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[发明专利]燃气透平叶片用冷却装置-CN202310104388.9在审
发明人：闫双杰;安柏涛;刘建军;李晨 -专利权人：中国科学院工程热物理研究所
申请日： 2023-02-13 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： F01D5/18 文献下载
摘要：本公开提供一种燃气透平叶片用冷却装置，包括间隔设置于叶片内的两个板状件，两个板状件之间形成由叶片的前缘向尾缘延伸的冷却流道；两个板状件之间设置有多个肋片，多个肋片间隔设置并被构造成沿冷却流道的延伸方向延伸，相邻的两个肋片之间形成子流道，以使通过子流道的冷却气与板状件及肋片换热；至少一部分子流道内设置有由多个肋柱组成的肋柱阵列，以对通过子流道的冷却气进行扰动，以提升冷却气在冷却流道内的湍流度。
燃气透平叶片冷却装置

[发明专利]一种航空发动机高压涡轮叶片冷却结构-CN202310105981.5在审
发明人：李娜;聂俊领;王海;李国杰;李根;隋宏人 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2023-02-13 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： F01D5/18 文献下载
摘要：本申请属于航空发动机高压涡轮叶片冷却结构设计技术领域，具体涉及一种航空发动机高压涡轮叶片冷却结构，包括：涡轮盘，外缘上具有多个沿周向分布的榫槽；各个榫槽在涡轮盘前端形成开口；多个叶片，每个叶片根部对应卡入到一个榫槽中，内部具有连通到根部与对应榫槽间间隙的冷却通道，侧壁具有多个冷却出气孔；定位环连接在涡轮盘前端，与涡轮盘间形成环形卡槽；挡环，内缘卡入到环形卡槽中，向外倾斜，与涡轮盘间形成环形冷却腔，压紧各个叶片的根部，侧壁具有多个沿周向分布的冷却气进气孔，外侧具有环形密封边；引气筒，出口端套设在环形密封边上，与环形密封边之间通过三道篦齿蜂窝进行封严，进口端连通到燃烧室内环出口。
一种航空发动机高压涡轮叶片冷却结构

[发明专利]一种用于航空发动机的飞机式气膜孔冷却结构及涡轮叶片-CN202310098496.X在审
发明人：崔亭亭;梁津华;令狐兴州;娄德仓;王鹏飞 -专利权人：中国航发四川燃气涡轮研究院
申请日： 2023-02-07 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： F01D5/18 文献下载
摘要：本发明提供了一种用于航空发动机的飞机式气膜孔冷却结构，所述冷却结构包括飞机式气膜孔型芯，所述飞机式气膜孔型芯包括固定连接的圆柱体和锥体，所述锥体的出口形状呈飞机形，相较于常见的异型气膜孔，如簸箕型孔、圆锥型孔、水滴型孔，在气膜孔出口形状上进行了复杂设计，既可以通过圆孔控制冷气出流流量，又可以获得较好的气膜孔型，可以使冷气向叶片展向得到充分地发展，从而增加气膜的展向覆盖面积；可以有效抑制气膜孔出口的反向肾形涡的产生和发展，提升气膜孔下游的冷却结果。除此之外，本发明提出的一种飞机式气膜孔结构，产生的气膜效率更高，相比于常见的圆孔和簸箕型异型气膜孔，在同等冷气量下，气膜效率分别提升100％和50％。
一种用于航空发动机飞机式气膜孔冷却结构涡轮叶片

[发明专利]一种适用于涡轮叶片内部冷却的耦合结构及应用-CN202310063353.5在审
发明人：张博涛;刘波;茅晓晨;杨宗豪;王何建;王昀煜 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-01-13 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： F01D5/18 文献下载
摘要：本发明一种适用于涡轮叶片内部冷却的耦合结构及应用，属于航空发动机及燃气轮机涡轮叶片内部冷却技术领域；所述耦合结构包括扰流柱阵列、上斜肋阵列、下斜肋阵列；其中上斜肋阵列、下斜肋阵列交叉设置，并与位于两者空间交汇处的扰流柱构成耦合结构。所述扰流柱阵列由若干扰流柱呈矩形阵列而成，沿流向和展向相邻的扰流柱中心距离为s；其上端与上斜肋连接，下端与下斜肋连接。本发明通过在冷却通道内设置耦合结构，形成湍流发生器，在保留交叉斜肋和扰流柱各自的冷却效率提升的基础上，合理利用两种冷却结构的尾迹和诱导涡系增强流体的扰动及掺混，并增大局部流速使换热系数增大，提高冷却效率和冷气利用率。
一种适用于涡轮叶片内部冷却耦合结构应用

[发明专利]一种有漩涡发生器的航空发动机涡轮气膜冷却孔-CN202110298612.3有效
发明人：曹志远;郭伟;陈佳窈;俞樾 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2021-03-19 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： F01D5/18 文献下载
摘要：一种有漩涡发生器的航空发动机涡轮气膜冷却孔，在各气膜冷却孔内固定有圆弧板状的旋涡发生器，并使该旋涡发生器的前缘朝向该气膜冷却孔的气流进口，使该旋涡发生器的尾缘朝向该气膜冷却孔的气流出口。本发明通过在气膜冷却孔内壁增加旋涡发生器以有效减小冷气出口动量，改善了气动性能，增大冷气的扩散能力，提高了18％的冷气膜覆盖率，使喷射冷气不易于脱离附着面，强化冷气的附着性，将气膜冷却效率提高了20％，减少了气膜冷却掺混损失，最终为提高航空发动机的性能提供技术支持。
一种漩涡发生器航空发动机涡轮冷却

[发明专利]用于分段式内部冷却硬件的分隔阻尼器密封构造-CN202211259531.3在审
发明人：阿希什·夏尔马;托马斯·爱德华·伯多斯基;马切伊·茨尔温斯基;卡塔日娜·安娜·米科拉伊奇克;雷蒙德·佛洛伊德·马特尔;托马斯·简·布尔西维奇 -专利权人：通用电气公司;通用电气德国控股有限公司
申请日： 2022-10-14 - 公布日： 2023-06-20 - 主分类号： F01D5/18 文献下载
摘要：公开了一种用于分段式内部冷却硬件设备的分隔阻尼器密封结构。示例设备包括：内壁和外壁，外壁与内壁在径向方向上间隔开，在内壁和外壁之间的空间限定流动通道；以及位于内壁和外壁之间的主体，该主体在轴向方向上横穿内壁和外壁并且附接到外壁的内表面和内壁的外表面，响应于外壁相对于内壁移动，该主体从内表面和外表面分离并且至少部分地密封流动通道。
用于段式内部冷却硬件分隔阻尼密封构造

[发明专利]一种涡轮外环轴向均温冷却结构及具有其的航空发动机-CN202211095081.9在审
发明人：陈皓;李宗超;于明跃;张春蕾;麻丽春 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2022-09-05 - 公布日： 2023-06-13 - 主分类号： F01D5/18 文献下载
摘要：本申请提供了一种涡轮外环轴向均温冷却结构，属于航空发动机技术领域，包括：机匣，所述机匣的内部形成有集气腔，在所述机匣的外侧设有连通所述集气腔的二次流进口；孔板，所述孔板设置在所述机匣的内侧适配于所述集气腔的出口位置，其中，所述孔板的轴向前部区域设有沿轴向排布有冲击孔，所述孔板的轴向后部区域为非孔区域；涡轮外环，所述涡轮外环的前后端与机匣连接，且所述涡轮外环的前后端之间包围孔板，从而使所述涡轮外环与孔板之间形成夹层腔，所述涡轮外环沿轴向排布有气膜孔；以及绕流柱，所述绕流柱设置在所述涡轮外环与孔板之间的夹层腔内且位于匹配所述非孔区域的位置。本申请提供的冷却结构可以解决涡轮外环冷却布局不均衡的问题。
一种涡轮轴向冷却结构具有航空发动机

[发明专利]一种航空发动机涡轮叶片气膜冷却结构-CN202310282962.X在审
发明人：李国庆;李辉;刘浩;张深;李昂;张燕峰;卢新根 -专利权人：中国科学院工程热物理研究所
申请日： 2023-03-22 - 公布日： 2023-06-09 - 主分类号： F01D5/18 文献下载
摘要：本发明公开了一种航空发动机涡轮叶片气膜冷却结构，该涡轮叶片气膜冷却结构中的气膜冷却孔设置为双C形扩张气膜孔结构，该结构针对现有圆柱气膜孔容易在叶片表面气膜孔出口附近形成肾形涡从而导致抬升冷气、降低气膜的覆盖面积、恶化冷却效果的技术问题，通过采用双C形扩张气膜孔在气膜孔出口附近构建反肾形涡来抑制肾形涡的形成及其作用，从而达到增强气膜附壁的目的，同时，气动损失无明显增加，且双C形扩张气膜孔具有结构简单和适用性宽的优点，其加工难度与现有圆柱气膜孔差别不大，膜冷却效果可以得到大幅提升，膜冷却效果可以得到大幅提升，具有广泛的应用前景。
一种航空发动机涡轮叶片冷却结构

[发明专利]一种带内螺纹圆柱气膜孔的航空发动机热端部件冷却结构-CN202310282963.4在审
发明人：李国庆;刘浩;张深;李昂;李辉;张燕峰;卢新根 -专利权人：中国科学院工程热物理研究所
申请日： 2023-03-22 - 公布日： 2023-06-09 - 主分类号： F01D5/18 文献下载
摘要：本发明公开了一种带内螺纹圆柱气膜孔的航空发动机热端部件冷却结构，针对传统圆柱气膜孔的射流与主流掺混过程中，由于射流与主流的温度和速度差异会形成肾形涡，肾形涡会迫使低温冷却射流脱离壁面，高温主燃气流重新贴附壁面，导致气膜覆盖面积减少，气膜冷却效果降低的技术问题，本发明在保留圆柱气膜孔的主体结构不变的前提下，通过直接在圆柱气膜孔内部设置内螺纹沟槽，通过内螺纹沟槽诱导旋流来抑制肾形涡在热端部件待冷却壁面上的形成及其作用，从而达到增强气膜附壁的目的，具有结构简单和适用性宽的优点。
一种螺纹圆柱气膜孔航空发动机部件冷却结构

[发明专利]一种新型铲斗型气膜冷却孔及其设计方法-CN202011531171.9有效
发明人：刘存良;李冰然;张帆;梁大鹏;张帅旗 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2020-12-23 - 公布日： 2023-06-09 - 主分类号： F01D5/18 文献下载
摘要：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。
一种新型铲斗型气膜冷却及其设计方法

[发明专利]形成增材制造的构件的方法-CN201911309052.6有效
发明人： D.E.奥斯古德;Z.D.韦伯斯特;G.T.加雷;庞廷范;K.D.加利尔 -专利权人：通用电气公司
申请日： 2019-12-18 - 公布日： 2023-06-09 - 主分类号： F01D5/18 文献下载
摘要：各方面大体上涉及在增材制造的构件内形成网路的方法。该方法包括：通过下者来在网路中形成流体通路：沿着构造方向连续地形成材料层，以在涡轮发动机构件的内部内形成沿着第一方向限定流体通路的柱。
形成制造构件方法

[发明专利]一种用于涡轮叶片内部冷却的哑铃状扰流柱结构-CN202110338559.5有效
发明人：顾豪;杨卫华;魏景涛;宣文韬;李承阳 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2021-03-30 - 公布日： 2023-06-09 - 主分类号： F01D5/18 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于涡轮叶片内部冷却的哑铃状扰流柱结构，扰流柱整体结构呈哑铃状，包括沿着扰流柱中截面对称设置的上端体和下端体，上端体和下端体均为横截面为纺锤形的柱状体，其侧面均为竖直面；上端体和下端体的四个角均为圆角，并且上端体和下端体在长对角线上的弧度较大的圆角正对冷气进口，上端体和下端体在长对角线上的弧度较小的圆角正对冷气出口；本发明能够有效减小流动损失，在流向上开设了两个关于中截面对称的与对称面夹角为6°的斜槽，一方面可以破坏扰流柱后的尾迹，另一方面可以对上下端面进行冲击，破坏壁面边界层，强化换热，还有部分扰流柱上开设圆孔，也可以起到减小流阻的作用。
一种用于涡轮叶片内部冷却哑铃状扰流柱结构

[发明专利]燃气透平叶片用扰流机构-CN202310104385.5在审
发明人：闫双杰;安柏涛;刘建军;李晨 -专利权人：中国科学院工程热物理研究所
申请日： 2023-02-13 - 公布日： 2023-06-06 - 主分类号： F01D5/18 文献下载
摘要：本公开提供一种燃气透平叶片用扰流机构，包括间隔设置于叶片内的两个板状件，两个板状件之间形成由叶片的前缘向尾缘延伸的冷却流道；冷却流道内间隔设置有多个肋柱，至少一部分肋柱的背风侧设置有沿冷却流道的流向延伸的肋片，以对通过冷却流道的冷却气进行扰动，以降低冷却流道对冷却气的流阻。
燃气透平叶片用扰流机构

[发明专利]一种抑制涡轮叶片尾缘气膜局部失效的方法-CN202310246961.X在审
发明人：李广超;何海超;孙诚;刘松;郭文;赵长宇;何洪斌;赵志奇;张魏 -专利权人：沈阳航空航天大学
申请日： 2023-03-15 - 公布日： 2023-06-06 - 主分类号： F01D5/18 文献下载
摘要：一种抑制涡轮叶片尾缘气膜局部失效的方法，具体为：在叶根后半段划分出气膜失效三角区，在区内增设非均匀阵列布置气膜孔；气膜失效三角区长度为距叶片尾缘点80％轴向弦长，高度为距叶根35％叶高；气膜孔横向间距根据叶片内部纵向气腔位置进行设定；气膜孔采用漏斗型渐缩孔结构分为渐缩段和平直段，渐缩段起始于1/3气膜孔长度处，将气膜孔进气口与出气口直径比值定义为渐缩比且范围为1.2～1.8；将气膜孔轴向与流线方向形成的夹角定义为方位角且范围为30°～60°；将前排气膜孔和后排气膜孔的出气口中心连线与流线方向形成的夹角定义为偏角，后排气膜孔按照避开前排气膜孔偏角在‑10°～‑15°方向范围进行布置，其中以指向叶根方向的角度为正。
一种抑制涡轮叶片尾缘气膜局部失效方法

[发明专利]配置有气膜孔的冷却结构及涡轮叶片-CN202310246404.8在审
发明人：李国庆;李辉;刘浩;张深;李昂;张燕峰;卢新根 -专利权人：中国科学院工程热物理研究所
申请日： 2023-03-15 - 公布日： 2023-06-06 - 主分类号： F01D5/18 文献下载
摘要：本公开提供一种配置有气膜孔的冷却结构及涡轮叶片，冷却结构包括基体及形成于基体上的气膜孔。气膜孔的出气端设置有扩张段，扩张段的表面设置有由多个凸出部形成的凸出部阵列，通过对通过气膜孔的射流进行扰动形成波浪形流动气流，以削弱流场中形成于气膜孔的出气端附近的肾形涡的强度。涡轮叶片包括由基体形成的叶片，叶片内设置有容纳冷却气通过的气体流道，基体上设置有多个气膜孔与气体流道连通，这样的涡轮叶片兼具冷却结构的优点，具有较好的冷却效果。
配置有气冷却结构涡轮叶片