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公开(公告)号：CN118734768B
公开(公告)日：2025-01-24
申请号：CN202411232501.2
申请日：2024-09-04
Applicant: 清华大学
IPC: G06F30/367 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及半导体制造技术领域，提供一种半导体器件的热设计方法、装置、设备及介质，该方法包括：基于器件的待定结构信息得到器件的模型；划分出待设计器件的模型中的近结区域和宏观区域；配置近结区域和宏观区域各自的热仿真参数和限制条件；基于器件的待定结构信息、热仿真参数和限制条件，在待设计器件的模型中进行热仿真模拟过程，在近结区域和宏观区域之间的交界处的温度满足条件时，得到待设计器件的热阻值，能够准确地预测器件的温度场，并有效地进行器件本身的结构设计，从而达到降低器件内部热阻的目的。
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公开(公告)号：CN115802698A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202211153748.6
申请日：2022-09-21
Applicant: 清华大学
Abstract: 本发明公开了一种散热系统及其控制方法、高空高速飞行器，其属于热防护、热管路技术领域，散热系统包括单相蓄热回路、热泵排热回路及辅助热沉模块，单相蓄热回路包括连通的吸热冷板和储液罐，吸热冷板用于吸收发热设备散发的热量，储液罐用于吸收储存第一管路中介质的热量；热泵排热回路的蒸发器用于吸收第一管路中介质的热量，热泵排热回路的冷凝组件用于释放热泵排热回路中的热量；辅助热沉模块包括储液箱、蒸发腔及位于蒸发腔并连通于储液箱的喷嘴，热泵排热回路的部分管路位于蒸发腔内，喷嘴用于向蒸发腔内喷射工质。本发明的目的在于提供一种散热系统及其控制方法、高空高速飞行器，具有较好的散热效果，能够适用于大功率设备的散热。
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公开(公告)号：CN106628276B
公开(公告)日：2019-09-20
申请号：CN201610937042.7
申请日：2016-11-01
Applicant: 清华大学
IPC: B64G1/66
Abstract: 本发明提出一种航天器自驱动两相循环热控制系统，包括与蒸发器顺次相连的膨胀机、冷凝器、储液罐，所述的膨胀机同轴连接有泵，所述冷凝器的出液管道连接于所述储液罐，储液罐的出液管道连接所述蒸发器，在储液罐的出液管道上设置所述泵。本发明提供的航天器自驱动两相循环热控制系统，利用设备废热做功，不需要消耗电能而实现流体循环，节约能量；该系统继承了两相流体循环热控技术的优点，温度均匀性好，换热效率高；膨胀机和泵一体化设计，完全密封，不存在泄露问题，转动位置都有工质进行润滑并带走摩擦产热，可靠性高。
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公开(公告)号：CN118734768A
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202411232501.2
申请日：2024-09-04
Applicant: 清华大学
IPC: G06F30/367 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及半导体制造技术领域，提供一种半导体器件的热设计方法、装置、设备及介质，该方法包括：基于器件的待定结构信息得到器件的模型；划分出待设计器件的模型中的近结区域和宏观区域；配置近结区域和宏观区域各自的热仿真参数和限制条件；基于器件的待定结构信息、热仿真参数和限制条件，在待设计器件的模型中进行热仿真模拟过程，在近结区域和宏观区域之间的交界处的温度满足条件时，得到待设计器件的热阻值，能够准确地预测器件的温度场，并有效地进行器件本身的结构设计，从而达到降低器件内部热阻的目的。
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公开(公告)号：CN118148781A
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202410283721.1
申请日：2024-03-13
Applicant: 清华大学
Abstract: 本发明涉及航空技术领域，尤其涉及一种航空发动机燃油换热装置及方法。航空发动机燃油换热装置包括换热器和多个滑油集油槽，换热器具有燃油通道、多个待换热滑油进口、多个滑油出口和多个互不连通的滑油通道，滑油通道与燃油通道相邻并能够传递热量，多个待换热滑油进口和多个滑油通道一一对应设置，多个滑油出口和多个滑油通道一一对应设置；多个滑油集油槽与多个滑油通道一一对应设置，且每个滑油集油槽沿燃油通道流通方向温度呈逐渐增大的趋势。在实际换热过程中，燃油依次与温度逐渐升高的多股滑油进行换热，这样可改善滑油与燃油之间换热温差的均匀性，降低滑油与燃油之间换热温差的损失，提高滑油与燃油之间的换热效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113911315B
公开(公告)日：2022-03-01
申请号：CN202111519013.6
申请日：2021-12-14
Applicant: 清华大学 , 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC: B64C1/38
Abstract: 本发明涉及飞行器热防护技术领域，公开一种飞行器头锥冷却结构。该飞行器头锥冷却结构主要由散热通道组件构成，散热通道组件与飞行器头锥的形状相适配。所述散热通道组件用于输送冷却液，所述散热通道组件包括若干输入通道和中间通道层，若干所述输入通道呈环形设置于所述飞行器头锥的头部，所述中间通道层呈环状，且所述中间通道层呈网状结构，所述中间通道层的一端沿圆周方向间隔设置有若干进液口，一个所述进液口与一个所述输入通道连通，另一端沿圆周方向间隔设置有若干出液口。该飞行器头锥冷却结构冷却效果较好，能够有效降低飞行器头锥的头部温度，并使得飞行器头锥温度分布均匀，加工简单。
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公开(公告)号：CN105156227B
公开(公告)日：2017-04-19
申请号：CN201510634719.5
申请日：2015-09-29
Applicant: 清华大学
Abstract: 一种预冷吸气式变循环发动机，涉及一种应用于航空航天飞行器的可重复使用的预冷吸气式变循环发动机。该发动机主要由预冷器、涡轮发动机、超级燃烧室和超燃冲压发动机构成。预冷器与超级燃烧室构成亚燃冲压发动机，涡轮亚燃冲压发动机与超燃冲压发动机并联，通过调节切换调节装置来选择内涡轮亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机的工作状态，从而控制整个发动机的工作模态。预冷器能够降低超级燃烧室进口气流温度，增大超级燃烧室的效率，扩大亚燃冲压模态的工作范围，弥补涡轮亚燃向超燃冲压发动机过渡时的推力不足，使本发明具有组合发动机转级平稳过渡的优势。
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公开(公告)号：CN118862273A
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202410785146.5
申请日：2024-06-18
Applicant: 清华大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/28 , G06F111/20 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供一种用于飞行器的综合能量系统一体化仿真方法及装置，其中的方法包括：获取综合能量系统拓扑结构，并生成关联矩阵；基于综合能量系统拓扑结构和关联矩阵，以及预设部件参数和工质物性参数，进行流动求解、传热求解以及电力系统求解；将流动求解结果、传热求解结果以及电力系统求解结果传输至前端，并进行显示。该方法通过在物理本质上将液压、环控、燃油、滑油以及电等子系统的求解归结为了流动、传热与电三类问题的求解，以迭代求解和直接求解相结合的方式，实现了综合能量系统中各子系统的一体化仿真高效求解，全面涵盖了不同形式能量的输运和转换，实现了综合能量系统的分析与建模，保证了其安全、高效、灵活的运行。
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公开(公告)号：CN118066021A
公开(公告)日：2024-05-24
申请号：CN202410213167.X
申请日：2024-02-27
Applicant: 清华大学
Abstract: 本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种飞行器燃油热管理系统、控制方法及飞行器。飞行器燃油热管理系统包括燃油换热流路、滑油换热流路和发电流路。发电流路的设置，能够在滑油热载荷过大时对滑油热载荷实现再利用，通过滑油一部分热载荷(也即一部分热量)经过蒸发器对发电流路中的工质进行加热，被加热的工质进入到膨胀机内参与做功，进而推动与膨胀机连接的发电机工作，实现将滑油的热能转变成电能的目的。另外，从飞机燃油泵流出的燃油通过冷凝器与发电流路中的工质进行换热，以保证进入燃烧室的燃油温度不超过限制值。
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公开(公告)号：CN108386370A
公开(公告)日：2018-08-10
申请号：CN201810179690.X
申请日：2018-03-05
Applicant: 清华大学
IPC: F04D25/06 , F04D17/10 , F04D29/063 , F04D29/057
CPC classification number: F04D25/0606 , F04D17/10 , F04D29/057 , F04D29/063
Abstract: 本发明提供一种离心压缩机。所述离心压缩机包括：电机两端连接的第一输出轴和第二输出轴，基座和端盖分别与机壳的两端密封连接，第一输出轴通过第一径向气浮轴承可转动地设在端盖内，第二输出轴通过第二径向气浮轴承可转动地设在基座内，第二输出轴穿过所述基座，涡轮组件装设在第二输出轴的轴端并与基座密封连接，第一径向气浮轴承的供气口和第二径向气浮轴承的供气口分别与涡轮组件的出气口通过引气管路连通，端盖上设有进气口。发明提供的离心压缩机，将气态工作工质引入到气浮轴承，利用自身被压缩工质实现气浮轴承的润滑，集润滑密封于一体，运行效率高，能够保证压缩机处于高速稳定旋转的状态，且结构紧凑，可应用于地面空间微重力环境。
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