CN115075891A - 一种压力侧排气的气冷涡轮导叶尾缘结构 - Google Patents
一种压力侧排气的气冷涡轮导叶尾缘结构 Download PDFInfo
- Publication number
- CN115075891A CN115075891A CN202210595180.7A CN202210595180A CN115075891A CN 115075891 A CN115075891 A CN 115075891A CN 202210595180 A CN202210595180 A CN 202210595180A CN 115075891 A CN115075891 A CN 115075891A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- exhaust
- trailing edge
- turbine
- guide vane
- pressure side
- 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.)
- Pending
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 41
- 238000000034 method Methods 0.000 abstract description 4
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 9
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 5
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 4
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 3
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 description 3
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 2
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000011160 research Methods 0.000 description 2
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000011324 bead Substances 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 1
- 238000012938 design process Methods 0.000 description 1
- 238000007599 discharging Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000004134 energy conservation Methods 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 238000002844 melting Methods 0.000 description 1
- 230000008018 melting Effects 0.000 description 1
- 238000005272 metallurgy Methods 0.000 description 1
- 239000003345 natural gas Substances 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 238000010248 power generation Methods 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
- 239000012720 thermal barrier coating Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
- F01D25/12—Cooling
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
本发明提供一种压力侧排气的气冷涡轮导叶尾缘结构，是一种通过涡轮导叶尾缘压力侧将冷却空气排出的尾缘结构。本发明的目的是为了提供可有效减小涡轮导叶尾缘厚度，降低涡轮导叶尾迹损失，改善涡轮导叶叶片气动性能，而且还可降低下游动叶非定常作用力的导叶尾缘排气结构。从而解决传统尾缘中间劈缝排气方式导叶尾迹损失大的难题。本发明用于降低燃气轮机涡轮导叶尾迹损失、改善涡轮导叶气动性能领域。
Description
技术领域
本发明涉及的是一种压力侧排气的气冷涡轮导叶尾缘结构，更具体地说，本发明涉及的是一种通过涡轮导叶尾缘压力侧将冷却空气排出，可有效降低涡轮导叶尾迹损失、改善涡轮导叶气动性能的尾缘结构。
背景技术
燃气轮机具有功率密度大、起动速度快、燃料灵活等优点，广泛应用于工业及海上平台发电、天然气输送、石油化工及冶金等领域，也可作为飞机、船舶及地面交通工具的主要动力装置。
现代高性能燃气轮机为了获得更高的循环效率、更大的功率，燃气初温(涡轮进口温度)不断提高。随着涡轮进口温度的不断提高，其运行温度远远超过叶片材料的熔点温度，如目前已投入运行的最先进的燃气轮机涡轮进口燃气温度已经达到1600℃，先进航空发动机的涡轮进口温度更是超过1800℃。确保燃气轮机涡轮叶片在如此高温环境下能够长时间安全可靠地运行主要有三方面的措施：一是不断提高涡轮叶片材料的耐热等级，二是采用先进的冷却技术以降低叶片温度，三是不断提高涡轮叶片隔热涂层的隔热效果。近年来，涡轮进口温度的提高主要归功于涡轮冷却设计水平的提高，其次是由于高性能耐热合金与涂层材料的发展及生产制造工艺水平的进步。显然，涡轮叶片冷却对提高涡轮进口温度，改善燃气轮机性能起到至关重要的作用。
近年来，随着设计技术的不断进步以及计算流体力学的不断发展，全三维优化设计手段不断在涡轮冷却设计过程中得到应用，涡轮冷却设计体系、设计手段及方法不断丰富与完善，先进的设计技术及冷却结构不断推动着涡轮进口温度的提升，涡轮叶片冷却通道形状也更为复杂。为满足节能减排要求，现代燃气轮机不断追求性能的提升，要求涡轮冷却及气动性能不断改善，涡轮叶片寿命及可靠性不断提高。然而，基于传统涡轮叶片尾缘排气结构的冷却技术难以在降低叶片尾缘温度的同时改善涡轮叶片气动性能。
尽管国内外学者及科研人员在涡轮叶片高效冷却及气动设计方面已开展了大量的研究，对改善涡轮叶片冷却及气动性能、揭示涡轮叶片叶身内部冷却流动机理有了一定的认识，但是这些研究并没有关注在改善涡轮叶片叶身冷却的同时如何改善涡轮叶片叶型损失，也鲜有关于通过导叶尾缘压力侧排气结构形式降低涡轮叶片尾缘金属温度、改善涡轮导叶气动性能方面的报道。科研人员希望有一种既可以满足冷却需求又可以有效改善涡轮导叶气动性能的先进尾缘结构形式。
发明内容
本发明的目的是为了提供可有效减小涡轮导叶尾缘厚度，降低涡轮导叶尾迹损失，改善涡轮叶片气动性能，而且还可降低下游动叶非定常作用力的导叶尾缘排气结构。从而解决传统尾缘中间劈缝排气方式导叶尾迹损失大的难题。
本发明的目的是这样实现的：包括长排气尾缘、短排气尾缘、排气连接筋、排气格栅，所述长排气尾缘与短排气尾缘之间形成单侧敞开的冷却空气排气通道，单侧敞开的冷却空气排气通道被沿叶片高度方向均匀分布的排气连接筋分割为一个个排气格栅，进而形成最终的涡轮导叶尾缘冷却空气排气通道，涡轮导叶内部冷却空气从尾缘一个个排气格栅冷却导叶尾缘后排入叶栅通道。所述一种压力侧排气的气冷涡轮导叶尾缘结构排气格栅5布置在涡轮导叶叶片压力侧(叶盆侧)。
进一步地，所述长排气尾缘、短排气尾缘、排气连接筋依次连接成一体。
进一步地，所述长排气尾缘是顺着导叶叶片压力面型线顺延得到。
进一步地，所述长排气尾缘较短排气尾缘在压力侧(叶盆侧)伸出长度在6mm以内。
进一步地，所述长排气尾缘和短排气尾缘之间的夹角(A)在12度以内。
进一步地，所述长排气尾缘的尾缘半径为0.5mm。
进一步地，所述短排气尾缘的尾缘半径为0.4mm。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：相比传统涡轮导叶尾缘中间劈缝排气结构形式，本发明的压力侧排气能够减小涡轮导叶尾缘厚度，从而降低涡轮导叶叶型损失，改善涡轮导叶气动性能，提高涡轮及整机机组效率，减少能源消耗；此外，本发明的压力侧排气能够减小涡轮导叶尾缘厚度，从而降低涡轮导叶气流尾迹宽度，从而可以降低下游动叶非定常作用力，改善下游动叶的受力状态，提高下游动叶的可靠性及寿命。
采用本发明的涡轮导叶，在导叶尾缘相同冷却空气流量的前提下，较中间劈缝尾缘排气结构，在导叶尾缘温度不变的情况下，减小尾迹损失50％，同时降低下游因尾迹引起的非定常作用力40％。
附图说明
图1为本发明的涡轮导叶尾缘排气结构示意图；
图2为本发明的涡轮导叶尾缘排气结构截面示意图；
图3为带有本发明涡轮导叶尾缘排气结构的涡轮叶栅通道示意图；
图4为本发明的涡轮导叶尾缘排气结构尺寸及角度示意图；
图5为传统涡轮导叶尾缘中间劈缝排气结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图与具体实施方式对本发明作进一步详细描述。
具体实施方式一：结合图1至图3说明本实施方式，本实施方式的一种压力侧排气的气冷涡轮导叶尾缘结构，它包括长排气尾缘1、短排气尾缘2和排气连接筋3，所述长排气尾缘1与短排气尾缘2之间形成单侧敞开的冷却空气排气通道4，单侧敞开的冷却空气排气通道4被沿叶片高度方向均匀分布的排气连接筋3分割为一个个排气格栅5，进而形成最终的涡轮导叶尾缘冷却空气排气通道6，涡轮导叶内部冷却空气从尾缘一个个排气格栅5排出，冷却导叶短排气尾缘2、排气连接筋3和长排气尾缘1后排入叶栅通道。
具体实施方式二：结合图1说明本实施方式，本实施方式的所述长排气尾缘1、短排气尾缘2、排气连接筋3依次连接成一体。如此设置，相比常规涡轮导叶尾缘结构，可以加强导叶长排气尾缘1和短排气尾缘2之间的连接，形成一体结构，改善涡轮导叶尾缘受力状态，从而增强涡轮导叶强度，提高涡轮导叶的可靠性及寿命。
其它组成和连接关系与具体实施方式一相同。
具体实施方式三：结合图2至图5说明本实施方式，本实施方式的所述长排气尾缘1是顺着导叶叶片压力面型线7顺延得到。如此设置，导叶叶片型线在短排气尾缘2和长排气尾缘1之间可以实现更光顺的过渡，避免出现类似台阶突然过渡的结构，一方面，可以减少由于台阶出现导致流动不畅、叶型流动损失增加，另一方面，有利于改善尾缘附件的波系结构，减少激波损失，从而全面降低叶型及流动损失。
其它组成和连接关系与具体实施方式一或二相同。
具体实施方式四：结合图2至图5说明本实施方式，本实施方式的所述长排气尾缘1较短排气尾缘2在叶背侧伸出长度(L)在6mm以内。如此设置，长排气尾缘1较短排气尾缘2伸出长度较小，从而可以减少受热面积，从而降低涡轮导叶尾缘附近金属温度，提高涡轮导叶叶片寿命。相比传统涡轮导叶尾缘中间劈缝排气结构形式，本发明的压力侧排气能够减小涡轮导叶尾缘厚度，从而降低涡轮导叶叶型损失，改善涡轮导叶气动性能，提高涡轮及整机机组效率，减少能源消耗。
其它组成和连接关系与具体实施方式一、二或三相同。
具体实施方式五：结合图2至图5说明本实施方式，本实施方式的所述长排气尾缘1和短排气尾缘2之间的夹角(A)在12度以内。如此设置，可以使短排气尾缘2与长排气尾缘1之间平顺过渡，避免由于角度过大导致短排气尾缘2后出现台阶引起较大的尾迹损失，有利于减小长排气尾缘1的厚度，相比传统涡轮导叶尾缘中间劈缝排气结构形式，涡轮导叶叶型损失降低，涡轮导叶气动性能得到改善。
其它组成和连接关系与具体实施方式一、二、三或四相同。
具体实施方式六：结合图2和图3说明本实施方式，本实施方式的所述长排气尾缘1的尾缘半径为0.5mm。如此设置，相比传统涡轮导叶尾缘中间劈缝排气结构叶型，叶片尾缘半径减小，尾缘厚度与弦长之比减少超过200％，叶片尾迹宽度变窄，一方面，降低了叶型流动损失，改善了涡轮气动效率；另一方面，尾迹变窄，尾缘压力波动较小，减弱了尾迹流动引起的激振力，改善了下游动叶的受力状态。
其它组成和连接关系与具体实施方式一、二、三、四或五相同。
具体实施方式七：结合图2和图3说明本实施方式，本实施方式的所述短排气尾缘2的尾缘半径为0.4mm。如此设置，降低了短排气尾缘2附近叶型尾迹损失，另一方面，有利于短排气尾缘2与长排气尾缘1平顺过渡并缩短伸出长度、减小夹角(A)，从而改善涡轮导叶气动性能。
其它组成和连接关系与具体实施方式一、二、三、四、五或六相同。
通过图1-图5说明其工作原理：
长排气尾缘1、短排气尾缘2和排气连接筋3，所述长排气尾缘1与短排气尾缘2之间形成单侧敞开的冷却空气排气通道4，单侧敞开的冷却空气排气通道4被沿叶片高度方向均匀分布的排气连接筋3分割为一个个排气格栅5，进而形成最终的涡轮导叶尾缘冷却空气排气通道6，涡轮导叶内部冷却空气从尾缘一个个排气格栅5排出，冷却导叶短排气尾缘2、排气连接筋3和长排气尾缘1后排入叶栅通道。采用压力侧排气的气冷涡轮导叶尾缘结构后，一方面，通过排气连接筋3加强导叶长排气尾缘1和短排气尾缘2之间的连接，形成一体结构，改善涡轮导叶尾缘受力状态，从而增强涡轮导叶强度，提高涡轮导叶的可靠性及寿命；另一方面，相比传统涡轮导叶尾缘中间劈缝排气结构形式，压力侧排气能够减小涡轮导叶尾缘厚度，从而降低涡轮导叶叶型损失，改善涡轮导叶气动性能，提高涡轮及整机机组效率，减少能源消耗；此外，本发明的压力侧排气能够减小涡轮导叶尾缘厚度，从而降低涡轮导叶气流尾迹宽度，从而可以降低下游动叶非定常作用力，改善下游动叶的受力状态，提高下游动叶的可靠性及寿命。综上，本发明提供一种压力侧排气的气冷涡轮导叶尾缘结构，是一种通过涡轮导叶尾缘压力侧将冷却空气排出的尾缘结构。本发明的目的是为了提供可有效减小涡轮导叶尾缘厚度，降低涡轮导叶尾迹损失，改善涡轮导叶叶片气动性能，而且还可降低下游动叶非定常作用力的导叶尾缘排气结构。从而解决传统尾缘中间劈缝排气方式导叶尾迹损失大的难题。本发明用于降低燃气轮机涡轮导叶尾迹损失、改善涡轮导叶气动性能领域。
Claims (7)
1.一种压力侧排气的气冷涡轮导叶尾缘结构，其特征在于：包括长排气尾缘、短排气尾缘和排气连接筋，所述长排气尾缘与短排气尾缘之间形成单侧敞开的冷却空气排气通道，单侧敞开的冷却空气排气通道被沿叶片高度方向均匀分布的排气连接筋分割为一个个排气格栅，排气格栅布置在涡轮导叶叶片压力侧，形成最终的涡轮导叶尾缘冷却空气排气通道，涡轮导叶内部冷却空气从尾缘一个个排气格栅排出，经冷却导叶短排气尾缘、排气连接筋和长排气尾缘后排入叶栅通道。
2.根据权利要求1所述一种压力侧排气的气冷涡轮导叶尾缘结构，其特征在于：所述长排气尾缘与短排气尾缘通过排气连接筋连接成一体。
3.根据权利要求2所述一种压力侧排气的气冷涡轮导叶尾缘结构，其特征在于：所述长排气尾缘是顺着导叶叶片压力面型线顺延得到。
4.根据权利要求3所述的一种压力侧排气的气冷涡轮导叶尾缘结构，其特征在于：所述长排气尾缘较短排气尾缘在叶背侧伸出长度在5mm以内。
5.根据权利要求4所述的一种压力侧排气的气冷涡轮导叶尾缘结构，其特征在于：所述长排气尾缘和短排气尾缘之间的夹角在10度以内。
6.根据权利要求5所述的一种压力侧排气的气冷涡轮导叶尾缘结构，其特征在于：所述长排气尾缘的尾缘半径为0.6mm。
7.根据权利要求6所述的一种压力侧排气的气冷涡轮导叶尾缘结构，其特征在于：所述短排气尾缘的尾缘半径为0.4mm。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210595180.7A CN115075891A (zh) | 2022-05-29 | 2022-05-29 | 一种压力侧排气的气冷涡轮导叶尾缘结构 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210595180.7A CN115075891A (zh) | 2022-05-29 | 2022-05-29 | 一种压力侧排气的气冷涡轮导叶尾缘结构 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN115075891A true CN115075891A (zh) | 2022-09-20 |
Family
ID=83248355
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202210595180.7A Pending CN115075891A (zh) | 2022-05-29 | 2022-05-29 | 一种压力侧排气的气冷涡轮导叶尾缘结构 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN115075891A (zh) |
Citations (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3807892A (en) * | 1972-01-18 | 1974-04-30 | Bbc Sulzer Turbomaschinen | Cooled guide blade for a gas turbine |
| US4257734A (en) * | 1978-03-22 | 1981-03-24 | Rolls-Royce Limited | Guide vanes for gas turbine engines |
| US4726104A (en) * | 1986-11-20 | 1988-02-23 | United Technologies Corporation | Methods for weld repairing hollow, air cooled turbine blades and vanes |
| GB0022298D0 (en) * | 2000-09-09 | 2000-10-25 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine system |
| US6174135B1 (en) * | 1999-06-30 | 2001-01-16 | General Electric Company | Turbine blade trailing edge cooling openings and slots |
| US6318963B1 (en) * | 1999-06-09 | 2001-11-20 | Rolls-Royce Plc | Gas turbine airfoil internal air system |
| JP2008064002A (ja) * | 2006-09-06 | 2008-03-21 | Ihi Corp | 冷却構造 |
| US20160169003A1 (en) * | 2014-12-16 | 2016-06-16 | Rolls-Royce Plc | Cooling of engine components |
| US20170211393A1 (en) * | 2014-08-01 | 2017-07-27 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas turbine aerofoil trailing edge |
| CN107035421A (zh) * | 2017-06-01 | 2017-08-11 | 西北工业大学 | 一种带有阵列针肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构 |
| CN107143384A (zh) * | 2017-07-18 | 2017-09-08 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种涡轮动叶吸力面的复合角气膜孔布局结构 |
| US20180038233A1 (en) * | 2015-03-17 | 2018-02-08 | Siemens Energy, Inc. | Internal cooling system with converging-diverging exit slots in trailing edge cooling channel for an airfoil in a turbine engine |
| CN109139128A (zh) * | 2018-10-22 | 2019-01-04 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种船用燃气轮机高压涡轮导叶冷却结构 |
| CN210396821U (zh) * | 2018-10-22 | 2020-04-24 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种船用燃气轮机高压涡轮导叶冷却结构 |
| CN111305906A (zh) * | 2020-03-31 | 2020-06-19 | 哈尔滨工程大学 | 一种适用于高温涡轮叶片的带间断直肋半劈缝冷却结构 |
-
2022
- 2022-05-29 CN CN202210595180.7A patent/CN115075891A/zh active Pending
Patent Citations (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3807892A (en) * | 1972-01-18 | 1974-04-30 | Bbc Sulzer Turbomaschinen | Cooled guide blade for a gas turbine |
| US4257734A (en) * | 1978-03-22 | 1981-03-24 | Rolls-Royce Limited | Guide vanes for gas turbine engines |
| US4726104A (en) * | 1986-11-20 | 1988-02-23 | United Technologies Corporation | Methods for weld repairing hollow, air cooled turbine blades and vanes |
| US6318963B1 (en) * | 1999-06-09 | 2001-11-20 | Rolls-Royce Plc | Gas turbine airfoil internal air system |
| US6174135B1 (en) * | 1999-06-30 | 2001-01-16 | General Electric Company | Turbine blade trailing edge cooling openings and slots |
| GB0022298D0 (en) * | 2000-09-09 | 2000-10-25 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine system |
| JP2008064002A (ja) * | 2006-09-06 | 2008-03-21 | Ihi Corp | 冷却構造 |
| US20170211393A1 (en) * | 2014-08-01 | 2017-07-27 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas turbine aerofoil trailing edge |
| US20160169003A1 (en) * | 2014-12-16 | 2016-06-16 | Rolls-Royce Plc | Cooling of engine components |
| US20180038233A1 (en) * | 2015-03-17 | 2018-02-08 | Siemens Energy, Inc. | Internal cooling system with converging-diverging exit slots in trailing edge cooling channel for an airfoil in a turbine engine |
| CN107035421A (zh) * | 2017-06-01 | 2017-08-11 | 西北工业大学 | 一种带有阵列针肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构 |
| CN107143384A (zh) * | 2017-07-18 | 2017-09-08 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种涡轮动叶吸力面的复合角气膜孔布局结构 |
| CN109139128A (zh) * | 2018-10-22 | 2019-01-04 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种船用燃气轮机高压涡轮导叶冷却结构 |
| CN210396821U (zh) * | 2018-10-22 | 2020-04-24 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种船用燃气轮机高压涡轮导叶冷却结构 |
| CN111305906A (zh) * | 2020-03-31 | 2020-06-19 | 哈尔滨工程大学 | 一种适用于高温涡轮叶片的带间断直肋半劈缝冷却结构 |
Non-Patent Citations (4)
| Title |
|---|
| 叶林等: "直肋对扩张型尾缘半劈缝气膜冷却特性影响的实验研究", 《推进技术》 * |
| 戴萍等: "燃气轮机叶片气膜冷却研究进展", 《热能动力工程》 * |
| 李杰等: "涡轮叶片尾缘劈缝结构换热特性试验研究", 《重庆理工大学学报(自然科学)》 * |
| 王宇峰等: "跨声速涡轮叶片半劈缝长度及冷气量对叶栅流场的影响", 《汽轮机技术》 * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN101915130A (zh) | 可变几何涡轮增压器喷嘴环三维叶片及其设计方法 | |
| CN114718659B (zh) | 一种耦合径向肋条和周向槽的涡轮叶顶间隙流控制方法 | |
| CN102434223B (zh) | 大流量空冷汽轮机低压级组末级叶片 | |
| CN115126547B (zh) | 一种吸力侧排气的气冷涡轮动叶尾缘结构 | |
| CN101383541B (zh) | 高压异步电动机的后倾离心式冷却外风扇的设计方法 | |
| CN112177680B (zh) | 一种带有减阻凹坑阵列的高压涡轮叶片结构 | |
| CN115075891A (zh) | 一种压力侧排气的气冷涡轮导叶尾缘结构 | |
| CN115059518B (zh) | 一种吸力侧排气的气冷涡轮导叶尾缘结构 | |
| CN114961875A (zh) | 一种压力侧排气的气冷涡轮动叶尾缘结构 | |
| CN115059516A (zh) | 一种燃气轮机动力涡轮柳条形导叶 | |
| CN116291749A (zh) | 一种用于提高跨声速涡轮动叶顶部气热性能的叶尖结构及叶片 | |
| CN114165477B (zh) | 一种轴向超音通流风扇串列构型及串列构型优化方法 | |
| CN115130234B (zh) | 一种压力侧排气的气冷涡轮导叶造型方法 | |
| CN115098958B (zh) | 一种吸力侧排气的气冷涡轮导叶造型方法 | |
| CN113446261B (zh) | 一种超声速吸附式压气机串列静子叶片 | |
| CN115169022B (zh) | 一种压力侧排气的气冷涡轮动叶造型方法 | |
| CN115203833B (zh) | 一种吸力侧排气的气冷涡轮动叶造型方法 | |
| CN112922674B (zh) | 一种具有气膜冷却凹槽的涡轮叶片 | |
| CN103557034B (zh) | 一种应用于重型中低热值燃机的涡轮第二级导叶片 | |
| Fu et al. | Numerical study of the effect of honeycomb tip on tip leakage flow in turbine cascade | |
| CN109101722B (zh) | 一种涡轮机叶片复合成型设计方法 | |
| CN109117552B (zh) | 一种涡轮机叶片变载荷流型设计方法 | |
| CN114201841A (zh) | 叶片设计方法以及用于风力发电机组的叶片 | |
| Singh et al. | Aerodynamic Design Aspects for Stator of Highly Loaded Tandem Bladed Axial Compressor | |
| CN115098959B (zh) | 一种燃气轮机高压涡轮导叶设计方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |
Application publication date: 20220920 |
|
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |