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公开(公告)号：CN116842861A
公开(公告)日：2023-10-03
申请号：CN202310623993.7
申请日：2023-05-30
IPC分类号： G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08
摘要： 本发明实施例公开了一种用于航空发动机性能及燃/滑油系统的耦合分析方法，涉及航空发动机整机热/质流分析的技术领域。本方案基于模块化的建模思想，建立以热质流分析为目的耦合分析模型，将经简化处理的各部件/组件的流动与换热模型搭建为由元件和节点组成的整机热/质流网络计算模型。综合考虑航空发动机性能部件法和燃/滑油系统的热流体网络法的求解机制，并且在求解过程中采用的流动与换热的解耦算法，实现航空发动机整机性能模型与燃/滑油系统仿真模型的动态数据交互和耦合求解分析，从而进一步提升分析精度。为航空发动机热/质流分析计算提供工具保障以及对整机综合热管理效能评估与优化提供支撑平台。
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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
申请人： 清华大学
摘要： 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
申请人： 清华大学
IPC分类号： B64G1/66
摘要： 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
申请人： 清华大学
IPC分类号： G06F30/367 , G06F119/08
摘要： 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
申请人： 清华大学
摘要： 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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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
申请人： 清华大学 , 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC分类号： B64C1/38
摘要： 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
申请人： 清华大学
摘要： 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：CN113108508B
公开(公告)日：2022-05-17
申请号：CN202110291451.5
申请日：2021-03-18
申请人： 清华大学
摘要： 本文提供一种航天热泵系统和应用于航天热泵系统的微重力气液分离器。微重力气液分离器包括多孔介质收集区以及依次连接的入口通道、中间通道和出口通道，入口通道和中间通道连接处呈折形，入口通道和多孔介质收集区位于中间通道的两侧，多孔介质收集区的一端与中间通道相通、另一端形成有出液口，与中间通道相连接的入口通道的一端朝向多孔介质收集区。该微重力气液分离器，两相流体以一定的速度自入口通道进入中间通道后，在惯性作用两相流体中的液体进入多孔介质收集区、在离心力和毛细力作用下被捕捉下来，收集在多孔介质收集区，最后自出液口排出，两相流体中的气体自出口通道排出，以此来实现在微重力条件下进行气液分离。
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公开(公告)号：CN113911315A
公开(公告)日：2022-01-11
申请号：CN202111519013.6
申请日：2021-12-14
申请人： 清华大学 , 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所
IPC分类号： B64C1/38
摘要： 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：CN113108508A
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN202110291451.5
申请日：2021-03-18
申请人： 清华大学
摘要： 本文提供一种航天热泵系统和应用于航天热泵系统的微重力气液分离器。微重力气液分离器包括多孔介质收集区以及依次连接的入口通道、中间通道和出口通道，入口通道和中间通道连接处呈折形，入口通道和多孔介质收集区位于中间通道的两侧，多孔介质收集区的一端与中间通道相通、另一端形成有出液口，与中间通道相连接的入口通道的一端朝向多孔介质收集区。该微重力气液分离器，两相流体以一定的速度自入口通道进入中间通道后，在惯性作用两相流体中的液体进入多孔介质收集区、在离心力和毛细力作用下被捕捉下来，收集在多孔介质收集区，最后自出液口排出，两相流体中的气体自出口通道排出，以此来实现在微重力条件下进行气液分离。
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