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公开(公告)号：CN114790955A
公开(公告)日：2022-07-26
申请号：CN202210487093.X
申请日：2022-05-06
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: F02K7/00
Abstract: 一种可以实现油电增程的混合动力发动机，它涉及一种混合动力发动机，本发明为了解决上述两种发动机的不足，为了实现油电增程、节能减排的目的，本发明包括进气道、涵道风扇组件、隔离段、燃烧室和尾喷管，所述涵道风扇组件包括金属涵道桶、风扇叶片、主轴和电机，进气道、金属涵道桶、隔离段、燃烧室和尾喷管由左至右依次连接，风扇叶片安装在金属涵道桶内，电机通过主轴与风扇叶片连接。本发明结构简单，装卸方便，减少污染物排放，增大发动机推力，降低生产成本。本发明涉及飞行器发动机技术领域。
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公开(公告)号：CN112284566A
公开(公告)日：2021-01-29
申请号：CN202011077100.6
申请日：2020-10-10
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G01K11/32 , G06F30/27 , G06F30/28 , G06N3/04 , G06N3/08 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于深度学习的超声速燃烧室温度测量装置及其测量方法。步骤1：选择OH作为测温分子，计算OH的A2Σ+‑X2Π发射光谱；步骤2：利用光纤探头(2)在燃烧室(1)外监测燃烧后的OH，并传输至光谱仪(4)；步骤3：根据光谱仪(4)的展宽和信噪比通过深度学习建立发射光谱到温度的映射网络；步骤4：将光谱仪与深度学习借助硬件载体整合到光谱设备(5)，内含A2Σ+‑X2Π谱系的光谱；步骤5：即时根据观测值利用深度学习模型计算得到火焰特征温度。本发明为了解决超燃冲压发动机观测困难，传统非接触式测量方式复杂、设备依赖严重，以及基于发射光谱的测量方法不够准确且对噪声抑制作用很差的问题。
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公开(公告)号：CN108839807B
公开(公告)日：2020-12-11
申请号：CN201810455436.8
申请日：2018-05-14
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64D27/02
Abstract: 本发明涉及一种新型的火星飞行器组合推进系统，涉及火星探测与火星飞行器动力技术领域。为了解决现有推进系统需要从地球上携带大量燃料，并无法满足火星飞行器全阶段飞行任务的问题。所述氧化剂贮箱和燃料贮箱的输出端分别与氧化剂泵和燃料泵的输入端对应相连；在所述氧化剂贮箱与氧化剂泵相连的管路上，以及燃料贮箱与燃料泵相连的管路上均设有流量调节阀；氧化剂贮箱和燃料贮箱内的燃料分别通过氧化剂泵和燃料泵输送至燃烧室内进行燃烧，所述燃烧室的末端与尾喷管的首端相连。本发明可以利用火星的可用资源直接制备飞行器所需的推进剂。
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公开(公告)号：CN102797590B
公开(公告)日：2014-12-17
申请号：CN201210269375.9
申请日：2012-07-31
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: F02K7/10
Abstract: 一种基于等离子体激励的进气道附面层分离抑制方法，它涉及一种用于抑制超燃冲压发动机进气道附面层分离，提高进气道性能的方法，以解决非设计马赫数下飞行时进气道进口处产生附面层分离的问题。方法：一、第一径向通道、第二径向通道、第三径向通道和水平通孔的内表面均镀有陶瓷膜；二、水平孔的输入端与等离子体发生装置上的出口连接；三、两个外侧电极设置在锥面的表面上，两个内侧电极镶嵌在锥面内；四、等离子体发生装置产生的等离子体在进口处喷射产生射流型的等离子体；五、等离子在外侧电极和内侧电极的电场作用下加速喷射，加速了附面层的气流流动，抑制了附面层的分离。本发明用于抑制超燃冲压发动机进气道内附面层的分离。
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公开(公告)号：CN103343983A
公开(公告)日：2013-10-09
申请号：CN201310328927.3
申请日：2013-07-31
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 基于强磁场稳定电弧的超声速稳定燃烧方法，它涉及一种发动机燃烧室超声速燃烧方法，以解决现有的支板/凹腔式燃烧方法中几何尺度较大，导致流动损失大、超声速燃烧性能低的问题。方法：一、第一通孔、第二通孔、第三通孔、第四通孔、第五通孔和第六通孔的内表面均镀有陶瓷膜；二、将燃料注入孔与燃油管连接，将三根第一电极分别设置在第一通孔、第二通孔和第三通孔中，将三根第二电极分别设置在第四通孔、第五通孔和第六通孔中；三、将燃油由燃料注入孔注入到发动机燃烧室中；四、将三根第一电极均与直流高压电源负极连接，三根第二电极均与直流高压电源正极连接；五、在垂直于发动机主燃烧室的轴向方向上布置磁场。本发明用于超声速燃烧。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN102797590A
公开(公告)日：2012-11-28
申请号：CN201210269375.9
申请日：2012-07-31
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: F02K7/10
Abstract: 一种基于等离子体激励的进气道附面层分离抑制方法，它涉及一种用于抑制超燃冲压发动机进气道附面层分离，提高进气道性能的方法，以解决非设计马赫数下飞行时进气道进口处产生附面层分离的问题。方法：一、第一径向通道、第二径向通道、第三径向通道和水平通孔的内表面均镀有陶瓷膜；二、水平孔的输入端与等离子体发生装置上的出口连接；三、两个外侧电极设置在锥面的表面上，两个内侧电极镶嵌在锥面内；四、等离子体发生装置产生的等离子体在进口处喷射产生射流型的等离子体；五、等离子在外侧电极和内侧电极的电场作用下加速喷射，加速了附面层的气流流动，抑制了附面层的分离。本发明用于抑制超燃冲压发动机进气道内附面层的分离。
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公开(公告)号：CN101576024B
公开(公告)日：2011-01-05
申请号：CN200910072304.8
申请日：2009-06-16
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 超燃冲压发动机回热式闭式布莱顿冷却循环系统，它涉及一种超燃冲压发动机冷却循环系统。本发明的目的是为了解决现有的高超声速飞行器的超燃冲压发动机冷却困难、冷却用燃料的流量大和热沉不足及燃料供给系统取气困难的问题。中心轴的一端与发电机连接，中心轴的另一端分别与压气机和燃料泵连接，所述涡轮装在发电机和压气机之间的中心轴上，所述冷却通道设置在发动机上部的外壁面上；所述冷却循环系统具有主冷却回路和次冷却回路。本发明用于高超声速飞行器的热防护和发动机的冷却。
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公开(公告)号：CN101509438B
公开(公告)日：2010-11-10
申请号：CN200910071590.6
申请日：2009-03-20
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: F02K7/10
Abstract: 超燃冲压发动机自适应强化换热系统自适应强化换热方法，它涉及一种发动机换热系统的换热方法。针对超燃冲压发动机无法应对高温区域随机变化问题。方法：在燃烧室外壁上加工凹槽构成冷却通道，将双金属片一端固定在冷却通道内的燃烧室壁的外壁上，再将燃烧室装在超燃冲压发动机外套的内腔中，燃烧室壁的外壁与超燃冲压发动机外套的内壁相接触，向冷却通道内充入冷却介质；当燃烧室壁的局部区域温度达到550℃～600℃时，设置在此局部区域内的双金属片受热弯曲，没有固定的一端抬高形成粗糙度，强化换热，当此局部区域温度降到500℃～540℃时，双金属片又恢复到初始状态。本发明的方法能有效响应系统局部高温区域的变化。
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公开(公告)号：CN101580134A
公开(公告)日：2009-11-18
申请号：CN200910072323.0
申请日：2009-06-19
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 基于斯特林循环的高超声速飞行器冷却系统，它涉及一种高超声速飞行器冷却系统。本发明的目的是为了解决现有的高超声速飞行器尤其是超燃冲压发动机冷却困难、冷却用燃料的流量大、热沉不足和需要给飞行器持续供电的问题。所述冷却通道的输出端通过管道与斯特林热机的输入端连接，所述斯特林热机的输出端通过管道与发电机的输入端连接，所述发电机的输出端通过管道与冷却器的高温侧输入端连接，所述冷却器的高温侧输出端通过管道与冷却通道的输入端连接，斯特林热机的工质为高超声速飞行器的冷却剂，燃料为间接冷却剂，在冷却器处完成对斯特林热机工质的冷却。本发明用于高超声速飞行器的热防护和超燃冲压发动机的冷却。
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公开(公告)号：CN101576024A
公开(公告)日：2009-11-11
申请号：CN200910072304.8
申请日：2009-06-16
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 回热式闭式布莱顿超燃冲压发动机冷却循环系统，它涉及一种超燃冲压发动机冷却循环系统。本发明的目的是为了解决现有的高超声速飞行器的超燃冲压发动机冷却困难、冷却用燃料的流量大和热沉不足及燃料供给系统取气困难的问题。中心轴的一端与发电机连接，中心轴的另一端分别与压气机和燃料泵连接，所述涡轮装在发电机和压气机之间的中心轴上，所述冷却通道设置在发动机上部的外壁面上；所述冷却循环系统具有主冷却回路和次冷却回路。本发明用于高超声速飞行器的热防护和发动机的冷却。
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