿与篦齿或动盘壁面之间形成凹槽。当主流燃气入侵至盘腔的过程中冲击凹槽，凹槽耗散部分燃气的动能，当主流燃气进入冷气通道入时，槽缝阻流结构增强了入侵的主流燃气和封严冷气的掺混程度，极大地提高封严效率；同时篦齿也对主流燃气产生了阻滞作用，增大了主流燃气在冷气通道处的流动阻力，使得在低封严流量下也能达到较好的封严效果。

公开(公告)号：CN112983559A

公开(公告)日：2021-06-18

申请号：CN202110326894.3

申请日：2021-03-26

Applicant: 西北工业大学

Inventor： 杜昆 ,  裴祥鹏 ,  焦英辰 ,  刘存良 ,  王海潮

IPC: F01D5/14 ,  F01D5/20

Abstract: 本发明公开了一种具有减小叶顶泄漏损失的叶顶带篦齿凹槽结构，该新型叶顶凹槽是在常规凹槽的底部表面布置封严篦齿设计而成；其中垂直于叶顶泄漏流方向布置的封严篦齿根据叶顶凹槽内流动结构来确定。实际燃气轮机工作时，常规叶顶凹槽对叶顶泄漏流的抑制效果不佳。采用该发明的新型叶顶凹槽结构在凹槽内引入了封严篦齿明显抑制了叶顶间隙的泄漏流量同时抑制了凹槽内涡系自前缘朝尾缘的发展迁移，最终显著减小了叶顶泄漏流，有利于提高叶栅气动效率。

公开(公告)号：CN119554102A

公开(公告)日：2025-03-04

申请号：CN202510121644.4

申请日：2025-01-26

Applicant: 西北工业大学

Inventor： 李宗超 ,  刘存良 ,  王海潮 ,  叶林

IPC: F01D25/12 ,  F01D25/00

Abstract: 本发明涉及航空发动机技术领域，具体涉及一种航空发动机对转盘腔风阻温升抑制结构，包括：筒体、环状隔板以及预旋供气管，筒体套设于高压涡轮盘和低压涡轮盘之间的高压涡轮轴和低压涡轮轴上；两个环状隔板套装固定于筒体端部的径向，环状隔板外周端的轴向与发动机机匣连接，每个环状隔板与对应的涡轮盘之间形成间隙，且环状隔板外周端与对应的涡轮盘的外周端之间形成气流出口；筒体、发动机机匣以及两个环状隔板之间形成供气腔；多个预旋供气管倾斜设置于两个环状隔板的相对面上，其中，靠近对应涡轮盘的环状隔板上的预旋供气管的出口方向和该涡轮盘的旋转方向相同。本装置减小了气流与涡轮盘之间的相对运动速度，进而减小风阻温升。

公开(公告)号：CN119691908B

公开(公告)日：2025-04-25

申请号：CN202510207049.2

申请日：2025-02-25

Applicant: 西北工业大学

Inventor： 刘存良 ,  李宗超 ,  王海潮

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/28 ,  G06F113/08 ,  G06F119/14

Abstract: 本发明涉及航空发动机轴向力调节技术领域，具体涉及一种航空发动机转子轴向力调节方法，包括：构建初始高压涡轮盘腔模型；对初始高压涡轮盘腔模型进行高压涡轮盘腔进行流场仿真计算；获得高压涡轮盘腔的初始轴向力；获取每次调整后的高压涡轮盘腔模型；确定航空发动机转子轴向力。本发明在结构不进行大幅改动且用气量不变的前提下，避免了传统的调节方法的调节能力不足，实现将轴向力调节到满足要求的轴向力。

公开(公告)号：CN119691908A

公开(公告)日：2025-03-25

申请号：CN202510207049.2

申请日：2025-02-25

Applicant: 西北工业大学

Inventor： 刘存良 ,  李宗超 ,  王海潮

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/28 ,  G06F113/08 ,  G06F119/14

Abstract: 本发明涉及航空发动机轴向力调节技术领域，具体涉及一种航空发动机转子轴向力调节方法，包括：构建初始高压涡轮盘腔模型；对初始高压涡轮盘腔模型进行高压涡轮盘腔进行流场仿真计算；获得高压涡轮盘腔的初始轴向力；获取每次调整后的高压涡轮盘腔模型；确定航空发动机转子轴向力。本发明在结构不进行大幅改动且用气量不变的前提下，避免了传统的调节方法的调节能力不足，实现将轴向力调节到满足要求的轴向力。