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农业化学；冶金建筑机械工程区域搜索

主分类

B 作业；运输

C 化学；冶金

D 纺织；造纸

E 固定建筑物

F 机械工程、照明、加热

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公布日期

2023-10-24 公布专利

2023-10-20 公布专利

2023-10-17 公布专利

2023-10-13 公布专利

2023-10-10 公布专利

2023-10-03 公布专利

2023-09-29 公布专利

2023-09-26 公布专利

2023-09-22 公布专利

2023-09-19 公布专利

专利权人

国家电网公司

华为技术有限公司

中兴通讯股份有限公司

三星电子株式会社

中国石油化工股份有限公司

鸿海精密工业股份有限公司

松下电器产业株式会社

上海交通大学

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[实用新型]一种一体式舵面尾缘与翼尖结构-CN202122238236.7有效
发明人：刘豫 -专利权人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
申请日： 2021-09-16 - 公布日： 2022-03-04 - 主分类号： B64C9/00 文献下载
摘要：本实用新型提供了一种一体式舵面尾缘与翼尖结构，包括：用于构成一体式舵面尾缘与翼尖结构主体部分的芯材，所述芯材的边缘具有设有下陷的尾缘梁贴合区、翼尖梁贴合区和封严肋贴合区；以及由复合材料制成且用于包裹所述芯材的外蒙皮、尾缘梁、翼尖梁和封严肋，其中，所述尾缘梁、翼尖梁和封严肋均具有尾缘梁缘条、复合材料翼尖梁缘条和封严肋缘条，所述尾缘梁缘条、复合材料翼尖梁缘条和封严肋缘条与芯材的尾缘梁贴合区、翼尖梁贴合区和封严肋贴合区贴合以形成光滑外表面本实用新型所提供的的一体式舵面尾缘与翼尖结构能够显著地降低舵面结构的重量并减少零件数量，能够解决飞机舵面尾缘与翼尖结构的空间狭小情况下的紧固件安装困难问题。
一种体式舵面尾缘结构

[发明专利]一种钝尾缘宽运行雷诺数范围的风力机翼型族-CN202210486949.1在审
发明人：袁徳宣;张石强;托马斯·范思海克;戴远钘;袁亚丽;蒋传鸿;唐雪;王振刚 -专利权人：吉林重通成飞新材料股份公司
申请日： 2022-05-06 - 公布日： 2022-09-20 - 主分类号： F03D1/06 文献下载
摘要：本发明属于风力机翼型族技术领域，具体公开了一种钝尾缘宽运行雷诺数范围的风力机翼型族，包括三个钝尾缘翼型，分别为第一钝尾缘翼型、第二钝尾缘翼型和第三钝尾缘翼型，三个钝尾缘翼型均包括吸力面和压力面；三个钝尾缘翼型吸力面和压力面轮廓上各点的横坐标和纵坐标分别除以对应钝尾缘翼型的弦长C，得到三个钝尾缘翼型的无量纲二维坐标，三个钝尾缘翼型轮廓的无量纲二维坐标表达式为解决现有技术中气动和结构兼容性的短板的问题，并且尾缘立面宽度大
一种钝尾缘宽运行雷诺数范围风力机翼

[实用新型]叶片、离心叶轮及压缩机-CN202222847883.2有效
发明人：董迎波;陈玉辉;叶文腾;钟瑞兴 -专利权人：珠海格力电器股份有限公司
申请日： 2022-10-27 - 公布日： 2023-02-24 - 主分类号： F04D29/30 文献下载
摘要：叶片，所述叶片具有尾缘部，沿流经所述尾缘部的气流方向，所述尾缘部的厚度逐渐减小，所述尾缘部的迎风面的型线为曲线，且沿流经所述尾缘部的气流方向，所述迎风面的曲率逐渐增加。本实用新型提供的叶片、离心叶轮及压缩机，通过减小尾缘部的厚度，并使尾缘部的的迎风面的曲率逐渐增加，避免现有技术中尾缘部的尖角对气流产生的影响，减小尾缘部产生的湍流区的面积，从而减少湍流损失，而且使得气流在流经尾缘部的迎风面时，可以尽快的与尾缘部的背风面的气流进行汇合，从而减少两股气流汇合时产生的二次流损失，有效的降低了叶轮的损失，提升了叶轮的工作效率。
叶片离心叶轮压缩机

[发明专利]钝尾缘风机叶片及其尾缘立面芯材固定方法-CN201410069466.7有效
发明人：李小明 -专利权人：北京金风科创风电设备有限公司
申请日： 2014-02-27 - 公布日： 2014-06-11 - 主分类号： F03D11/00 文献下载
摘要：本发明提供一种钝尾缘风机叶片，钝尾缘包括尾缘外蒙皮和尾缘内蒙皮，及所述尾缘外蒙皮和尾缘内蒙皮之间的立面芯材，所述尾缘外蒙皮在所述立面芯材对应区域开设有外蒙皮通孔，所述外蒙皮通孔内填充有粘结剂，所述粘结剂与所述芯材相粘结本发明还提供一种钝尾缘风机叶片尾缘立面芯材固定方法。本发明实施例所提供的钝尾缘风机叶片，芯材铺放整齐，在钝后缘拐角处避免了芯材移位造成的富树脂区域芯材铺放平整，芯材边缘到模具边缘间距控制很好，不会由于芯材下滑而变得过大，造成芯材质量超差。
钝尾缘风机叶片及其尾缘立面芯材固定方法

[发明专利]压气机叶片的造型方法以及压气机叶片-CN202210096845.X有效
发明人：王进春;曹传军;刘天一 -专利权人：中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司;中国航发商用航空发动机有限责任公司
申请日： 2022-01-27 - 公布日： 2022-06-21 - 主分类号： F04D29/26 文献下载
摘要：压气机叶片的造型方法包括提供基元叶型的中弧线的前缘金属角和尾缘金属角以及将中弧线的靠近尾缘点的弧线段的金属角设置为与尾缘金属角相同，以获取基元叶型的中弧线。该压气机叶片的尾缘处的金属角设置为不变，这样使得气流在尾缘之前就实现了折转，减小尾缘磨损，进而减小尾缘磨损导致的气动危害，从而有利于压气机长时间稳定可靠的工作。同时尾缘处的金属角不变有利于减小叶片的尾迹宽度，进而减小尾迹的掺混损失。
压气叶片造型方法以及

[发明专利]带有穿孔肋的涡轮叶片尾缘冷却结构及方法和燃气轮机-CN202011513092.5有效
发明人：黄维娜;郭文;娄德仓;李海旺;刘松;由儒全 -专利权人：中国航发四川燃气涡轮研究院
申请日： 2020-12-20 - 公布日： 2023-07-21 - 主分类号： F01D5/18 文献下载
摘要：一种带有穿孔肋的涡轮叶片尾缘冷却结构，其特征为：在涡轮叶片尾缘区域设置有尾缘半劈缝结构，所述尾缘半劈缝结构由尾缘冷气进气腔，分隔肋冷却孔进气孔，尾缘半劈缝表面，尾缘分隔穿孔肋，尾缘分隔肋冷却孔组成，所述尾缘半劈缝结构是将涡轮叶片尾缘压力面的部分壁面切去本发明的带有穿孔肋的涡轮叶片尾缘冷却结构的冷却效果均优于常规叶片尾缘，小吹风比情况下提高明显，大吹风比情况下趋于接近，近下游带穿孔肋的叶片尾缘比常规叶片尾缘冷却效率提高近40%，整体提高约20%左右。
带有穿孔涡轮叶片冷却结构方法燃气轮机

[发明专利]一种用于高温涡轮动叶尾缘的迷宫型内部冷却结构-CN201710281945.9在审
发明人：罗磊;王松涛;杜巍 -专利权人：哈尔滨工业大学
申请日： 2017-04-26 - 公布日： 2017-06-20 - 主分类号： F01D5/18 文献下载
摘要：一种用于高温涡轮动叶尾缘的迷宫型内部冷却结构，属于涡轮传热领域。本发明的一种用于高温涡轮动叶尾缘的迷宫型内部冷却结构，其组成包括，涡轮榫头、涡轮叶身、涡轮叶片前缘及涡轮叶片尾缘，涡轮榫头与涡轮叶身连接；所述的用于高温涡轮动叶尾缘的迷宫型内部冷却结构还包括蛇形通道、尾缘劈缝、迷宫型隔墙单元及涡轮叶片尾缘的空腔，所述的蛇形通道设置在涡轮叶身内部并靠近涡轮叶片前缘设置，所述的迷宫型隔墙单元设置在涡轮叶片尾缘的空腔内部，所述的涡轮叶片尾缘区域设有尾缘劈缝，冷气从所述的尾缘劈缝流出本发明用于高温涡轮动叶尾缘冷却，具有结构简单，加工方便的特点，同时能够减弱杂质在尾缘通道的堆积。
一种用于高温涡轮动叶尾缘迷宫内部冷却结构

[发明专利]带锯齿尾缘翼型的气动和噪声特征模拟方法及装置-CN202010185306.4在审
发明人：张明明;蔡畅;徐建中 -专利权人：中国科学院工程热物理研究所
申请日： 2020-03-17 - 公布日： 2020-07-10 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本公开实施例提供了一种带锯齿尾缘翼型的气动和噪声特征模拟方法、装置及电子设备，属于数据处理技术领域，其中方法包括：将带锯齿尾缘翼型划分为光滑翼型主体和锯齿尾缘；获取所述锯齿尾缘相对流场的升阻力；将所述锯齿尾缘所产项，添加到所述光滑翼型主体对应的动量方程项中，得到所述带锯齿尾缘翼型生的升阻力对应的动量原相对所述流场的气动和噪声特征的流体方程。本公开的方案通过对锯齿尾缘进行模化，以此来得到由锯齿尾缘影响下的流场和声场。该模化方法省时省力、高效灵活，且可适用于不同工况下各种形状的锯齿尾缘。
锯齿尾缘翼型气动噪声特征模拟方法装置

[发明专利]燃气轮机的涡轮静子叶片及采用其的燃气轮机-CN202011114521.1在审
发明人：张正秋;徐克鹏;陈春峰;王文三;蒋旭旭;陈江龙;杨珑;张磊 -专利权人：北京全四维动力科技有限公司
申请日： 2020-10-16 - 公布日： 2020-12-15 - 主分类号： F01D9/02 文献下载
摘要：一种燃气轮机的涡轮静子叶片及采用其的燃气轮机，其中，涡轮静子叶片包括叶片叶身、位于叶片叶身两端的端壁；所述叶片叶身的外表面由吸力面和压力面构成，吸力面和压力面交界区域分别为叶片前缘和叶片尾缘；叶片尾缘对应的端壁部位定义为端壁尾缘；其中，端壁尾缘设置有端壁尾缘空腔，所述端壁尾缘空腔在对应端壁尾缘区域设置至少一个冷气通孔。本发明在端壁尾缘区域设置端壁尾缘空腔，在不增加冷却空气量的情况下，降低涡轮静子叶片端壁尾缘区域的温度和应力水平。
燃气轮机涡轮叶片采用

[实用新型]燃气轮机的涡轮静子叶片及采用其的燃气轮机-CN202022319101.9有效
发明人：张正秋;徐克鹏;陈春峰;王文三;蒋旭旭;陈江龙;杨珑;张磊 -专利权人：北京全四维动力科技有限公司
申请日： 2020-10-16 - 公布日： 2021-05-14 - 主分类号： F01D9/02 文献下载
摘要：一种燃气轮机的涡轮静子叶片及采用其的燃气轮机，其中，涡轮静子叶片包括叶片叶身、位于叶片叶身两端的端壁；所述叶片叶身的外表面由吸力面和压力面构成，吸力面和压力面交界区域分别为叶片前缘和叶片尾缘；叶片尾缘对应的端壁部位定义为端壁尾缘；其中，端壁尾缘设置有端壁尾缘空腔，所述端壁尾缘空腔在对应端壁尾缘区域设置至少一个冷气通孔。本实用新型在端壁尾缘区域设置端壁尾缘空腔，在不增加冷却空气量的情况下，降低涡轮静子叶片端壁尾缘区域的温度和应力水平。
燃气轮机涡轮叶片采用

[发明专利]涡轮叶片和燃气轮机-CN202110776989.5在审
发明人：束国刚;谢永慧;孙磊;熊泓宇;景祺;张荻;付强 -专利权人：中国联合重型燃气轮机技术有限公司;西安交通大学
申请日： 2021-07-09 - 公布日： 2021-09-17 - 主分类号： F01D5/14 文献下载
摘要：本发明公开了一种涡轮叶片和燃气轮机，所述涡轮叶片包括叶片体和尾缘隔板，叶片体具有在其弦向方向上相对的前缘和尾缘，叶片体具有在其弦向方向上位于前缘和尾缘之间的中弦，中弦处设有中弦冷却腔，尾缘处设有尾缘冷却腔；尾缘隔板设置在尾缘冷却腔内以将尾缘冷却腔分隔为包括第一冷却腔和第二冷却腔的多个冷却腔，第二冷却腔在叶片体的弦向方向上相比于第一冷却腔更邻近尾缘设置，叶底上设有与中弦冷却腔连通的中弦冷却气进口、与第一冷却腔连通的尾缘冷却气进口和与第二冷却腔连通的第二冷却气出口，中弦冷却腔的至少一部分与第一冷却腔连通，尾缘隔板上设有射流孔。
涡轮叶片燃气轮机

[发明专利]一种具有静子尾缘开孔抽射的径向轮缘密封结构-CN201710689987.6有效
发明人：杨帆;周莉;王占学;史经纬 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2017-08-14 - 公布日： 2020-08-07 - 主分类号： F01D11/10 文献下载
摘要：本发明公开了一种具有静子尾缘开孔抽射的径向轮缘密封结构，静子尾缘抽射孔位于轮缘密封结构静止部分的内部，静子尾缘抽射孔的进口位于静子尾缘作用区域，静子尾缘抽射孔的出口位于轮缘密封结构静止部分的壁面。通过在静子尾缘和轮缘封严静止部分的内壁面组成一条三维的静子尾缘抽射孔。静子尾缘抽射孔沿周向为倾斜分布，沿径向为光滑过渡的挂钩形结构，使静子尾缘作用区域靠近轮毂的低能流体通过静子尾缘抽射孔在轮缘封严静止部分的内壁面喷出，有效地增加入侵流在密封间隙处的流动阻力，进而减小燃气入侵的程度同时对静子尾缘的低能燃气进行抽吸并二次利用，提高了涡轮的能量利用率和整机的效率。
一种具有静子尾缘开孔抽射径向轮缘密封结构

[发明专利]钝尾缘翼型-CN200610046477.9无效
发明人：申振华 -专利权人：沈阳航空工业学院
申请日： 2006-04-29 - 公布日： 2006-10-11 - 主分类号： B64C3/14 文献下载
摘要：一种钝尾缘翼型，保持了传统的尖尾缘翼型的吸力面形状，而将翼型的尾缘厚度加大至0.5％－3.0％翼型弦长，并从传统的尖尾缘翼型压力面上某点开始与钝尾缘之间光滑连接，形成新的钝尾缘翼型压力面，从而在相同的条件下本发明的优点是：翼型的升力系数及升阻比明显提高，翼型的失速迎角大大推迟；由于本发明的钝尾缘翼型加大了尾缘区域及修改部位的翼型厚度，因而增加了机翼或桨叶的强度和刚性；实施简单，成本低。
钝尾缘翼型

[实用新型]钝尾缘翼型-CN200620090628.6无效
发明人：申振华 -专利权人：申振华
申请日： 2006-04-29 - 公布日： 2007-05-16 - 主分类号： B64C3/14 文献下载
摘要：一种钝尾缘翼型，保持了传统的尖尾缘翼型的吸力面形状，而将翼型的尾缘厚度加大至0.5％－3.0％翼型弦长，并从传统的尖尾缘翼型压力面上某点开始与钝尾缘之间光滑连接，形成新的钝尾缘翼型压力面，从而在相同的条件下本实用新型的优点是：翼型的升力系数及升阻比明显提高，翼型的失速迎角大大推迟；由于本实用新型的钝尾缘翼型加大了尾缘区域及修改部位的翼型厚度，因而增加了机翼或桨叶的强度和刚性；实施简单，成本低。
钝尾缘翼型

[发明专利]一种基于相对弯度的风力机翼型非对称钝尾缘设计方法-CN201510770610.4在审
发明人：张旭;李伟;刘海龙;刘安宇 -专利权人：天津工业大学
申请日： 2015-11-09 - 公布日： 2016-02-03 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于相对弯度的风力机翼型非对称钝尾缘设计方法，包括以下步骤：采用样条函数建立非对称钝尾缘翼型数学表达式；利用k-ωSST模型计算S系列不同弯度翼型非对称钝尾缘改型前后气动性能，确定最佳的尾缘厚度及上下翼面尾缘厚度分配比；分析具有最佳尾缘厚度及其分配比的不同弯度翼型升、阻力系数和升阻比的增幅随相对弯度的变化规律，提出考虑相对弯度的翼型非对称钝尾缘设计方法。本发明的风力机非对称钝尾缘翼型，具有最佳的尾缘厚度2％弦长和其分配比0∶4，并在相对弯度约为1.81％时，相比于同系列其他弯度翼型的非对称钝尾缘改型，其气动性能的提升效果更佳，从而提高了风力机捕获风能的能力
一种基于相对弯度风力机翼对称钝尾缘设计方法

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