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[发明专利]一种高压涡轮机匣结构-CN202311070681.4在审
发明人： 谭晓茗;张佳乐;张王子;单勇 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2023-08-24 - 公布日： 2023-10-24 - 主分类号： F01D25/14 文献下载
摘要：本发明公开了一种高压涡轮机匣结构，涉及航空发动机技术领域。能够对涡轮机匣进行有效的冷却、减小机匣热变形，确保叶尖间隙处在合理的范围。包括涡轮机匣以及涡轮外环，所述涡轮机匣套装在所述涡轮外环上，在涡轮机匣的前端面上固定连接有环状的前安装边；所述涡轮机匣的内部具有空腔，在所述空腔中设有冲击板，在所述冲击板上均匀的开设有多个冲击孔，在所述腔室三中则固定设有多个扰流柱；在所述涡轮机匣的前端面的外侧上开设有接入腔室二的冷气进口，在所述涡轮机匣的前端面及后端面的内侧则开设有接入腔室三的预旋出流孔。在多种冷却方式的作用下，降低涡轮机匣、涡轮外环的温度，防止涡轮机匣及涡轮外环出现较大的热变形。
一种高压涡轮机结构

[发明专利]一体化加力支板及使用该加力支板的加力燃烧室-CN202210438611.9有效
发明人： 谭晓茗;韦裕恒;李文;肖翔;单勇;张靖周 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-04-21 - 公布日： 2023-07-07 - 主分类号： F23R3/28 文献下载
摘要：本发明提供了一种一体化加力支板及使用该加力支板的加力燃烧室，一体化加力支板包括由前缘壁面、尾缘壁面和侧壁面合围形成的具有空腔的加力支板型面，加力支板型面设计为单层薄壁，加强一体化设计的紧凑性，减轻了整体重量，前缘为圆弧型凸曲面，侧壁与尾缘为直线型壁面，整体采用流线外型减少流动损失；所述气膜孔布置于加力支板表面，以前缘迎风脊线和支板轴向为基准进行排列，通过外涵引气进入支板内使冷气从气膜孔流出，在支板外表面形成全覆盖冷却气膜，调节气膜孔排布、结构可实现对加力支板壁面的温度控制，保障多种飞行状态下一体化加力支板的可靠工作，延长使用寿命，提高发动机性能。
一体化加力使用加力燃烧室

[发明专利]一种双螺旋结构涡流管-CN202210538710.4在审
发明人：单勇;陈禹喆;谭晓茗;张靖周 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-05-18 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： F25B9/04 文献下载
摘要：本发明公开了一种双螺旋结构涡流管，属于流体冷却技术领域。本发明包括主管，所述主管的一端为冷端，另一端为热端，冷端与热端之间为管体；在主管的冷端的外周切向地环绕设置有多个与主管的内部连通的切向进气喷嘴；冷端通过冷端分离孔板连通冷端管管道，冷端管管道远离冷端分离孔板的端部为涡流管冷端出口；在主管的热端设置有热端调节阀，所述热端调节阀与主管热端之间的间隙构成涡流管热端出口；所述涡流管冷端出口、冷端管管道、主管、热端调节阀同轴设置；在主管管体外周分布有螺旋槽，螺旋槽外接螺旋翅片。本发明能够进一步提高涡流管能量分离效果，降低冷端流体温度。
一种双螺旋结构涡流

[发明专利]一种涡轮基组合发动机核心机舱-CN202211675049.8在审
发明人：单勇;尤高健;谭晓茗;张靖周 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-12-26 - 公布日： 2023-04-07 - 主分类号： F02K7/16 文献下载
摘要：本发明公开了一种涡轮基组合发动机核心机舱。该方法首先引入冷却气流进入涡轮机舱，对涡轮机舱进行冷却后，在涡轮舱和冲压舱的压差作用下，冷却气体沿埋设于涡轮舱与冲压舱之间的隔热层中的导流管进入冲压机舱，对冲压机舱进行通风冷却，从而实现冷却气流的二次利用，减小了引气量，降低了引气损失。同时，该方法设计了引气环装置引气进入核心机舱，降低了所需进气管的数量，简化优化了设计结构。
一种涡轮组合发动机核心机舱

[发明专利]一种气相射流中添加固体颗粒的装置及方法-CN202010517163.2有效
发明人：孙文静;张靖周;单勇;谭晓茗;王春华 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2020-06-09 - 公布日： 2023-03-31 - 主分类号： G01N15/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种气相射流中添加固体颗粒的装置，包括用于输入气相射流的气体供给系统、用于输入颗粒的螺旋给料系统、流化反应器以及微波监测装置；所述流化反应器底部侧壁设有喷嘴，顶部设有给料口和出料口；所述喷嘴连接气体供给系统，所述给料口连接给料系统，出料口处设有两个微波监测装置；所述流化反应器内部的中轴线处设有搅拌桨，搅拌桨在搅拌电机的驱动下旋转，搅拌桨上设有多层叶片。本发明采用双微波探测器实时监视出口固体颗粒浓度，使得本装置出口气固混合物浓度均匀且稳定；本发明结合螺旋进料和搅拌装置，不仅能够实现大颗粒的添加，同时能够实现小尺寸的固体颗粒浓度的稳定可控。
一种射流添加固体颗粒装置方法

[发明专利]一种排气喷管高温壁面双层螺旋冷却通道结构-CN202211474326.9在审
发明人：单勇;史一诺;连文磊;谭晓茗;张靖周 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-11-23 - 公布日： 2023-03-21 - 主分类号： F02K1/82 文献下载
摘要：本发明提供一种排气喷管高温壁面双层螺旋冷却通道结构，包括靠近喷管内壁的内层冷却通道和靠近喷管外壁的外层冷却通道，两层冷却通道交错分布，外层冷却通道大部分分布在喷管壁面内内层冷却通道未冷却到的区域。冷却剂在外层与内层冷却通道间往复流动，对喷管靠近高温主流燃气侧的内壁面进行对流冷却。冷却剂在冷却通道内整体的流动方向与喷管主流燃气的流动方向相同，对由于入口段效应导致的喷管入口段的高温壁面进行了充分的冷却。此种双层螺旋冷却通道结构大大增加了冷却剂与喷管壁面的换热面积，能够有效降低排气喷管壁面温度。此外，在喷管壁面开设两层冷却通道，提高了其在壁面厚度方向上的空间利用率，同时减少了排气喷管的重量。
一种排气喷管高温双层螺旋冷却通道结构

[发明专利]一种强化换热的红外抑制器及红外抑制方法-CN202210835326.0在审
发明人：单勇;吴忠诚;张靖周;谭晓茗;孙文静 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-07-15 - 公布日： 2023-01-17 - 主分类号： F02K1/82 文献下载
摘要：本发明公开了一种强化换热红外抑制器及红外抑制方法，一方面，利用喷管中高温燃气的排气动能从引气室侧壁所开的多个圆形一级引射口引射环境冷气进入混合管内与高温燃气掺混降温以降低燃气的红外辐射。另一方面，利用混合管出口排出的经一次掺混降温后燃气的动能从混合管外罩上所开的多个方形二级引射口引射环境冷气进入由混合管与混合管外罩形成的矩形环状中空夹层内，对夹层中的混合管外罩内壁面与混合管外壁面进行冷却降温以降低壁面的红外辐射。通过在混合管外壁面均布一定数量的U形肋条以增加混合管外壁面换热面积，并在U形肋条两侧交错布置若干翅片以起到对夹层内冷气的扰流作用，从而强化二级引射冷气与接触壁面的换热。
一种强化红外抑制器抑制方法

[发明专利]适用于多孔体-固壁-流体间耦合换热的数值求解方法-CN202210870601.2在审
发明人：赵璧;聂俊领;隋宏人;姜楠;张靖周;谭晓茗 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-07-22 - 公布日： 2022-12-06 - 主分类号： G06F30/28 文献下载
摘要：本发明公开一种适用于多孔体‑固壁‑流体间耦合换热的数值求解方法。用于解决多孔体‑固壁‑流体间复杂的温度关系在交界面位置难以处理的问题。本发明在固壁内将多孔体处理为插入固壁区域的圆锥形，使得在边界位置三组温度的关系简化为两‑两耦合的温度关系，简化了求解难度，同时锥形的处理消除了多孔体在壁面内温度与固壁温度不一致，导致对另一侧壁面换热计算的影响，使得该方法不仅适用于恒热流边界条件，同样适用于诸如换热器的两端壁面均为耦合换热的场景。本发明能有效简化多孔体‑固壁‑流体边界位置的换热关系，且具有明确的物理意义，适用于多孔介质填充的换热器换热特性数值模拟等场合。
适用于多孔固壁流体耦合数值求解方法

[发明专利]一种带遮挡冷却结构的排气出口-CN202210880727.8在审
发明人：单勇;宋健;张靖周;谭晓茗 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-07-25 - 公布日： 2022-11-04 - 主分类号： F02K1/82 文献下载
摘要：本发明公开了一种带遮挡冷却结构的排气出口，属于航空发动机排气系统技术领域，包括混合管，所述混合管内部中空，尾端为高温主流入口，底部出口段具有排气出口，还包括与混合管形状相匹配的混合管遮挡罩，混合管安装于混合管遮挡罩内部，混合管遮挡罩包裹住混合管，混合管遮挡罩尾端与混合管尾端的高温主流入口之间的空间构成强迫冷却进气入口，混合管遮挡罩底部与混合管底部之间的开口封闭；在混合管底部出口段还设有若干个导流器，所述导流器能够将从强迫冷却进气入口注入的强迫冷却气流经导流器内部从导流器底部排出，从而与从排气出口排出的高温气体形成掺混。本发明大幅降低了混合管壁面温度，从而降低排气出口方向的红外辐射强度。
一种遮挡冷却结构排气出口

[发明专利]一种旋转爆震发动机复合主动冷却结构及旋转爆震发动机-CN202110911541.X有效
发明人：郭世哲;王元帅;谭晓茗;张靖周;张义宁;孟皓;李冬 -专利权人：南京航空航天大学;北京动力机械研究所
申请日： 2021-08-10 - 公布日： 2022-10-21 - 主分类号： F02C7/16 文献下载
摘要：本发明提供一种旋转爆震发动机复合主动冷却结构，包括燃油对流冷却和气膜冷却；燃油对流冷却是利用燃油在燃烧室和喷管壁面的冷却通道内通过对流换热吸热，然后经集油箱收集后统一进入燃烧室参与燃烧，既利用了燃油热沉的吸热实施有效冷却，又提高燃油温度从而有利于组织燃烧，提高燃烧效率。气膜冷却是利用冷却空气通过燃烧室壁面上的倾斜气膜孔进入燃烧室内腔形成气膜，既能阻隔燃烧室壁面与高温燃气的直接接触，又能避免高温燃气倒灌、达到气膜贴壁的效果。本发明能够改善旋转爆震发动机的工作环境，增加燃烧室和喷管的使用寿命，提高发动机整体的运行可靠性。
一种旋转发动机复合主动冷却结构

[发明专利]一种分流遮挡式红外抑制器以及红外抑制方法-CN202110522835.3有效
发明人：单勇;陈苏麒;张靖周;谭晓茗 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2021-07-19 - 公布日： 2022-10-11 - 主分类号： F02K1/82 文献下载
摘要：本发明公开了一种分流遮挡式红外抑制器以及红外抑制方法，包括通入主流的二元引射喷管，二元引射喷管为中空矩形腔体，外侧设有二元混合管，且二元引射喷管外壁面与二元混合管内壁面之间形成矩形环状的中空夹层，为引射夹层；二元混合管内垂直贯穿设有翼形导流挡板和弓形挡板，该翼形导流挡板和弓形挡板顶部形成与外界大气连通的翼形导流挡板引射气流入口和弓形挡板引射气流入口。本发明合理布置弓形挡板冷端壁面大小与位置，对其上游空腔和部件进行遮挡，结构紧凑、流动损失小、能够大幅度降低抑制器整体红外辐射特征。
一种分流遮挡红外抑制器以及抑制方法

[发明专利]一种相位可调的组合式射流振荡器-CN202210402453.1在审
发明人：单勇;桑永军;贾翔中;谭晓茗;张靖周 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-04-18 - 公布日： 2022-08-05 - 主分类号： F15C1/14 文献下载
摘要：本发明公开了一种相位可以调节的组合式射流振荡器，包括上下两个射流振荡器，两者共用一个公共反馈通道；所述公共反馈通道的流通空间结构可变，通过改变公共反馈通道的流通空间结构，控制上、下射流振荡器内射流偏转的方向。本发明可以通过调节弹性壁面的不同状态，使一股入射主流经组合式射流振荡器分为两股在上下振荡腔内偏转方向一致或相反的射流，同时在两个出口产生摆动方向一致或相反的扫掠射流，满足流体控制等领域对特定射流的需求。
一种相位可调组合式射流振荡器

[发明专利]一种具有气膜冷却凹槽的涡轮叶片-CN202110153543.7有效
发明人： 谭晓茗;杨蓓洁;单勇;张靖周;王鹏飞 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2021-02-04 - 公布日： 2022-07-26 - 主分类号： F01D5/14 文献下载
摘要：本发明公开一种具有气膜冷却凹槽的涡轮叶片，叶片压力面侧壁和吸力面侧壁分别在上方设置压力侧肩壁和吸力侧肩壁，压力侧肩壁和吸力侧肩壁形成叶顶凹槽，叶顶凹槽中设置叶顶前缘肋条和叶顶尾缘肋条；叶顶前缘肋条连接压力侧肩壁和吸力侧肩壁，叶顶尾缘肋条一端连接压力侧肩壁，另一端位于叶片中弦线处。带气膜冷却凹槽的叶顶结构具有抑制间隙泄露流动，降低叶顶温度和改善叶顶换热的特性，提升冷气利用率、均匀叶顶温度分布、降低叶顶换热系数，从而减小热负荷，避免叶片高温氧化和腐蚀，延长叶片的使用寿命。叶顶结构简单，与机匣的接触面积小，更能承受叶尖与机匣表面的摩擦，实现更小的叶尖间隙，从而减少叶尖泄漏流与热负荷。
一种有气冷却凹槽涡轮叶片

[发明专利]一种大涵道比涡扇发动机核心舱通风结构及其通风方法-CN202110801133.9有效
发明人：单勇;尹华莉;刘昊;邓明;赵强;谭晓茗;张靖周 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2021-07-15 - 公布日： 2022-07-12 - 主分类号： F02C7/18 文献下载
摘要：本发明提供一种大涵道比涡扇发动机核心舱通风结构及其通风方法，包括进气圆环腔和一组排气格栅；在核心机舱上游的外壳壁面周向位置上开有进气孔，利用冲压进气效应将外涵气流引入进气圆环腔中，冷却气流先在腔内沿周向流动，再周向均匀地从圆环腔端面上的排气小孔排入核心机舱内区域中，用以实现外涵冷却气流能在周向上均匀进入核心机舱内；圆环腔端面存在一个倾斜角度，使外涵冷却气流以一定角度流向核心机舱内的流体区域，更好的达到为核心机机匣表面降温目的，获得更好的舱内流动换热效果；排气格栅位于核心机舱下游壁面，利用外涵气流的抽吸作用，核心机舱内的空气从排气格栅抽吸出来，与外涵气流混合后进入外涵流道。
一种大涵道发动机核心通风结构及其方法

[发明专利]一种一体化支板火焰稳定器双层壁结构的多目标优化方法-CN202210040876.3在审
发明人： 谭晓茗;李文;韦裕恒;肖翔;单勇;张靖周 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-01-14 - 公布日： 2022-05-20 - 主分类号： G06F30/27 文献下载
摘要：本发明公开了一种一体化支板火焰稳定器双层壁结构的多目标优化方法，属于航空发动机强化冷却设计与热防护领域。该方法将航空发动机一体化加力支板火焰稳定器双层壁冷却结构的最大综合冷却效率和最小相对压力损失作为优化目标，以冲击孔孔径di，气膜孔孔径与冲击孔孔径的比值df/di，气膜孔列数m，孔排数n，冲击间距与冲击孔孔径的比值H/di作为待优化参数，建立径向基神经网络数学模型并耦合遗传优化算法进行全局寻优。这种优化方法具有学习能力强、逼近精度高、覆盖范围广、鲁棒性强等优点，可以为高性能航空发动机加力燃烧室一体化加力支板结构设计提供技术支持。
一种一体化火焰稳定双层结构多目标优化方法

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