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公开(公告)号：CN119715503A
公开(公告)日：2025-03-28
申请号：CN202510240102.9
申请日：2025-03-03
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明公开了一种发动机燃烧室温度和浓度测量方法，属于温度测量技术领域。发动机燃烧室温度和浓度测量方法，包括以下步骤：选择OH作为测温分子，计算OH的#imgabs0#发射光谱，得到理论发射光谱；对理论发射光谱进行归一化处理，得到归一化理论发射光谱；利用辐射传输效应引入与火焰温度和OH浓度有关的修正方程#imgabs1#对归一化理论发射光谱进行修正；建立实际发射光谱与火焰温度T和OH浓度的映射网络；根据实际发射光谱计算火焰温度T和OH浓度。采用本发明所述的发动机燃烧室温度和浓度测量方法，能够解决现有的超声速燃烧室温度测量不准确的问题，并且能够得到OH的浓度。
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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114320661B
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202111573356.0
申请日：2021-12-21
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提出了一种基于爆震燃烧激励的回流引射增压系统及其增压方法，属于航天设备领域。解决了宽速域飞行器的动力需求，以及解决现有组合发动机低速需要涡轮或火箭起动，涡轮组合发动机死重大导致推重比小、火箭组合发动机比冲低导致性能难以满足的问题。该系统的增压源的燃气出口与引射器连接，增压源的空气入口与回流流道连接，引射器的尾部、回流流道的头部和出口喷管的头部分别与分流器连接，分流的其中一路进入回流流道，另一路进入出口喷管。本发明利用在Ma0速度下的增压技术，通过爆震燃烧来产生高增压源，并采用回流引射、气动流道滤波等方式使得压力相对稳定并达到高压比工作状态，实现高速来流高性能增压。
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公开(公告)号：CN119779615A
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202411939344.9
申请日：2024-12-26
IPC: G01M7/02
Abstract: 本发明属于航空发动机检测技术领域，其中航空发动机振动检测设备，包括基座，还包括：机匣安装机构，包括一号支撑板、活动安装座以及固定法兰；传动杆，传动杆贯穿并转动连接于活动安装座；驱动机构，驱动机构可驱动地连接于活动安装座；激励源安装机构，包括二号支撑板、空心杆以及气体激励机构，气体激励机构用于将高压气流吹向航空发动机的叶片；本发明可用于对航空发动机的振动总量进行测试，还可单独对航空发动机的叶片进行振动测试，并且在检测叶片的振动性能时，可使叶片和气体激励机构同时静止、同时转动或仅二者之一旋转，满足不同的检测需求，使得检测结果的精确度更高，并且无需更换检测设备，使用更加方便。
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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：CN117108797A
公开(公告)日：2023-11-24
申请号：CN202311084469.3
申请日：2023-08-28
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明公开了一种高速脉冲进气的抗反压特斯拉阀，它包括入口段、分流段、主流道、分流流道、回流弯管、回流段和出口段，分流段的左端与入口段的出口连通，分流段的右端分别连通主流道和分流流道的进口，分流流道的出口与回流弯管进口相连，回流段的下端分别连通主流道和回流弯管的出口，回流段的上端与出口段的入口连通。本发明为解决脉冲爆震发动机爆震波反传压力以及发动机喘振等高速脉动气流工况下抗反压效果不理想的工程问题，可达到更好的气流逆止和抗反压的效果。
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公开(公告)号：CN114320661A
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202111573356.0
申请日：2021-12-21
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提出了一种基于爆震燃烧激励的回流引射增压系统及其增压方法，属于航天设备领域。解决了宽速域飞行器的动力需求，以及解决现有组合发动机低速需要涡轮或火箭起动，涡轮组合发动机死重大导致推重比小、火箭组合发动机比冲低导致性能难以满足的问题。该系统的增压源的燃气出口与引射器连接，增压源的空气入口与回流流道连接，引射器的尾部、回流流道的头部和出口喷管的头部分别与分流器连接，分流的其中一路进入回流流道，另一路进入出口喷管。本发明利用在Ma0速度下的增压技术，通过爆震燃烧来产生高增压源，并采用回流引射、气动流道滤波等方式使得压力相对稳定并达到高压比工作状态，实现高速来流高性能增压。
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