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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：CN119821680A
公开(公告)日：2025-04-15
申请号：CN202510246811.8
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燃油油箱及供油方法，属于燃油供应技术领域。一种飞行器燃油油箱，包括壳体，壳体的两端分别设置有前端盖和后端盖，壳体的内部设置有气囊，前端盖上设置有与气囊连通的进气管，壳体与气囊之间填充有燃油，壳体上设置有出油结构，出油结构与进出油口连接，出油结构位于气囊的外部；后端盖上设置有排气孔。采用本发明所述的飞行器燃油油箱及供油方法，能够解决现有的飞行器燃油供应不稳定的问题，并且可以减少油箱内燃油的残留率。
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公开(公告)号：CN114645799B
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202210175965.9
申请日：2022-02-24
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提出了一种使用电动辅助增压的轴对称全速域冲压发动机，属于航空航天设备技术领域。解决了传统混动发动机难以满足飞行器高速需求的问题。它包括进气道中心锥、发动机外壳、固定导向柱、高速电机、压气机、燃油喷嘴、稳燃器和喷管，进气道中心锥通过固定导向柱设置在发动机外壳的前端内部，高速电机设置在进气道中心锥的内部，压气机与高速电机相连，压气机后端的发动机外壳内部为燃烧室，燃油喷嘴数量为多个，多个燃油喷嘴沿燃烧室入口圆周方向均布在发动机外壳内壁上，稳燃器数量为多个，多个稳燃器沿燃烧室入口圆周方向均布在燃烧室靠近中心的区域上，发动机外壳后端与喷管相连。它主要用于全速域冲压发动机。
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公开(公告)号：CN114645799A
公开(公告)日：2022-06-21
申请号：CN202210175965.9
申请日：2022-02-24
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提出了一种使用电动辅助增压的轴对称全速域冲压发动机，属于航空航天设备技术领域。解决了传统混动发动机难以满足飞行器高速需求的问题。它包括进气道中心锥、发动机外壳、固定导向柱、高速电机、压气机、燃油喷嘴、稳燃器和喷管，进气道中心锥通过固定导向柱设置在发动机外壳的前端内部，高速电机设置在进气道中心锥的内部，压气机与高速电机相连，压气机后端的发动机外壳内部为燃烧室，燃油喷嘴数量为多个，多个燃油喷嘴沿燃烧室入口圆周方向均布在发动机外壳内壁上，稳燃器数量为多个，多个稳燃器沿燃烧室入口圆周方向均布在燃烧室靠近中心的区域上，发动机外壳后端与喷管相连。它主要用于全速域冲压发动机。
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公开(公告)号：CN118775252A
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202411070614.7
申请日：2024-08-06
Abstract: 本发明提出了一种可调自冷却的外转子电动泵，属于航空航天领域。解决超燃冲压发动机供油系统在飞行器上的过重、体积大问题的问题。它包括电机套筒，内部一侧设置套筒内电机冷却通道、另一侧设置电调冷却通道，所述套筒内电机冷却通道和电调冷却通道的上部连通，所述电调冷却通道与油箱连通；电机，其电机固定端设置在套筒内电机冷却通道内；齿轮泵本体，包括齿轮腔、设置在齿轮腔内的外啮合齿轮、与齿轮腔负压区连通的汇油孔和与齿轮腔正压区连通的出油孔，所述汇油孔与套筒内电机冷却通道连通，所述电机的电机转动端穿过齿轮泵本体与外啮合齿轮相连。它主要用于航空发动机供油。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118622514A
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202410905119.7
申请日：2024-07-08
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明公开了一种高速通道流道一体化调节的火箭冲压组合发动机，属于航空航天领域，包括发动机主体，发动机主体由进气系统、控制移动系统和燃烧排气系统组成；组合发动机采用半圆形结构，与飞行器进行一体化设计，外罩结构通过控制移动系统进行前后移动以适应宽范围工况，进气道由外罩前部和机身固定压缩面组成，利用机体进行进气道中的气流压缩过程，可减小迎风面积，火箭发动机和几何可调冲压燃烧室共用同一个尾喷管。本发明属于航空航天设备技术领域，内嵌火箭形成组合发动机并通过调节外罩从而改变进气道喉部面积，可以实现宽速域飞行，提高飞行器的有效荷载，飞推一体化的设计能够更好的利用机体协助完成压缩和膨胀过程，减小迎风面积。
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公开(公告)号：CN120007464A
公开(公告)日：2025-05-16
申请号：CN202510357284.8
申请日：2025-03-25
Abstract: 本发明公开了一种低马赫冲压发动机燃油扩散‑燃烧自励增强方法，涉及超燃冲压发动机技术领域，包括稳燃器主体、若干第一喷注孔、若干第二喷注孔和点火装置，稳燃器主体具有外侧壁、第一内流道、进气口以及排气口，外侧壁为稳燃器主体外侧周向上的表面，进气口和排气口均与第一内流道连通；第一喷注孔设置于第一内流道上，第一喷注孔用于向第一内流道内喷注燃油；第二喷注孔设置于外侧壁上，第二喷注孔用于向稳燃器主体外喷注燃油；点火装置具有引燃端，引燃端用于点燃所述第一喷注孔喷注的燃油，以提升发动机低马赫数下的燃油的蒸发扩散能力，以使燃油短时间内充分燃烧释热，提升燃烧效率。
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公开(公告)号：CN119821681A
公开(公告)日：2025-04-15
申请号：CN202510246822.6
申请日：2025-03-03
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明公开了一种高机动性飞行器油箱、燃油供应系统及燃油供应方法，属于飞行器燃料供应技术领域。高机动性飞行器油箱，包括外壳，外壳的内部设置有隔板，隔板将外壳的内部分隔成独立的中部的电气腔和两侧的油腔，油腔内设置有油囊，油囊的两端分别固定在油腔两端的前端板、后端板上，油囊的内部设置有多孔取油管，多孔取油管的两端分别固定在前端板、后端板上，多孔取油管为防压扁的软管，多孔取油管浸没在燃油中。采用本发明所述的高机动性飞行器油箱、燃油供应系统及燃油供应方法，能够解决现有的燃油供应流量不稳定、空间利用率低的问题；具有结构简单、质量轻的优点。
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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：CN117028063A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202310823874.6
申请日：2023-07-06
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明公开了一种膨胀涡轮超燃冲压组合发动机，进气道中心锥同轴设置在壳体内，进气道中心锥中部的外侧壁与壳体的内侧壁之间形成低速燃烧室，进气道中心锥后部的外侧壁与壳体后部的内侧壁之间形成高速燃烧室，尾喷管安装在壳体的尾端，起发电机、压气机、涡轮共轴设置在进气道中心锥内，换热器设置在高速燃烧室内，换热器、涡轮和燃料喷注器之间通过燃料管路连接；前端模态转换滑块安装在外壳的前部内，前端模态转换滑块位于外壳的内侧壁与进气道中心锥的外壁之间，变几何燃烧室滑块安装在外壳后端的内侧壁上。本发明可以满足发动机不同速度范围的性能需求，作为可重复使用高超声速飞行器和天地往返运输系统的动力系统。
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