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公开(公告)号：CN117408134A
公开(公告)日：2024-01-16
申请号：CN202311200196.4
申请日：2023-09-18
Applicant: 哈尔滨工业大学 , 苏州湍流数字科技有限公司
IPC: G06F30/27 , G06N3/0464 , G06N3/048 , G06N3/084 , G06F113/08
Abstract: 超声速涡轮三维流场及激波系重构方法及装置、处理方法及装置，涉及机械技术领域。为解决现有技术中，超声速涡轮的三维流场及激波系高效重构部分却鲜被关注的技术缺陷，本发明提供的技术方案为：超声速涡轮三维流场及激波系重构方法，包括：生成涡轮内流域形态，并匹配关键物理量；将待测超声速涡轮叶片划分为多个截面，分为前半部和后半部，每组的前半部截面处与后半部截面处对应的关键物理量，构成一一对应的数据集合，并划分为训练集和验证集；根据所述训练集和验证集对神经网络进行训练；通过训练后的所述神经网络，对关键物理量进行重构。可以应用于具有高超声速来流的航空发动机和燃气轮机内的旋转机械部件的设计工作中。
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公开(公告)号：CN117606047A
公开(公告)日：2024-02-27
申请号：CN202311206622.5
申请日：2023-09-19
Applicant: 哈尔滨工业大学 , 苏州湍流数字科技有限公司
Abstract: 本发明涉及吸气式旋转爆震涡轮发动机技术领域，具体涉及一种抑制压力反传的旋转爆震燃烧室喷注结构，包括：燃烧室，燃烧室为筒状结构；Laval喷注通道，设于燃烧室的一端，Laval喷注通道包括多个槽体，槽体与燃烧室所在轴线倾斜设置；空气喷注腔，设于Laval喷注通道远离燃烧室的一端；储存通道，与燃烧室的内壁间隔设置，储存通道内设有燃料，且在储存通道与燃烧室之间设有多个燃料喷注孔。通过在燃烧室的一端设置Laval喷注通道同时，槽体与燃烧室所在轴线倾斜设置；喷注结构能够在一定程度上削减压力振荡向上游传播的情况，沿爆震波传播方向倾斜的喷注结构控制压力反传效果更明显，流场稳定性明显增强。
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公开(公告)号：CN119514340A
公开(公告)日：2025-02-25
申请号：CN202411564296.X
申请日：2024-11-05
Applicant: 哈尔滨工业大学 , 苏州湍流数字科技有限公司
IPC: G06F30/27 , G06N3/0455 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 一种基于多通路自注意力网络的涡轮叶片表面场快速预测方法，涉及数据预测技术领域。为解决现有技术中存在的，现有的涡轮叶片表面场预测技术耗时长且计算成本高，精度不足，以及存在显著的温度和压力分布不均匀性的技术问题，本发明提供的技术方案为：一种基于多通路自注意力网络的涡轮叶片表面场快速预测模型建立方法，包括：采集涡轮叶片表面场数据；采集预设多通路自注意力网络架构；进行预处理；根据处理后的多通路自注意力网络架构，对所述涡轮叶片表面场进行特征提取和建模；根据所述特征提取和建模结果，建立“从边界条件到涡轮叶片表面温度场和压力场的映射关系”。适合应用于涡轮叶片表面温度场和压力场预测的工作中。
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公开(公告)号：CN119754933A
公开(公告)日：2025-04-04
申请号：CN202510002580.6
申请日：2025-01-02
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提供一种燃烧加力式油电混合涵道风扇发动机，属于飞行器动力装置领域。解决了现有的混合动力系统在传统发动机的基础上增加了电动机、发电机等装置，结构复杂且重量和体积大的问题。它包括进气道、风扇增压结构、加力燃烧结构和尾喷管，风扇包括风扇转子和风扇静子，外壳与进气道连接，风扇静子固设于外壳，风扇转子转动设置于风扇静子，驱动电机能驱动风扇转子转动，电池用于给驱动电机供电；加力燃烧结构包括燃烧室筒体、中心锥、火焰稳定器和燃油喷嘴，燃烧室筒体与外壳连接，中心锥的大端与风扇静子固连，火焰稳定器固设于燃烧室筒体内，燃油喷嘴设置于火焰稳定器上；燃烧室筒体与尾喷管连接。该发动机的结构简单，体积小，重量轻。
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公开(公告)号：CN114991878A
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202210598550.2
申请日：2022-05-30
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提出了一种涡轮压力侧半劈缝冷却海豹胡须尾缘叶片及成型方法，属于飞行器动力部件被动流动控制技术领域。解决了现有航空发动机的高压涡轮叶片无法在保证尾缘强度的同时，减少尾缘损失并提高尾缘区域的冷却效率的问题。叶片采用带压力侧半劈缝冷却的高压涡轮动叶叶型，叶片上的唇部和尾缘均采用海豹胡须结构，所述唇部的压力侧和尾部均沿叶高方向呈现正弦的起伏，所述尾缘的压力侧和吸力侧以及尾缘点均沿叶高方向呈现正弦的起伏。它主要应用在航空发动机和燃气轮机涡轮中的压力侧半劈缝冷却叶片上。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119514341A
公开(公告)日：2025-02-25
申请号：CN202411564298.9
申请日：2024-11-05
Applicant: 哈尔滨工业大学 , 苏州湍流数字科技有限公司
IPC: G06F30/27 , G06N3/09 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 基于稀疏测量数据的涡轮叶栅试验边界条件反算方法及装置，属于燃气轮机涡轮试验数据处理技术领域，尤其涉及叶栅试验的边界条件的反算；解决了现有技术所存在的计算量大、只关注低雷诺数流动或较为简单的三维甚至二维流动模式，只能应对传感器数量不变且位置固定的场景的问题；所述方法包括以下步骤：用于获取基于自注意力单元和Transformer编码器搭建空间分析网络结构的步骤；用于将归一化后的稀疏测量数据输入训练后空间分析网络结构，获得对应的试验边界条件的步骤。所述的基于稀疏测量数据的涡轮叶栅试验边界条件反算方法及装置，适用于反算涡轮叶栅试验边界条件。
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公开(公告)号：CN119442894A
公开(公告)日：2025-02-14
申请号：CN202411558364.1
申请日：2024-11-04
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F30/27 , G06F30/28 , G06F30/23 , G06F30/25 , G06F30/17 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F113/14 , G06F119/14
Abstract: 本发明提出一种基于深度学习的喷管型面烧蚀退移预测模型的建立方法和系统。该方法基于已有的试验喷管的二维型面烧蚀数据和对应试验喷管针对点火条件的数值模拟得到的壁面数据构建了喷管型面烧蚀退移预测模型，在保证预测精度的前提下有效地减少了预测时间成本以及计算成本；在该方法中还提出了一种针对单条二维烧蚀型面曲线提取数据点形成数据集的方法。该方法根据喷管横坐标取点，通过提取对应横坐标二维型线上的点的数值仿真得到的壁面数据以及点火实验的壁面退移量形成数据集。本发明基于有限的实验数据以及有限的计算资源，在保证精度的前提下减少了预测的时间成本以及计算成本。
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公开(公告)号：CN118391099A
公开(公告)日：2024-07-26
申请号：CN202410608114.8
申请日：2024-05-16
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提出了一种前缘和尾缘的变几何涡轮级仿生叶片及其成型方法，属于船用燃气轮机部件设计技术领域。解决了现有舰船燃气轮机涡轮在变工况运行时，叶片攻角变化大和效率低的问题。采用变几何涡轮级叶片，涡轮级导叶和动叶的前缘采用座头鲸鳍的波状结构，而尾缘采用海豹胡须结构，所述叶片的前缘沿叶高呈现正弦起伏，所述叶片尾缘点、尾缘压力侧和吸力侧均沿叶高呈现正弦起伏。它主要应用在舰船用燃气轮机变几何涡轮叶片上。本发明通过仿座头鲸鳍前缘和仿海豹胡须尾缘结构设计的结合，削弱了涡轮级导叶和动叶在变工况条件下的正负攻角带来的损失，抑制了涡轮级叶片尾迹涡带来的非定常损失，可使变几何涡轮级性能显著提升。
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公开(公告)号：CN117408133A
公开(公告)日：2024-01-16
申请号：CN202311200171.4
申请日：2023-09-18
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F30/27 , G06N3/0464 , G06N3/048 , G06N3/084 , G06F113/08
Abstract: 超声速涡轮二维流场及激波系重构方法及装置、处理方法及装置，涉及机械技术领域。为解决现有技术中，超声速涡轮的二维流场及激波系高效重构部分却鲜被关注的技术缺陷，本发明提供的技术方案为：超声速涡轮二维流场及激波系重构方法，包括：生成待测超声速涡轮的涡轮内流域形态，并匹配预设关键物理量的步骤；将所述预设关键物理量组成数据集合，并将所述数据集合划分为训练集和验证集的步骤；构建融合全连接层和卷积层的神经网络，对所述神经网络进行训练的步骤；通过训练后的所述神经网络，对预设关键物理量进行重构的步骤。可以应用于具有高超声速来流的航空发动机和燃气轮机内的旋转机械部件的设计工作中。
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公开(公告)号：CN114991878B
公开(公告)日：2023-07-07
申请号：CN202210598550.2
申请日：2022-05-30
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提出了一种涡轮压力侧半劈缝冷却海豹胡须尾缘叶片及成型方法，属于飞行器动力部件被动流动控制技术领域。解决了现有航空发动机的高压涡轮叶片无法在保证尾缘强度的同时，减少尾缘损失并提高尾缘区域的冷却效率的问题。叶片采用带压力侧半劈缝冷却的高压涡轮动叶叶型，叶片上的唇部和尾缘均采用海豹胡须结构，所述唇部的压力侧和尾部均沿叶高方向呈现正弦的起伏，所述尾缘的压力侧和吸力侧以及尾缘点均沿叶高方向呈现正弦的起伏。它主要应用在航空发动机和燃气轮机涡轮中的压力侧半劈缝冷却叶片上。
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