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[发明专利]涡轮冷却叶片叶身气膜孔与尾缘偏劈缝的参数化建模方法-CN202310082927.3在审
发明人：杨杰 -专利权人：中国航发湖南动力机械研究所
申请日： 2023-02-07 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明涉及涡轮冷却叶片叶身气膜孔与尾缘偏劈缝的参数化建模方法，该方法包括：基于CAESES软件生成基准气膜孔孔柱的轴线，并利用基准气膜孔孔柱的轴线生成涡轮冷却叶片叶身上的气膜孔；基于CAESES软件创建基准偏劈缝板柱的八个顶点，并利用基准偏劈缝板柱的八个顶点生成涡轮冷却叶片的尾缘偏劈缝；将叶身气膜孔的生成过程和尾缘偏劈缝的生成过程，分别封装成第一特征程序和第二特征程序；分别设置第一特征程序和第二特征程序的输入参数，以通过输入第一特征程序和第二特征程序的输入参数，自动生成涡轮冷却叶片的叶身气膜孔和尾缘偏劈缝。本申请提供的技术方案，实现了涡轮冷却叶片叶身气膜孔与尾缘偏劈缝参数化建模的自动化。
涡轮冷却叶片叶身气膜孔尾缘偏劈缝参数建模方法

[发明专利]一种涡轮导向叶片气膜孔加工方法-CN202211202092.2有效
发明人：王瑞科;肖红;杨嘉;乔诗雨;王冬;王震;张军全;张峻铭 -专利权人：中国航发动力股份有限公司
申请日： 2022-09-29 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： B23Q3/06 文献下载
摘要：本发明公开了一种涡轮导向叶片气膜孔加工方法，以导向叶片缘板加工面为定位面将待加工导向叶片装夹定位，在待加工导向叶片的上缘板和下缘板分别选取一个特征点，在待加工导向叶片的叶身上选取多个特征点，采用型面特征点迭代拟合方式，对铸件型面误差和人工装夹误差进行补偿，通过叶身双坐标系迭代，可消除缘板误差对叶身气膜孔位置带来的误差影响；通过缘板特征点的选取，确定缘板区域坐标系，避免叶身坐标系定位带来的缘板气膜孔位置偏差；本方案针对不同型面区域，通过特征点的选取确定不同坐标系，可消除型面误差带来的加工偏差影响，实现气膜孔的精准加工。
一种涡轮导向叶片气膜孔加工方法

[发明专利]涡轮叶片标准件及气膜孔测量系统校验方法-CN202210216438.8在审
发明人：郑帅;万伊婧 -专利权人：中国航发商用航空发动机有限责任公司
申请日： 2022-03-07 - 公布日： 2023-09-19 - 主分类号： F01D5/18 文献下载
摘要：本发明公开了一种涡轮叶片标准件及气膜孔测量系统校验方法，涡轮叶片标准件用于验证气膜孔测量系统的测量准确性或对气膜孔测量系统进行标定，包括叶片、缘板、榫头和多个标准球，所述叶片设置有多个气膜孔，所述榫头用于与气膜孔测量系统的工装进行定位夹持，所述标准球设置在所述叶片和/或所述缘板上以建立零件坐标系，所述标准球位于所述涡轮叶片标准件的边部的位置。使用待校验的所述气膜孔测量系统对所述的涡轮叶片标准件进行测量，将测量数据和所述涡轮叶片标准件的名义几何特性参数进行比对，可以对气膜孔测量系统的测量气膜孔的位置度以及气膜孔的孔径、轮廓度等相关参数进行评定和校验
涡轮叶片标准件气膜孔测量系统校验方法

[发明专利]一种导向叶片气膜孔复合加工方法-CN201910812224.5有效
发明人：王辉明;朱红钢;耿军儒;李文涛;魏颖;王亚东;张文才;张超 -专利权人：中国航发动力股份有限公司
申请日： 2019-08-30 - 公布日： 2020-12-25 - 主分类号： B23H5/04 文献下载
摘要：本发明涉及一种导向叶片气膜孔复合加工方法，在待加工的高压涡轮导向叶片的表面及型腔中均涂抹防飞溅剂，干燥得到具有防飞溅涂层的高压涡轮导向叶片；待加工的气膜孔分别位于高压涡轮导向叶片的叶身和缘板上，叶身上待加工的气膜孔包括第一气膜孔和第二气膜孔；在叶片的型腔中放入防护板，采用电火花加工叶身上第一气膜孔和第二气膜孔，采用激光加工叶身上其余气膜孔以及缘板上的气膜孔，经过后处理完成高压涡轮导向叶片气膜孔激光‑电火花复合加工。本发明采用防护板进行防护，分部位加工，解决了空心叶片对壁击伤及金属飞溅物排屑问题，极大地提高了气膜孔孔径合格率及加工效率，防飞溅剂提高了零件表面质量完整性。
一种导向叶片气膜孔复合加工方法

[实用新型]工作叶片缘板冷却结构-CN201820308098.0有效
发明人：姜祖岗 -专利权人：中国航发商用航空发动机有限责任公司
申请日： 2018-03-06 - 公布日： 2019-02-26 - 主分类号： F01D5/18 文献下载
摘要：本实用新型提供了一种工作叶片缘板冷却结构，工作叶片包括缘板，所述缘板的顶面开设有一气膜孔，所述缘板的内部设有冷却通道，所述冷却通道的一端与所述缘板的侧面连通；所述缘板的侧面设置有一工艺堵头，所述冷却通道的一端与所述工艺堵头连通本实用新型工作叶片缘板冷却结构解决了缘板的局部超温问题，使用铸造型芯构造缘板冷却通道，更自由地设计冷却通道。同时通过工艺堵头改善了叶片内冷结构脱芯问题，蛇形缘板冷却结构加气膜冷却提高了冷却效率，在极少冷却气的情况下解决了叶片缘板的局部超温问题。
缘板冷却通道工艺堵头工作叶片冷却结构本实用新型局部超温连通侧面设置冷却效率蛇形通道叶片缘板铸造型芯冷却气膜冷却蛇形顶面加气膜孔内冷脱芯叶片堵住侧面自由

[发明专利]一种航空发动机涡轮导叶双层壁缘板传热分析方法-CN202211738642.2在审
发明人：宋伟;韩绪军;赵大勇;郦志俊;殷林林;王昱坤;李懋源;苏航;吴伟龙 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2022-12-31 - 公布日： 2023-09-22 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：一种航空发动机涡轮导叶双层壁缘板传热分析方法,包括：根据缘板内压力特性曲线，沿等压线梯度将缘板划分为多个计算区域；在各个计算区域内，将出口背压处于同一量级的气膜孔合并为气膜孔单元，相应的将冲击孔合并为冲击孔单元、扰流柱合并为扰流柱单元；提取接近于真实流动的阻力元件、换热元件；对各个计算区域的气膜孔单元、冲击孔单元、扰流柱单元，以阻力元件、换热元件串联拟合，得到一维流动换热计算网络；在一维流动换热计算网络上，开展基于等压线的精细化流动换热分析，得到缘板内冷却换热面换热系数、换热温度；构建缘板的三维导热网格热分析模型，在各个计算区域的换热面上赋值换热系数、换热温度，进行热计算，得到三维温度场。
一种航空发动机涡轮双层壁缘板传热分析方法

[实用新型]一种涡轮叶片前缘冷却结构-CN201320100569.6有效
发明人：康滨鹏;栾永先;杜治能;卢元丽;宋伟 -专利权人：中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所
申请日： 2013-03-05 - 公布日： 2013-09-25 - 主分类号： F01D5/18 文献下载
摘要：一种涡轮叶片前缘冷却结构，包括榫头，缘板，叶身，叶片前缘，叶片尾缘，叶片内部冷却腔，其特征在于：所述的涡轮叶片前缘冷却结构还包括，圆柱形冷却孔和圆锥形冷却孔；叶身为轴流式叶型面，由圆柱形冷却孔和圆锥形冷却孔复合组成叶片前缘气膜冷却气膜孔结构，圆柱形冷却孔和圆锥形冷却孔的轴线位于同一直线上，气膜孔轴线与叶片外壁面夹角α小于60°，圆锥形气膜孔的锥度比，即气膜孔出口面积/圆柱形冷却孔面积的值大于1.3，圆柱形冷却孔直径大于0.25mm，圆柱形冷却孔的有效长度大于本实用新型的优点：通过在涡轮叶片前缘采用圆锥形气膜孔，提高叶片前缘气膜冷却的有效性，改善高温涡轮叶片前缘冷却。
一种涡轮叶片前缘冷却结构

[发明专利]燃气轮机、导向叶片及其导叶缘板-CN202010608572.3在审
发明人：骆剑霞;王晓增;张笑雷 -专利权人：中国航发商用航空发动机有限责任公司
申请日： 2020-06-29 - 公布日： 2022-01-14 - 主分类号： F01D9/04 文献下载
摘要：本发明的一个目的在于提供一种导叶缘板，能够提升对导向叶片及其缘板的冷却效率。本发明的另一目的在于提供一种导向叶片，其包括前述导叶缘板。本发明的又一目的在于提供一种燃气轮机，其包括前述导向叶片。为实现前述一个目的的导叶缘板，具有缘板本体、冲击盖板以及形成于冲击盖板与缘板本体之间的冲击腔，缘板本体上贯穿开设有气膜孔，并具有前缘部以及尾缘部。缘板本体的前缘部和/或尾缘部中开设有冷却腔，冲击腔的内侧壁面开设有通道，通道连通冷却腔与冲击腔，冷却腔的壁面中开设有气膜孔，气膜孔连通冷却腔以及缘板的流道面外侧。
燃气轮机导向叶片及其导叶缘板

[发明专利]一种带有伸根部供气孔及缘板气膜孔的涡轮动叶-CN202110842832.8在审
发明人：侯隆安;马海红;李越;林洪飞;卫嘉;李宗全;张立超 -专利权人：中国船舶重工集团公司第七0三研究所
申请日： 2021-07-26 - 公布日： 2021-09-17 - 主分类号： F01D5/18 文献下载
摘要：本发明属于燃气轮机技术领域，具体涉及一种带有伸根部供气孔及缘板气膜孔的涡轮动叶。本发明采用根部供气孔及缘板气膜孔组合的冷却结构，能有效冷却燃气轮机涡轮动叶缘板，且该结构不会对原有冷却结构带来较大改动，能够满足冷却效果及工艺性的双重要求。
一种带有根部气孔缘板气膜孔涡轮

[发明专利]一种航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构-CN202211421825.1有效
发明人：宋伟;刘永泉;梁彩云;陈云;贺佳慧;栾永先 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2022-11-15 - 公布日： 2023-03-14 - 主分类号： F01D9/02 文献下载
摘要：本申请属于非变容式发动机设计技术领域，具体涉及一种航空发动机涡轮导向叶片缘板冷却结构，包括：缘板，其内具有空腔，其外侧壁具有多排冲击孔，其内侧壁具有多排气膜孔；多排扰流柱，在空腔内设置，支撑在外侧壁、内侧壁之间；其中，各排冲击孔与空腔连通，交错分布；各排气膜孔与空腔连通，交错分布；各排扰流柱，交错分布；每个冲击孔由四个扰流柱环绕；每个气膜孔由四个扰流柱环绕；相临近的冲击孔、气膜孔间，间隔一个扰流柱。
一种航空发动机涡轮导向叶片冷却结构

[发明专利]一种具有收缩型端壁气膜孔冷却结构的涡轮转子叶片-CN202111098959.X有效
发明人：张魏;张鹏;刘松;王鹏飞;郭文;李广超;查海勇;赵长宇;何洪斌 -专利权人：沈阳航空航天大学
申请日： 2021-09-18 - 公布日： 2022-08-23 - 主分类号： F01D5/18 文献下载
摘要：一种具有收缩型端壁气膜孔冷却结构的涡轮转子叶片，属于燃气涡轮发动机技术领域，涡轮转子叶片包括叶身、端壁、中间叶根、榫头、供气通道和多个第一气膜孔；叶身设置为流线型，包括前缘、尾缘、吸力面、压力面、尾缘劈缝和蜿蜒通道；蜿蜒通道设置在叶身内部引导冷气沿不同的方向流动，叶身与端壁连接，第一气膜孔设置在端壁、前缘和压力面上；供气通道设置在榫头和中间叶根的内部，供气通道与蜿蜒通道相通；第二气膜孔设置在端壁上，端壁气膜孔与供气通道相通，第二气膜孔的入口面积大于出口面积，呈逐渐收缩状。第二气膜孔布置在端壁上，既保证了叶片原来的结构强度，又能对叶片尾缘进行冷却。
一种具有收缩型端壁气膜孔冷却结构涡轮转子叶片

[发明专利]一种涡轮导叶端壁复合冷却结构-CN202110616532.8有效
发明人：杨星;丰镇平 -专利权人：西安交通大学
申请日： 2021-06-02 - 公布日： 2022-02-01 - 主分类号： F01D9/02 文献下载
摘要：本发明公开了一种涡轮导叶端壁复合冷却结构，第一气膜孔包括多排，间隔布置在导叶端壁上，导叶端壁通过冲击腔前缘侧板和冲击腔尾缘侧壁连接冲击板，冲击板上布置有多排冲击孔，冲击孔与第一气膜孔之间为叉排布置，在冲击腔尾缘侧壁上布置有第二气膜孔，冷却空气经冲击孔冲击导叶端壁内侧形成冲击横流，冲击横流分别经第一气膜孔和第二气膜孔实现端壁外部气膜冷却和下游端壁的二次冷却。本发明通过兼顾端壁内部冲击冷却和外部气膜冷却的性能提升，并充分发挥两者的协同效应，有效提高了端壁的综合冷却性能，同时利用冷气对下游动叶端壁的二次冷却效应，减少端壁的冷气使用量，有利于提高航空发动机的总体性能
一种涡轮导叶端壁复合冷却结构

[发明专利]用于高压涡轮叶片气膜孔测量设备校准的标准件及其方法-CN202310550807.1在审
发明人：闫峰;高继昆;王荣誉;何小妹;张涛;德晓薇;李季 -专利权人：中国航发沈阳发动机研究所
申请日： 2023-05-16 - 公布日： 2023-08-18 - 主分类号： G01B21/00 文献下载
摘要：本申请涉及一种用于高压涡轮叶片气膜孔测量设备校准的标准件及其方法，其中，标准件，包括：标准叶片，为中空结构，其叶盆面上具有第1‑4列标准气膜孔，叶背面上具有第5‑9列标准气膜孔；其中，第1、4列标准气膜孔的直径为0.3mm，上公差为0.01mm，下公差为0mm，圆柱度为0.005mm；第2、3列标准气膜孔的直径为0.4mm，上公差为0.01mm，下公差为0mm，圆柱度为0.005mm；第5、8、9列标准气膜孔的直径为0.3mm，上公差为0.01mm，下公差为0mm，圆柱度为0.005mm；第6、7列标准气膜孔的直径为0.4mm，上公差为0.01mm，下公差为0mm，圆柱度为0.005mm；缘板，呈平行四边形状，上表面连接在标准叶片根部；圆柱，直径为10mm，长度为40mm，一端连接在缘板下表面，另一端连接测量设备转台。
用于高压涡轮叶片气膜孔测量设备校准标准件及其方法

[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]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

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