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公开(公告)号：CN115789698B
公开(公告)日：2024-08-23
申请号：CN202211246144.6
申请日：2022-10-12
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明公开了一种引流喷注强化掺混的超声速稳燃支板，包括支板主体，所述支板主体的内部设置有主流引流机构、燃油引流机构和氧气引流机构，所述主流引流机构包括主流引流通道，所述主流引流通道包括多个引流出气孔和引流进气孔，所述主流引流通道设置在支板主体的内壁，多个所述引流出气孔设置在支板主体的两侧内壁，所述燃油引流机构包括两组燃油内流道，两组所述燃油内流道对称分布在支板主体的两侧内壁，两组所述燃油内流道的一侧内壁分别等密度连接有多个燃油分流道，且多个燃油分流道穿过支板主体的两侧外壁，本发明公开的引流喷注强化掺混的超声速稳燃支板提高了燃油的穿透深度及掺混效率，进而提高了超燃冲压发动机的燃烧性能的效果。
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公开(公告)号：CN116181542A
公开(公告)日：2023-05-30
申请号：CN202310038896.1
申请日：2023-01-13
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明涉及一种同轴等离子体点火器，所述同轴等离子体点火器包括：点火器外壳、陶瓷连接件、点火器阴极和点火器阳极；所述陶瓷连接件同轴设置在所述点火器外壳的内部，所述陶瓷连接件上设置有流道，所述流道的一端与设置在点火器外壳上的进气孔连通，所述流道的另一端对准位于陶瓷连接件和所述点火器外壳之间的点火器放电区；所述点火器阴极同轴设置在所述陶瓷连接件的中心孔内；所述点火器阳极同轴设置在所述点火器外壳的一端。本发明通过同轴设置点火器阴极和点火器阳极的同轴结构等离子体发生器，能够在等离子体发生器内组织等离子体，使等离子体的产生不受发动机内的高速来流环境影响，实现在极端条件下的点火。
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公开(公告)号：CN115750138A
公开(公告)日：2023-03-07
申请号：CN202211246454.8
申请日：2022-10-12
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明属于发动机技术领域，公开了一种带尾喷管流道约束的环形旋转爆震发动机及设计方法，包括用于在点火之后形成高速的旋转爆震波的环形燃烧室，环形燃烧室后端连接有尾喷管，尾喷管里侧设置有整流叶栅，整流叶栅用于将带有较大旋转速度的高速气流转化成轴向流动的高速气流，使高速气流沿轴向方向喷出燃烧室。本发明为提高环形旋转爆震发动机推进性能、减小因出口高速气流带有较大的旋转速度导致的性能损失，提出一种带尾喷管流道约束的环形旋转爆震发动机；在尾喷管内加入该种符合气动规律的整流叶栅，将带有较大旋转速度的高速气流转化成轴向流动的高速气流，让高速气流沿轴向方向喷出燃烧室，进而提高环形旋转爆震发动机的推进性能。
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公开(公告)号：CN114320661A
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202111573356.0
申请日：2021-12-21
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提出了一种基于爆震燃烧激励的回流引射增压系统及其增压方法，属于航天设备领域。解决了宽速域飞行器的动力需求，以及解决现有组合发动机低速需要涡轮或火箭起动，涡轮组合发动机死重大导致推重比小、火箭组合发动机比冲低导致性能难以满足的问题。该系统的增压源的燃气出口与引射器连接，增压源的空气入口与回流流道连接，引射器的尾部、回流流道的头部和出口喷管的头部分别与分流器连接，分流的其中一路进入回流流道，另一路进入出口喷管。本发明利用在Ma0速度下的增压技术，通过爆震燃烧来产生高增压源，并采用回流引射、气动流道滤波等方式使得压力相对稳定并达到高压比工作状态，实现高速来流高性能增压。
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公开(公告)号：CN106533263A
公开(公告)日：2017-03-22
申请号：CN201611245998.7
申请日：2016-12-29
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: H02N11/00
CPC classification number: H02N11/002
Abstract: 高超声速飞行器多级半导体温差发电与冷却一体化系统，涉及高超声速飞行器多级半导体温差发电与冷却一体化技术，目的是为了满足长航时高超声速飞行的热防护与供电的需求。本发明的每一级半导体温差发电装置块包括多个N型半导体热电材料、多个P型半导体热电材料和多个导流片，N型半导体热电材料和P型半导体热电材料间隔排布，并且通过导流片依次串联；多级半导体温差发电装置并联成多级半导体温差发电系统；每一级半导体温差发电装置两侧均设置有与导流片紧密贴合的导热绝缘层，多级半导体温差发电系统的两侧分别为相连通的低温通道和高温通道。本发明适用于高超声速飞行器。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105626254A
公开(公告)日：2016-06-01
申请号：CN201610035360.4
申请日：2016-01-19
Applicant: 哈尔滨工业大学
CPC classification number: F02B69/04 , F02M27/00 , F02M31/14 , F02M31/16 , F02M37/0047
Abstract: 化学回热式柴油机，属于内燃机领域，本发明为解决当前柴油机效率较低、油耗较高的问题。本发明借鉴化学回热式超然冲压发动机和化学回热循环燃气轮机的工作原理，柴油在完成化学回热过程后再喷入气缸燃烧。发动机运行时，柴油从油箱流出经过滤和流量调后，增压形成高压柴油，流入螺旋状的冷却通道吸收气缸中燃料燃烧散入气缸壁面的热量，保护壁面的同时发生化学裂解，生成部分气态小分子产物；切换阀切换至热态燃料油路，高温裂解气和未裂解的柴油蒸汽经由切换阀进入气态燃料喷嘴，然后喷入气缸燃烧；发动机起动时，由于温度场还未建立，柴油进入气缸前仍然为液态，由切换阀切换至冷态燃料油路，由液态燃料喷嘴雾化后喷入气缸。
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公开(公告)号：CN103231796A
公开(公告)日：2013-08-07
申请号：CN201310140268.0
申请日：2013-04-22
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 一种基于等离子体激励的机翼附面层分离抑制方法，它涉及一种飞机机翼超声速燃烧方法，以解决DBD激励的控制方法中，等离子体激励电场和加速电场之间运行需求不匹配，造成机翼附面层分离抑制效果不佳的问题。方法：一、水平孔和径向通孔的内表面均镀有陶瓷膜；二、水平孔与等离子体发生装置连接，等离子体发生装置的入口与外置的氩气储存罐连接；三、两个电极分别位于径向通孔的两侧；四、等离子体发生装置在高电压高频率电源激励作用下产生的等离子体在飞机机翼蒙皮表面处喷射产生射流型的等离子体；五、等离子射流在两个电极电场的作用下加速附面层内的气流流动，实现大分离包的吹脱，抑制了机翼附面层分离。本发明用于抑制飞机机翼流动分离。
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公开(公告)号：CN101949550A
公开(公告)日：2011-01-19
申请号：CN201010298129.7
申请日：2010-09-30
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: F23R3/00
Abstract: 基于射流等离子体活化的超声速稳定燃烧方法，它涉及一种超声速稳定燃烧的方法，以解决现有稳定火焰燃烧方法中的支板厚度较大，导致流动损失大、超声速燃烧性能低的问题。方法：一、第一L形通孔和第三L形通孔中均镀有陶瓷膜；二、第二L形通孔的输入端与燃油管连接，第一L形通孔和第三L形通孔的输入端分别与其对应的等离子体发生装置连接；三、燃油由第二L形通孔注入到主燃烧区处形成扩散火焰；等离子体发生装置产生的等离子体由第一L形通孔和第三L形通孔注入到主燃烧区处并喷射产生射流型的等离子体；四、等离子体促进了扩散火焰的燃烧并形成一股持续的燃烧火焰，实现超声速稳定燃烧。本发明用于超声速燃烧室中燃料的点火、混合和燃烧。
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公开(公告)号：CN101602407B
公开(公告)日：2011-01-19
申请号：CN200910072452.X
申请日：2009-07-02
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64D33/08
Abstract: 基于氨水朗肯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和热沉不足的问题。中心轴的一端与发电机连接，中心轴的另一端分别与循环泵和燃料泵连接，蒸汽透平装在中心轴上且位于循环泵和发电机之间，冷却通道设置在发动机上部的外壁面上。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：CN101602407A
公开(公告)日：2009-12-16
申请号：CN200910072452.X
申请日：2009-07-02
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64D33/08
Abstract: 基于氨水朗肯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和热沉不足的问题。中心轴的一端与发电机连接，中心轴的另一端分别与循环泵和燃料泵连接，蒸汽透平装在中心轴上且位于循环泵和发电机之间，冷却通道设置在发动机上部的外壁面上。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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