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公开(公告)号：CN116976234A
公开(公告)日：2023-10-31
申请号：CN202210426058.7
申请日：2022-04-22
IPC: G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明属于亚燃冲压发动机领域，公开了一种亚燃冲压发动机不稳定模态安全保护控制器的设计方法，基于已有的亚燃冲压发动机模型；分别选定燃油当量比与燃油当量比和/或尾喷管喉部面积作为定几何亚燃冲压发动机的指令变化参数；选定亚燃冲压发动机推力和进气道稳定裕度作为性能参数；建立定几何亚燃冲压发动机模型；利用最小二乘法进行系统辨识，得到对应的模型传递函数；基于求得的两个系统辨识传递函数，分别设计PID控制器，满足对定几何亚燃冲压发动机的控制需求；建立控制回路切换规则；设计增量式控制器。本发明实现对亚燃冲压发动机正常工作过程的推力控制以及发动机工况接近不起动危险工况时的安全保护控制，确保亚燃发动机发动机正常工作。
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公开(公告)号：CN116241385A
公开(公告)日：2023-06-09
申请号：CN202211094338.9
申请日：2022-09-08
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: F02K7/10
Abstract: 本发明属于超燃冲压发动机技术领域，公开了一种高超声速进气道激波串前缘位置的安全裕度表征的保护控制方法。步骤1：确定进气道的安全裕度表征；步骤2：基于步骤1进气道的安全裕度表征，选取激波串的目标位置；步骤3：基于步骤2选取的激波串的目标位置，监测进气道的安全裕度；步骤4：基于步骤3监测进气道的安全裕度，对进气道裕度进行闭环控制。本发明能够在进气道出现不起动时及时地对工作状态进行识别，更重要的是能够避免进气道不起动的发生，对进气道实施安全裕度控制。
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公开(公告)号：CN115600372A
公开(公告)日：2023-01-13
申请号：CN202211113842.9
申请日：2022-09-14
Applicant: 哈尔滨工业大学(CN)
IPC: G06F30/20 , G06F111/10 , G06F113/08
Abstract: 本发明公开了一种内转式进气道中激波串前缘位置数学模型的修正方法。步骤1：记录内转式进气道中激波串长度经验公式中的关键参数；步骤2：修正步骤1的经验公式中动量厚度雷诺数Reθ的幂指数K；步骤3：对步骤1的经验公式，引入激波串的非对称程度变量Dasym；步骤4：修正非对称程度变量Dasym的幂指数；步骤5：将已修正的数学模型所预测的激波串前缘位置与实际测量的激波串前缘位置进行对比；若误差小，则修正的数学模型可以用来准确估计内转式进气道中激波串的前缘位置；若误差较大，返回步骤2，继续修正数学模型直至误差符合要求为止。用以解决内转式进气道复杂的几何构型导致原始的激波串长度经验公式，难以准确预测激波串前缘位置的问题。
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公开(公告)号：CN106845717B
公开(公告)日：2021-04-09
申请号：CN201710056914.3
申请日：2017-01-24
Applicant: 哈尔滨工业大学 , 哈尔滨燃卓科技开发有限公司 , 南京遒涯信息技术有限公司
Abstract: 一种基于多模型融合策略的能源效率评价方法，本发明涉及基于多模型融合策略的能源效率评价方法。本发明为了解决现有能源效率计算特征难以选择，模型评价结果不准的问题。本发明步骤为：步骤一：将数据进行归一化处理，得到归一化训练集；步骤二：对步骤一得到的归一化训练集进行特征选择；采用将信息增益和核主成份分析相结合的融合方法选取特征；即利用信息增益计算得到特征排序后，利用主成份分析方法做校核计算。步骤三：根据步骤一和步骤二建立多分类器融合的评价模型，得到能源效率评价的分类结果；步骤四：对步骤三得到的分类结果进行聚类分析，得到最终的聚类结果。本发明应用于能源效率有效评估领域。
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公开(公告)号：CN105673088A
公开(公告)日：2016-06-15
申请号：CN201610035442.9
申请日：2016-01-19
Applicant: 哈尔滨工业大学
CPC classification number: F01D5/185 , F01D5/06 , F01D5/08 , F01D5/087 , F02C7/22 , F02C7/222 , F05D2260/232
Abstract: 一种油冷涡轮动叶片，本发明涉及涡轮/冲压或火箭/冲压组合发动机领域。本发明要解决空气涡轮在高马赫数飞行条件下使用受限的技术问题。系统包括燃料箱、燃料泵、空心轴和空气涡轮，空心轴内部的中空管状结构为冷却通道，空气涡轮转子部分由轮盘和叶片组成，轮盘和叶片内部分布冷却通道。本发明利用飞行器自身所带的燃料作为冷却剂对涡轮叶片进行冷却，解决了高马赫数飞行条件下空气温度过高而导致空气涡轮使用受限的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105577031A
公开(公告)日：2016-05-11
申请号：CN201511008984.9
申请日：2015-12-28
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: H02N3/00
CPC classification number: H02N3/00
Abstract: 基于碱金属热电直接转换的高超声速飞行器冷却/发电系统，本发明涉及一种基于碱金属热电直接转换的高超声速飞行器冷却/发电系统。本发明是为了解决当前高超声速飞行燃料热沉不足、易结焦积碳的问题，该系统包括电磁泵、碱金属-燃料换热器、碱金属工质通道、燃料管道、多孔薄膜电极、β”氧化铝固体电解质层、第一导线、第二导线、负载和阳极。本实施例将冷却系统和发电系统合二为一，降低了结构质量，减小了质量惩罚；碱金属工质导热性好，能有效保证燃烧室壁面材料处于许用温度下；减少了对燃料热沉的需求，降低了燃料需用量和最高温度，减轻燃料重量并降低碳氢燃料发生结焦积碳的可能性。本发明应用于高超声速飞行器冷却/发电系统领域。
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公开(公告)号：CN102230848A
公开(公告)日：2011-11-02
申请号：CN200710144717.3
申请日：2007-12-03
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 高超声速进气道起动/不起动模式最优分类面的获取方法，它涉及的是高超声速进气道的技术领域。它是为了解决现有技术还不能准确的得到高超声速进气道起动/不起动模式的最优分类面，导致控制系统不能快速对当前进气道工作状态进行检测的问题。该方法的步骤为：通过风洞试验或者数值模拟得起动/不起动模式分类的训练样本；根据流量捕获特性定义工作模式和分类规则；利用支持向量机方法进行特征选择，用线性判别分析方法对不同传感器组合进行优化，最终得到最优分类面。本发明能快速得到高超声速进气道起动/不起动模式的最优分类面，并能得到高超声速进气道起动/不起动两种模式之间的隔离带，在一定程度上克服了测量噪声和干扰的影响。
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公开(公告)号：CN115541245A
公开(公告)日：2022-12-30
申请号：CN202210973335.6
申请日：2022-08-15
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明属于高超声速进气道不起动失稳监测识别技术领域，具体涉及一种基于支持向量机模型的高超声速进气道不起动识别方法。步骤1：采集进气道起动和不起动状态下，最佳压力测点上的压力数据；步骤2：利用步骤1的压力数据训练支持向量机模型；步骤3：基于步骤2训练的支持向量机模型，建立分类准则；步骤4：在获得最佳压力测点上的压力数据后，带入准则中即可判断进气道的工作状态。本发明用以解决高超声速进气道起动/不起动准则建立问题。
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公开(公告)号：CN115392355A
公开(公告)日：2022-11-25
申请号：CN202210943317.3
申请日：2022-08-08
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提供一种基于数据降维和重构的高超声速进气道不起动检测方法、系统和装置。步骤1：获取高超声速进气道顶壁和底壁的压力分布；步骤2：对数据进行标准化处理得到数据矩阵X；步骤3：基于数据矩阵X使用主成分分析算法进行异常检测；步骤4：基于异常检测得到数据样本的异常得分从而判断高超声速进气道起动不起动的问题。本发明用于解决高超声速进气道不起动会带来进气道性能的大幅下降，流场参数振荡加剧，甚至引起发动机熄火等问题。
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公开(公告)号：CN113341760B
公开(公告)日：2022-06-28
申请号：CN202110542884.3
申请日：2021-05-19
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明是一种半实物仿真用试验台与发动机耦合性能模型建模方法。本发明涉及工程系统建模技术领域，本发明通过建立总阀门数学模型给定的压力入口和背压以及阀门开度确定出口的的流量和阀门后总压、总压损失系数以及速度系数；建立加热器模型，通过酒精的释热和气体的温升确定酒精燃烧后的加热器温度；确定发动机试验台耦合模型的PID控制器参数，确定总温试验台的传递函数，并对控制器所用参数进行整定。本发明的建模和控制策略既兼顾了模型计算的快速性，又利用压力和流量的积分关系计算保证了计算的准确性，为部署在硬件上并进一步进行发动机实验提供了基础。
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