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[发明专利]一种基于压电风扇激励的射流冲击强化传热方法-CN202310563009.2在审
发明人：李金缘;张靖周;李鑫郡 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2023-05-18 - 公布日： 2023-10-10 - 主分类号： F28F13/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于压电风扇激励的射流冲击强化传热方法，步骤如下：射流管流出的介质冲击到目标靶面，在压电风扇周期性振动激励下与目标靶板进行热交换。本发明方法利用压电风扇的周期性振动，一方面直接强化射流的紊流程度，从而提升射流冲击靶面的换热效果；另一方面，源自振动所形成的自叶尖向下游方向持续输出的非稳态射流也能冲击目标靶面或增加靶面上方附近位置的宏观对流过程，因此能够一定程度上强化目标靶面的换热过程。
一种基于压电风扇激励射流冲击强化传热方法

[发明专利]一种篦齿封严结构参数的反向求解方法-CN202310746803.0在审
发明人：王春华;蔡克财;张靖周 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2023-06-25 - 公布日： 2023-09-29 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本发明提供了一种篦齿封严结构参数的反向求解方法，包括：遴选篦齿封严结构参数，确定参数的变化区间；进行数值实验设计，建立物理模型并求解，获得不同结构条件下篦齿封严内部压力分布云图，提取云图中各像素点的灰度值建立数据样本；设计新型卷积神经网络针对压力分布云图与篦齿结构参数的数值关联进行学习，通过试错法确定神经网络的拓扑结构，利用反向传播算法对神经网络进行训练；基于神经网络模型对测试样本中的结构参数展开预测，验证神经网络模型的泛化能力。本发明改进了传统计算流体力学方法无法进行反向计算的不足，提供了一种对篦齿封严这种复杂非线性系统具有高适应性的多参数反向设计方法。
一种篦齿封严结构参数反向求解方法

[发明专利]一种红外抑制器及红外抑制方法-CN202310718254.6在审
发明人：丁金涛;张靖周;单勇;黄兴;苏志敏 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2023-06-15 - 公布日： 2023-09-05 - 主分类号： F01N3/05 文献下载
摘要：本发明提供一种红外抑制器及红外抑制方法，包括弯曲喷管和弯曲混合管。弯曲喷管由内层喷管、外层喷管、中心管、导叶支板组成，通过导叶支板、中心管分别引入舱内冷气、涡轮冷却后余气，并由内层喷管和外层喷管形成引气通道和主、次流的混合室，对高温排气和喷管进行一次引射掺混冷却。弯曲混合管由混合管弯曲段、翼型导叶、混合管扩压段组成；通过弯曲喷管与混合管弯曲段的间隙引入舱内冷气，通过翼型导叶气膜冷却孔引入环境冷气，对排气进行导流及二次引射掺混冷却。各级扩压段间保持引射间隙，引射环境冷气与热气掺混，对排气进行三次引射掺混冷却，同时对自身壁面进行冷却。本发明适用于后输出轴涡轴发动机，能够有效降低排气系统红外辐射。
一种红外抑制器抑制方法

[发明专利]用于高超声速飞行器的自适应形变的水滴形热管预冷装置-CN202310654655.X在审
发明人：侯温馨;王奉明;吕元伟;张镜洋;张靖周 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2023-06-05 - 公布日： 2023-08-22 - 主分类号： F28D15/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于高超声速飞行器的自适应形变的水滴形热管预冷装置，包括蒸发侧高焓空气通道、位于蒸发侧高焓空气通道上方的冷凝侧燃油热沉、水滴形热管阵列；水滴形热管阵列包括若干水滴形热管，水滴形热管包括横截面均为水滴形、且均采用柔性材料的吸液芯和套设在吸液芯外侧的热管管壳，吸液芯内侧设置自适应控制装置和形变片；形变片与水滴形热管尖部的内侧两边固定连接，形变片产生形变改变水滴形热管的构型，自适应控制装置用于根据来流参数控制形变片产生形变。通过自适应控制装置控制形变片改变水滴形热管的构型，使水滴形热管能够在不同的飞行工况下兼顾换热和流阻，满足不同工况下发动机的预冷需求，得到较好的综合换热性能。
用于高超声速飞行器自适应形变水滴热管预冷装置

[发明专利]一种涡轮集气腔出口流量不均匀系数的预测方法-CN201911196815.0有效
发明人：王春华;张小颖;张靖周 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2019-11-29 - 公布日： 2023-07-25 - 主分类号： G06N3/065 文献下载
摘要：本发明公开一种涡轮集气腔出口流量不均匀系数的预测方法，包括以下步骤：选择预测模型的输入参数，并确定参数的变化区间；进行变工况数值实验，制成预测模型的训练样本和测试样本；基于训练样本建立径向基函数神经网络预测模型，并利用试错法确定神经网络经验系数；利用测试样本对径向基函数神经网络预测模型进行测试，验证预测模型的泛化能力。本发明克服了传统经验关联式方法需要大量样本的缺点，提供了一种预测精度高，泛化能力强，具有高鲁棒性的涡轮集气腔流量不均匀系数预测方法。
一种涡轮集气腔出口流量不均匀系数预测方法

[发明专利]一种航空发动机高压涡轮端壁气膜孔布置结构-CN202310399925.7在审
发明人：王黎明;刘春媛;张靖周;孙文静 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2023-04-14 - 公布日： 2023-07-14 - 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高压涡轮端壁气膜孔布置结构，包括航空发动机涡轮第一级静叶端壁上划分的叶片前缘上游及通道三角形区、叶片前缘区、叶片压力侧区、叶片压力侧喉部下游区、叶片吸力侧喉部下游区，利用不同分区下的流动特性对气膜孔进行分区布置，其气膜孔构型能够随意替换，适用于多种吹风比下的航空发动机和燃气轮机第一级静叶端壁；通过引入冷却空气，降低端壁表面的温度，并对叶片前缘及叶片压力面侧进行冷却强化，保护叶片防止烧蚀，同时最大程度上减少对端壁流场边界层的破坏，提高冷却效率和工作温度极限。本发明能够通过调整复合角和气膜孔构型满足对叶片和端壁的不同冷却需求，使得整体的设计更加具有应用价值。
一种航空发动机高压涡轮端壁气膜孔布置结构

[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]一种带热障涂层的涡轮叶片横向槽气膜冷却结构-CN202310283743.3在审
发明人：王思凝;张靖周 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2023-03-22 - 公布日： 2023-06-30 - 主分类号： F01D5/18 文献下载
摘要：本发明公开了一种带热障涂层的涡轮叶片横向槽气膜冷却结构，涉及燃气轮机技术领域，包括涡轮叶片本体，所述涡轮叶片本体的内部设置有冷气腔一和冷气腔二两个部分。通过涂敷热障涂层实现将排气膜孔埋入横向槽的制备，在冷却气体由冷气腔流出排气膜孔后，横向槽结构使得冷却气体与主流充分掺混，形成具有良好展向均匀性及贴壁性的气流，一方面有利于冷却气体流动带走叶片表面的热量，另一方面在叶片表面形成一层气膜，阻隔高温主流向叶片的热量传导，从而极大地提高了气膜冷却效率，本发明的高效叶片冷却结构能够有效降低叶片在服役过程中的温度，为涡轮进口前燃气温度的提升做出巨大贡献，为高效的燃气轮机及航空发动机的发展提供了坚实的基础。
一种热障涂层涡轮叶片横向槽气膜冷却结构

[发明专利]一种共转盘腔内部流动传热的精细化预测方法-CN202310146056.7在审
发明人：王春华;张卓;张靖周 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2023-02-22 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： G06F30/27 文献下载
摘要：本发明公开一种共转盘腔内部流动传热的精细化预测方法，包括以下步骤：选择预测模型的输入参数；进行变工况数值实验设计，根据实验设计方案建立相应的物理模型，并基于物理模型求解结果建立盘腔内部速度、温度及压力分布数据库；构建深度神经网络，并利用反向传播算法对神经网络参数进行训练；验证预测模型的泛化能力。本发明克服了传统计算流体力学方法所带来的的多工况下计算时间长、盘腔结构设计周期长的问题，提供了一种预测精度高、预测速度快、泛化能力强的盘腔内部流动传热预测方法；相较于传统的经验关联式方法也能提供更为详细的三维场分布信息。
一种转盘内部流动传热精细预测方法

[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]一种利用形状记忆合金提高双层壁冷却性能的结构-CN202210586116.2有效
发明人：王春华;李录博;孙文静;张靖周 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-05-26 - 公布日： 2023-04-25 - 主分类号： F23R3/28 文献下载
摘要：本发明公开了一种利用形状记忆合金提高双层壁冷却性能的结构，包括冲击孔板、气膜孔板以及由形状记忆合金加工而成的可调微肋片。可调微肋片安装于气膜孔板冷侧，肋片高度可根据温度进行自适应调节；可调微肋片的布置具有分形特征，以气膜孔为中心向外呈现多级分布，气膜孔外围为4个一级肋片，每个一级肋片分成2个二级肋片，每个二级肋片分为2个三级肋片；冲击后的冷却气流经过气膜孔后进入热气通道，在气膜孔板热侧形成冷却气膜。本发明通过形状记忆合金的热驱动变形能力生成具有分形特征的可调微肋片，当壁温低于临界温度时，记忆合金不发生变形，降低流通阻力；当壁温高于临界温度时，微肋片能强化双层壁的内部换热能力，提高综合冷却效率。
一种利用形状记忆合金提高双层冷却性能结构

[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]一种利用分形扰流柱提高层板冷却性能的结构-CN202211344446.7在审
发明人：王春华;刘一帆;孙文静;张靖周 -专利权人：南京航空航天大学
申请日： 2022-10-31 - 公布日： 2023-04-04 - 主分类号： F02C7/12 文献下载
摘要：本发明公开了一种利用分形扰流柱提高层板冷却性能的结构，包括冲击孔板、气膜孔板以及具有分形特征的扰流柱。冷却气流经过冲击孔后形成射流并冲击气膜孔板冷侧；扰流柱连接冲击孔板和气膜孔板，增大与冷却气流的接触面积，强化气膜孔板向冲击孔板的导热。扰流柱截面具有分形特征，其初始形貌由正方形(1级正方形)生成，将正方形每个边三等分后将中间一段外凸出一个以该段长度为边长的正方形(2级正方形)，然后重复上述步骤，生成N级正方形，以N级正方形端点生成包络线构成扰流柱型面。本发明利用具有分形特征的扰流柱强化与冷却气流的对流换热以及气膜孔板向冲击孔板的导热，提高层板冷却性能。
一种利用分形扰流柱提高冷却性能结构

[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

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