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公开(公告)号：CN119821682A
公开(公告)日：2025-04-15
申请号：CN202510246828.3
申请日：2025-03-03
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明公开了一种飞行器承压油箱及其使用方法，属于飞行器油箱技术领域。飞行器承压油箱，包括内壳，内壳设置在飞行器外壳的内部，内壳的两端分别密封固定设置有前端盖、后端盖，前端盖、后端盖均固定在飞行器外壳上，内壳的内部设置有油囊，油囊的两端分别固定在前端盖、后端盖上，油囊的内部设置有油管，油管上设置有若干个油孔，后端盖上设置有与油管连通的进出油接头，前端盖上设置有通气管，后端盖上设置有进气管，飞行器外壳的内部设置有隔离段，隔离段与内壳、飞行器外壳均接触。采用本发明所述的飞行器承压油箱及其使用方法，通过对油箱的结构进行优化，提高飞行器的空间利用率并降低油箱的重量，提高油箱的载油量。
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公开(公告)号：CN118793537A
公开(公告)日：2024-10-18
申请号：CN202410900085.2
申请日：2024-07-05
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明属于航空发动机领域，公开了一种基于中心体平移的轴对称变流道宽域冲压发动机，包括壳体，壳体内壁适配设有中心体，中心体一端固定设有塞体，壳体内壁固定设有若干支撑柱，支撑柱一端固定设有液压控制系统，中心体由中心体前锥体、中心体中部、中心体后锥体组成，中心体前锥体和壳体一端组成进气道，中心体中部与壳体中部组成直隔离段，中心体后锥体与壳体内壁组成燃烧室，塞体与壳体另一端形成塞式喷管，中心体表面开设有导向槽，导向槽与支撑柱相适配；本发明解决了现有技术冲压发动机采用钟形喷管所带来的推力损失，根据燃气压力与背压自动匹配，避免气流分离等问题，适用于航空航天发动机。
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公开(公告)号：CN118705085A
公开(公告)日：2024-09-27
申请号：CN202410900325.9
申请日：2024-07-05
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明公开了一种基于脉冲爆震燃烧的激波增压系统及其使用方法，为了解决宽速域组合飞行器动力系统在Ma0速度下的启动问题，在现有基础上提出了一种基于脉冲爆震燃烧的新型推进模式，该系统可以实现Ma0速度下的自启动，可以作为宽速域空天飞行器在低速下启动的动力系统；其次，该系统内部没有大型机械旋转部件，能大幅降低发动机死重，提高推重比；最后，相比于传统的脉冲爆震发动机，该系统可以获得连续稳定的推力增益，有效解决了脉冲爆震发动机喷管构型无法在整个周期内与排气过程相匹配的问题；本发明采取的技术方案可以作为一种具备高性能、廉价、高推重比等优势的宽速域组合动力飞行器从零速启动的动力方案和思路。
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公开(公告)号：CN115628464B
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202211249496.7
申请日：2022-10-12
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明专利公开了一种三通道超燃冲压发动机燃烧室，具体涉及超燃冲压发动机领域。燃烧室由隔离段、扩张段和等直段组成，隔离段、扩张段和等直段相邻之间均通过法兰连接，燃烧室内分布有两块隔板，隔板的两侧均开有分别位于隔离段、扩张段和等直段内的第一燃料喷注孔；燃烧室内设有三块稳燃支板，三块稳燃支板分别设置在两块隔板与燃烧室之间和两个隔板之间，稳燃支板上开有第二燃料喷注孔和氧气补给孔，第二燃料喷注孔设置在稳燃支板的正面，氧气补给孔设置在侧面，稳燃支板的侧面还开有位于氧气补给孔外的凹槽，凹槽内安装有等离子体点火器。采用本发明技术方案解决了燃烧室推力提升的问题，可提高燃烧室的整体推力。
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公开(公告)号：CN116989360A
公开(公告)日：2023-11-03
申请号：CN202311121435.7
申请日：2023-09-01
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明公开了一种适用于大尺度宽域冲压燃烧室的多级可伸缩支板结构，包括喷注器壳体、喷注支板和弹性元件，喷注器壳体与燃烧室壁面连接且两者之间构成喷注器内腔室，喷注器壳体上设有燃油出入口，燃烧室壁面上设有连通喷注器内腔室的壁面通孔，喷注支板设置于喷注器内腔室内，并能够通过壁面通孔伸入燃烧室；喷注支板包括由外至内依次套接连接的n级支板，n≥2，各级支板均包括支板壁面，各支板壁面上均设有多个喷注孔，内侧的支板能够向下滑动伸出外侧的支板；弹性元件一端连接在喷注器内腔室的上端内壁，另一端伸入最内侧的支板壁面内腔并与其下端的下限位挡板连接。本发明为大尺度宽速域冲压燃烧室燃油供给及燃烧组织提供解决方案。
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Patent Agency Ranking
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：CN117028064A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202310824157.5
申请日：2023-07-06
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明公开了一种回热式空气涡轮火箭发动机，包括壳体和发动机中心体，发动机中心体同轴设于壳体内部，发动机中心体包括进气道中心锥、风扇、传动轴、燃气发生器、换热器、燃气涡轮、中心涡轮火箭喷管、主燃烧室和发动机尾喷管，进气道中心锥与壳体之间形成进气道，所述进气道的空气出口与风扇的空气入口导通，风扇通过传动轴与燃气涡轮同轴连接，风扇和燃气涡轮之间与壳体形成换热通道，若干个燃气发生器和与其相配合连接的若干个换热器沿尾气排放方向依次间隔布设于所述换热通道内。本发明可以解决ATR发动机的富燃燃气中碳氢燃料受热裂解结焦导致发动机无法长时间工作的问题，并且可以提高发动机的比推力。
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公开(公告)号：CN116771543A
公开(公告)日：2023-09-19
申请号：CN202310761793.8
申请日：2023-06-26
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: F02K7/14
Abstract: 本发明公开了一种适用于宽速域超燃冲压发动机的可伸缩喷注结构，涉及超燃冲压发动机技术领域，包括缸体和喷油支杆，缸体的侧壁开设有燃油口，喷油支杆包括第一组件和第二组件，第一组件与缸体滑动且密封连接，第一组件将缸体分为油压空腔和装配空腔，燃油口与油压空腔连通，油压空腔用于盛放燃油，装配空腔与燃烧室连通，第二组件位于装配空腔中，且第二组件能够伸入至燃烧室中，喷油支杆中设置有内流道，第二组件中开设有喷油孔，内流道的一端与油压空腔连通，内流道的另一端与喷油孔连通。本发明的适用于宽速域超燃冲压发动机的可伸缩喷注结构为定几何宽速域超燃冲压发动机燃油供给提供了解决方案，为高超声速飞行器宽速域飞行奠定了基础。
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公开(公告)号：CN112284566B
公开(公告)日：2023-02-28
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：CN115628466A
公开(公告)日：2023-01-20
申请号：CN202211247566.5
申请日：2022-10-12
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: F23R3/60
Abstract: 本发明公开了一种适用于超声速燃烧室的低阻低热负荷大后掠支板，包括超声速燃烧室，所述超声速燃烧室的内壁设置有支板主体，所述支板主体的内壁设置有氧气内流道和燃油内流道，所述氧气内流道用于输送氧气，所述燃油内流道用于输送燃油，所述支板主体的一侧内壁设置有多个氧气喷孔，多个所述氧气喷孔与氧气内流道相连，所述支板主体的另一侧内壁设置有多个燃油喷孔，多个所述燃油喷孔与燃油内流道相连，所述支板主体整体采用大后掠设计，本发明公开的适用于超声速燃烧室的低阻低热负荷大后掠支板具有降低支板产生的阻力及前缘的热负荷，在一定程度上提高超燃冲压发动机的净推力，降低支板被烧蚀的风险的效果。
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