CN104791025B - 一种用于降低低压涡轮叶片分离损失的控制结构及方法 - Google Patents
一种用于降低低压涡轮叶片分离损失的控制结构及方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN104791025B CN104791025B CN201510092216.XA CN201510092216A CN104791025B CN 104791025 B CN104791025 B CN 104791025B CN 201510092216 A CN201510092216 A CN 201510092216A CN 104791025 B CN104791025 B CN 104791025B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- air
- pressure turbine
- low
- turbine blade
- hole
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000000926 separation method Methods 0.000 title claims abstract description 36
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 17
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims abstract description 19
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims description 61
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims description 61
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 33
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 9
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 claims description 6
- 230000001154 acute effect Effects 0.000 claims description 4
- 230000002411 adverse Effects 0.000 abstract description 4
- 208000020442 loss of weight Diseases 0.000 abstract 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 7
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 230000006698 induction Effects 0.000 description 2
- 230000008929 regeneration Effects 0.000 description 2
- 238000011069 regeneration method Methods 0.000 description 2
- 238000010008 shearing Methods 0.000 description 2
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 2
- 229910001069 Ti alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 1
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 description 1
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 1
- 239000013585 weight reducing agent Substances 0.000 description 1
Landscapes
- Control Of Turbines (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
针对航空发动机巡航状态下，来流空气密度较低，低压涡轮叶片吸力面易于分离，以及为发动机减重而设计的超高负荷低压涡轮叶型，叶栅通道扩散段逆压梯度加剧，造成分离损失更加严重，涡轮效率急剧下降，本发明公开了一种用于降低低压涡轮叶片分离损失的控制结构及方法，适用于航空发动机高负荷及超高负荷低压涡轮叶片，在涡轮叶片吸力面适当位置开设引气孔，在引气孔的下游开设喷气孔，引气孔和喷气孔之间设置连通管路，该结构在上游尾迹通过引气孔时实现引气，将该股气流在下游喷气孔处喷向主流，增加附面层气流能量，消除了喷气孔下游的分离，从而提高低压涡轮工作效率，扩大低压涡轮工作裕度。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于降低低压涡轮叶片分离损失的控制结构及方法，适用于航空发动机，可有效降低涡轮叶片的分离损失，提高发动机效率。
背景技术
大涵道比涡轮风扇发动机具有耗油率低、污染小、推力大等优势，已成为当今民用飞机的首选动力。对于大涵道比发动机，其推力80％来自于风扇部件，该部件由低压涡轮驱动，这就造成了低压涡轮级数较多，重量较高；同时，由于涡轮属于热端部件，涡轮叶片通常使用密度较高，高温性能较好的镍基合金而非密度较低的钛合金，这进一步加大了低压涡轮的重量。据统计，低压涡轮重量一般占整台发动机重量的20-30％，降低低压涡轮重量是发动机减重的有效途径之一，同时也可提高发动机推重比、降低制造和运营维护成本。目前研究较多的减重方案是通过提高叶型的负荷来进行减重。高负荷叶片设计就是通过减小叶片稠度来提高单个叶片的气动负荷，从而在保持原有级载荷水平的基础上减小单级叶片数目。提高叶片载荷意味着涡轮叶型要经历比低载荷更大的逆压梯度，导致了附面层易于分离，叶型损失增加。另外，对于民用大涵道比涡扇发动机，其设计状态(巡航状态)下的低压涡轮始终处于低Re数工作状态，这进一步加剧了附面层的分离，从而影响低压涡轮的气动效率。
射流式旋涡发生器(VGJ)在控制涡轮叶片表面的分离问题当中得到了广泛的应用。在分离严重时，VGJ可以向主流场倾斜喷射一股射流，使得在射流之后流场中产生一个主流流线方向的旋涡，从而达到控制流动分离的目的；当分离较弱，则可关闭射流，减少能量消耗。该装置可以确保涡轮始终处于低分离、高效的工作状态。但与所有主动控制方案相同，VGJ需要一套复杂的控制机构及气源供应系统，这大大降低了其适用性。
发明内容
为克服现有技术的缺点和不足，针对航空发动机巡航状态下，低压涡轮叶片吸力面易于分离，以及为发动机减重而设计的超高负荷低压涡轮叶型，叶栅通道扩散段逆压梯度加剧，造成分离损失更加严重，涡轮效率急剧下降的问题，本发明旨在提供一种用于降低低压涡轮叶片分离损失的控制结构及方法，通过在涡轮叶片吸力面适当位置开设引气孔，在引气孔的下游开设喷气孔，引气孔和喷气孔之间设置连通管路，通过引气孔将尾迹通过期的高能流体输运至喷气孔形成射流，在涡轮非定常真实工况下，实现对涡轮叶片吸力面分离的周期性控制。
为解决其技术问题，根据本发明所采取的技术方案如下：一种用于降低低压涡轮叶片分离损失的控制结构，适用于航空发动机高负荷或超高负荷低压涡轮叶型，所述低压涡轮包括多级低压涡轮叶片排，各级低压涡轮叶片排均设置在涡轮通道中，各所述低压涡轮叶片均包括吸力面和压力面，其特征在于，在每级低压涡轮叶片排中的各所述低压涡轮叶片的吸力面上沿叶片展向均设置至少一排孔径相同的引气孔和至少一排孔径相同的喷气孔，在叶片的弦向上各所述引气孔设置在巡航状态下吸力面气流速度峰值点处，在叶片的弦向上各所述喷气孔设置在巡航状态下吸力面气流附面层分离泡起始点处，并且在所述低压涡轮叶片的内腔中设置若干连通管路，各所述连通管路将所述引气孔和喷气孔一一连通，所述喷气孔的孔径略大于引气孔的孔径，其孔径为引气孔的100％～120％；各所述连通管路直径由引气孔逐渐扩大，并在喷气孔处达到最大；各所述引气孔和喷气孔，以及设置在各所述引气孔和喷气孔之间的连通管路，形成引气一一喷气气路；其中，当上游高压涡轮叶片的尾迹运行至处于下游的所述低压涡轮叶片的引气孔时，高动量的流体克服所述连通管路的壁面沿程阻力及管路的逆压梯度，在喷气孔形成射流，所述引气一一喷气气路处于打开状态；当上游高压涡轮叶片的尾迹没有运行至处于下游的所述低压涡轮叶片的引气孔时，所述连通管路内的气流处于阻塞状态，所述引气一一喷气气路处于关闭状态。
优选地，所述引气孔的孔径为叶片弦长的1％。
优选地，所述引气孔之间的孔间距为10倍孔径。
优选地，所述喷气孔的孔间距与所述引气孔的孔间距相同。
优选地，所述连通管路包括喷气段管路及引气段管路，两者均为直管路，并由一弯头相连，弯头的曲率半径为0.25％弦长。
进一步地，所述喷气段管路在吸力面的投影线与叶片展向平行，与主流方向垂直，所述喷气段管路与叶片展向的夹角为锐角，优选为30°。
进一步地，所述喷气段管路与弯头的衔接处和吸力面的法向距离为1％弦长。
进一步地，所述引气段管路在吸力面的投影线与主流方向平行，所述引气段管路与主流方向的夹角为锐角。
根据本发明的另一方面，还提供了一种用于降低低压涡轮叶片分离损失的控制方法，适用于航空发动机高负荷或超高负荷低压涡轮叶型，所述低压涡轮包括多级低压涡轮叶片排，各级低压涡轮叶片排均设置在涡轮通道中，各所述低压涡轮叶片均包括吸力面和压力面，其特征在于，
在每级低压涡轮叶片排中的各所述低压涡轮叶片的吸力面上沿叶片展向均设置至少一排孔径相同的引气孔和至少一排孔径相同的喷气孔，在叶片的弦向上各所述引气孔设置在巡航状态下吸力面气流速度峰值点处，在叶片的弦向上各所述喷气孔设置在巡航状态下吸力面气流附面层分离泡起始点处，并且在所述低压涡轮叶片的内腔中设置若干连通管路，各所述连通管路将所述引气孔和喷气孔一一连通，所述喷气孔的孔径略大于引气孔的孔径，其孔径为引气孔的100％～120％；各所述连通管路直径由引气孔逐渐扩大，并在喷气孔处达到最大；各所述引气孔和喷气孔，以及设置在各所述引气孔和喷气孔之间的连通管路，形成引气一一喷气气路；其中，当上游高压涡轮叶片的尾迹运行至处于下游的所述低压涡轮叶片的引气孔时，高动量的流体克服所述连通管路的壁面沿程阻力及管路的逆压梯度，在喷气孔形成射流，所述引气一一喷气气路处于打开状态；当上游高压涡轮叶片的尾迹没有运行至处于下游的所述低压涡轮叶片的引气孔时，所述连通管路内的气流处于阻塞状态，所述引气一一喷气气路处于关闭状态。
本发明的用于降低低压涡轮叶片分离损失的控制结构及方法，由于在涡轮通道内，在吸力面的气流速度峰值点至气流附面层分离泡起始点逆压梯度迅速上升，附面层内气流动量下降，使得引气孔进气动量高于喷气孔出气动量，这构成了气流循环流通的必要条件。但逐渐扩张的连通管路及较窄的管路直径使得引气孔引入的气流很难输运至喷气孔形成射流，因此在不考虑上游尾迹的作用下，连通管路内的气流处于阻塞状态，即引气——喷气的气路处于关闭状态。但真实涡轮部件是在非定常状态下工作的，上游涡轮叶片排的尾迹会周期性地被下游涡轮叶片排切割。当上游涡轮叶片排尾迹运行至下游低压涡轮叶片排的引气孔时，尾迹前缘将加速附面层内气流流速，此时，高动量的流体将可以克服连通管路的壁面沿程阻力及管路的逆压梯度，在喷气口形成射流。射流与主流剪切产生的流线涡结构把主流高动量流体裹挟进边界层中，促进了边界层区与主流区的动量交换，该过程抑制了能量不足的层流附面层分离。当上游涡轮叶片排尾迹过后，附面层将形成尾迹诱导转捩，这一过程将抑制附面层的分离，但尾迹对附面层的影响是有限的，当上一次尾迹影响消失，下一次尾迹还未到来之时，附面层气流将再次分离。而本专利在基于尾迹的引气一一喷气过程刚好解决了尾迹之间分离泡再生的问题，即实现了与尾迹通过频率相同的引气一一喷气。
附图说明
图1为本发明的用于降低低压涡轮叶片分离损失的控制结构示意图。
图2为布置在叶片吸力面上的引气一一喷气气路示意图。
图3为引气一一喷气气路结构布置局部放大示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对本发明进一步详细说明。
针对航空发动机巡航状态下，低压涡轮叶片吸力面易于分离，以及为发动机减重而设计的超高负荷低压涡轮叶型，叶栅通道扩散段逆压梯度加剧，造成分离损失更加严重，涡轮效率急剧下降的问题，本发明提供了一种用于降低低压涡轮叶片分离损失的控制结构及方法，适用于航空发动机高负荷或超高负荷低压涡轮叶型，所述低压涡轮包括多级低压涡轮叶片排，各级低压涡轮叶片排均设置在涡轮通道中，各所述低压涡轮叶片均包括吸力面和压力面，如图1至3所示，低压涡轮叶片包括吸力面100和压力面200，在低压涡轮叶片的吸力面100上沿叶片展向设置至少一排孔径相同的引气孔101和至少一排孔径相同的喷气孔102，在叶片的弦向上各引气孔101设置在巡航状态下吸力面气流速度峰值点处，在叶片的弦向上各喷气孔102设置在巡航状态下吸力面气流附面层分离泡起始点处，并且在低压涡轮叶片的内腔中设置若干连通管路103，各连通管路103将引气孔101和喷气孔102一一连通，喷气孔102的孔径等于或略大于引气孔101的孔径，其孔径为引气孔101的100％～120％；各连通管路103直径由引气孔101逐渐扩大，并在喷气孔102处达到最大；各引气孔101和喷气孔102，以及设置在各引气孔和喷气孔之间的连通管路103，形成引气一一喷气气路；其中，当上游高压涡轮叶片的尾迹运行至处于下游的低压涡轮叶片的引气孔101时，高动量的流体克服连通管路103的壁面沿程阻力及管路的逆压梯度，在喷气孔102形成射流，引气一一喷气气路处于打开状态；当上游高压涡轮叶片的尾迹没有运行至处于下游的低压涡轮叶片的引气孔101时，连通管路103内的气流处于阻塞状态，引气一一喷气气路处于关闭状态。
每个引气孔101与其下游(主流运动方向)的喷气孔102使用连通管路103相连，如图2所示。引气孔101之间的孔间距为10倍孔径，喷气孔102的孔间距与引气孔101的间距相同。将引气孔101及喷气孔102之间的吸力面放大，用以分析连通管路103，如图3所示。连通管路103由喷气段管路1031及引气段管路1032组成，两者均为直管路，并由一90度弯头相连，弯头的曲率半径为0.25％弦长。喷气方向由喷气段管路1031在喷气孔处的切线方向决定，如图3所示，连接管路在喷气孔处的切线方向与叶片展向的夹角为30度，由于喷气段管路1032为直管，因此喷气段管路1032与叶片展向的夹角也为30度，该喷气段管路1032在吸力面100的投影线与叶片展向平行，与主流方向垂直。喷气段管路1032与弯头的衔接处距吸力面法向距离为L，L取为1％弦长。引气方向由引气段管路1031在引气孔处的切线方向决定，如图3所示，连接管路在引气孔处的切线方向与主流方向的夹角为θ，由于引气段管路1031为直管，因此引气段管路1031与主流方向的夹角也为θ，该引气段管路1031在吸力面的投影线与主流方向平行。
由于在涡轮通道内，在吸力面的气流速度峰值点至气流附面层分离泡起始点逆压梯度迅速上升，附面层内气流动量下降，使得引气孔进气动量高于喷气孔出气动量，这构成了气流循环流通的必要条件。但逐渐扩张的连通管路及较窄的管路直径使得引气孔引入的气流很难输运至喷气孔形成射流，因此在不考虑上游尾迹的作用下，连通管路内的气流处于阻塞状态，即引气——喷气的气路处于关闭状态。但真实涡轮部件是在非定常状态下工作的，上游涡轮叶片排的尾迹会周期性地被下游涡轮叶片排切割。当上游涡轮叶片排尾迹运行至下游低压涡轮叶片排的引气孔时，尾迹前缘将加速附面层内气流流速，此时，高动量的流体将可以克服连通管路的壁面沿程阻力及管路的逆压梯度，在喷气口形成射流。射流与主流剪切产生的流线涡结构把主流高动量流体裹挟进边界层中，促进了边界层区与主流区的动量交换，该过程抑制了能量不足的层流附面层分离。当上游涡轮叶片排尾迹过后，附面层将形成尾迹诱导转捩，这一过程将抑制附面层的分离，但尾迹对附面层的影响是有限的，当上一次尾迹影响消失，下一次尾迹还未到来之时，附面层气流将再次分离。而本专利在基于尾迹的引气一一喷气过程刚好解决了尾迹之间分离泡再生的问题，即实现了与尾迹通过频率相同的引气一一喷气循环过程。
以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的范围之内。
Claims (7)
1.一种用于降低低压涡轮叶片分离损失的控制结构，适用于航空发动机高负荷或超高负荷低压涡轮叶型，所述低压涡轮包括多级低压涡轮叶片排，各级低压涡轮叶片排均设置在涡轮通道中，各所述低压涡轮叶片均包括吸力面和压力面，其特征在于，
在每级低压涡轮叶片排中的各所述低压涡轮叶片的吸力面上沿叶片展向均设置至少一排孔径相同的引气孔和至少一排孔径相同的喷气孔，在叶片的弦向上各所述引气孔设置在巡航状态下吸力面气流速度峰值点处，在叶片的弦向上各所述喷气孔设置在巡航状态下吸力面气流附面层分离泡起始点处，并且在所述低压涡轮叶片的内腔中设置若干连通管路，各所述连通管路将所述引气孔和喷气孔一一连通，所述喷气孔的孔径等于或略大于引气孔的孔径，其孔径为引气孔的100％～120％；
各所述连通管路直径由引气孔逐渐扩大，并在喷气孔处达到最大；
各所述引气孔和喷气孔，以及设置在各所述引气孔和喷气孔之间的连通管路，形成引气一一喷气气路；其中，
当上游高压涡轮叶片的尾迹运行至处于下游的所述低压涡轮叶片的引气孔时，高动量的流体克服所述连通管路的壁面沿程阻力及管路的逆压梯度，在喷气孔形成射流，所述引气一一喷气气路处于打开状态；
当上游高压涡轮叶片的尾迹没有运行至处于下游的所述低压涡轮叶片的引气孔时，所述连通管路内的气流处于阻塞状态，所述引气一一喷气气路处于关闭状态。
2.根据权利要求1所述的控制结构，其特征在于，所述引气孔的孔径为叶片弦长的1％。
3.根据权利要求1所述的控制结构，其特征在于，所述引气孔之间的孔间距为10倍孔径。
4.根据权利要求1所述的控制结构，其特征在于，所述连通管路包括喷气段管路及引气段管路，两者均为直管路，并由一90度弯头相连，弯头的曲率半径为0.25％弦长。
5.根据权利要求4所述的控制结构，其特征在于，所述喷气段管路在吸力面的投影线与叶片展向平行，与主流方向垂直，所述喷气段管路与叶片展向的夹角为锐角。
6.根据权利要求5所述的控制结构，其特征在于，所述引气段管路在吸力面的投影线与主流方向平行，所述引气段管路与主流方向的夹角为锐角。
7.一种用于降低低压涡轮叶片分离损失的控制方法，适用于航空发动机高负荷或超高负荷低压涡轮叶型，所述低压涡轮包括多级低压涡轮叶片排，各级低压涡轮叶片排均设置在涡轮通道中，各所述低压涡轮叶片均包括吸力面和压力面，其特征在于，
在每级低压涡轮叶片排中的各所述低压涡轮叶片的吸力面上沿叶片展向均设置至少一排孔径相同的引气孔和至少一排孔径相同的喷气孔，在叶片的弦向上各所述引气孔设置在巡航状态下吸力面气流速度峰值点处，在叶片的弦向上各所述喷气孔设置在巡航状态下吸力面气流附面层分离泡起始点处，并且在所述低压涡轮叶片的内腔中设置若干连通管路，各所述连通管路将所述引气孔和喷气孔一一连通，所述喷气孔的孔径等于或略大于引气孔的孔径，其孔径为引气孔的100％～120％；
各所述连通管路直径由引气孔逐渐扩大，并在喷气孔处达到最大；
各所述引气孔和喷气孔，以及设置在各所述引气孔和喷气孔之间的连通管路，形成引气一一喷气气路；
其中，
当上游高压涡轮叶片的尾迹运行至处于下游的所述低压涡轮叶片的引气孔时，高动量的流体克服所述连通管路的壁面沿程阻力及管路的逆压梯度，在喷气孔形成射流，所述引气一一喷气气路处于打开状态；
当上游高压涡轮叶片的尾迹没有运行至处于下游的所述低压涡轮叶片的引气孔时，所述连通管路内的气流处于阻塞状态，所述引气一一喷气气路处于关闭状态。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201510092216.XA CN104791025B (zh) | 2015-03-02 | 2015-03-02 | 一种用于降低低压涡轮叶片分离损失的控制结构及方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201510092216.XA CN104791025B (zh) | 2015-03-02 | 2015-03-02 | 一种用于降低低压涡轮叶片分离损失的控制结构及方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN104791025A CN104791025A (zh) | 2015-07-22 |
| CN104791025B true CN104791025B (zh) | 2016-05-25 |
Family
ID=53556153
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201510092216.XA Active CN104791025B (zh) | 2015-03-02 | 2015-03-02 | 一种用于降低低压涡轮叶片分离损失的控制结构及方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN104791025B (zh) |
Families Citing this family (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105397223A (zh) * | 2015-12-25 | 2016-03-16 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种吸附式空心静子叶片的制造方法 |
| CN106323078B (zh) * | 2016-08-17 | 2018-12-07 | 西安交通大学 | 一种热质交换强化结构及其设计方法 |
| CN111255744B (zh) * | 2020-03-10 | 2021-04-20 | 南京航空航天大学 | 一种控制压气机/风扇静子叶片吸力面流动分离的微喷气方法 |
| CN112177680B (zh) * | 2020-10-23 | 2022-05-10 | 西北工业大学 | 一种带有减阻凹坑阵列的高压涡轮叶片结构 |
| CN112594011B (zh) * | 2020-12-15 | 2022-09-13 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种高负荷低压涡轮内部流动分离主动调控装置 |
| CN113217462B (zh) * | 2021-06-08 | 2022-11-29 | 西北工业大学 | 亚声速旋涡吹气式压气机叶片 |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB519623A (en) * | 1937-09-24 | 1940-04-02 | Willy Messerschmitt | Improvements relating to arrangements for sucking-off the boundary layer on aeroplane wings |
| GB792243A (en) * | 1953-08-27 | 1958-03-26 | Commw Of Australia | Control of boundary-layer flow |
| DE3043567C2 (de) * | 1980-11-15 | 1982-09-23 | Deutsche Forschungs- und Versuchsanstalt für Luft- und Raumfahrt e.V., 5000 Köln | Anordnung zur Beeinflussung der Strömung an aerodynamischen Profilen |
| FR2908167B1 (fr) * | 2006-11-03 | 2009-02-20 | Centre Nat Rech Scient | Dispositif pour retarder le decollement d'une couche limite |
| EP2650213B1 (en) * | 2012-04-12 | 2014-07-16 | Airbus Operations GmbH | Flow body having a leading edge, a surface and an active flow control system and vehicle comprising at least one such flow body and an air source |
-
2015
- 2015-03-02 CN CN201510092216.XA patent/CN104791025B/zh active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN104791025A (zh) | 2015-07-22 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN104791025B (zh) | 一种用于降低低压涡轮叶片分离损失的控制结构及方法 | |
| CN107202036B (zh) | 一种同时改善静子角区流动的自循环处理机匣 | |
| CN102852668B (zh) | 一种轴流风扇/压气机自引气喷气机构 | |
| CN104196574B (zh) | 一种燃气涡轮冷却叶片 | |
| US8061983B1 (en) | Exhaust diffuser strut with stepped trailing edge | |
| US8246296B2 (en) | Aspirated impeller | |
| CN107191412B (zh) | 一种前后级静子自适应吹吸气的多级轴流压气机 | |
| US20100322777A1 (en) | Compressor blade | |
| US11131205B2 (en) | Inter-turbine ducts with flow control mechanisms | |
| CN113153815B (zh) | 一种基于多孔的超声速吸附式压气机叶片 | |
| CN111734577A (zh) | 一种开缝式风力机叶片装置及开缝方法 | |
| US20110052413A1 (en) | Cooled gas turbine engine airflow member | |
| CN103807201A (zh) | 一种控制压气机静子角区分离的组合抽吸布局方法 | |
| CN111578310A (zh) | 一种用于涡轴发动机的气膜冷却孔结构 | |
| CN104314618A (zh) | 一种低压涡轮叶片结构及降低叶片损失的方法 | |
| CN112177680B (zh) | 一种带有减阻凹坑阵列的高压涡轮叶片结构 | |
| CN113153447A (zh) | 一种强化涡轮静叶端壁泄漏流冷却的预旋结构 | |
| CN115289499B (zh) | 一种燃气轮机燃烧室进气口的空心支板 | |
| CN112594011B (zh) | 一种高负荷低压涡轮内部流动分离主动调控装置 | |
| CN212985448U (zh) | 一种开缝式风力机叶片装置 | |
| JP2013524089A (ja) | 空気抽気システムが装備されたエンジンの圧縮機、特に航空機用ジェットエンジンの圧縮機 | |
| CN115749969A (zh) | 一种前缘自引气和叶顶自适应喷气的转子叶片 | |
| CN112901283B (zh) | 一种蝠鲼型仿生凸台和凹坑结构的多级抽吸气膜冷却孔结构 | |
| Zhou et al. | Study of flow control using a slotted blade for a compressor airfoil at low Reynolds numbers | |
| CN204284005U (zh) | 一种压气机带离散缝式周向槽机匣处理结构 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| EXSB | Decision made by sipo to initiate substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant |