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公开(公告)号：CN118775061A
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202411013343.1
申请日：2024-07-26
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明公开了一种适用于单级入轨和轨道转移的水平起降空天动力系统及其飞行器，涉及航空动力系统技术领域。系统包括进气道、预冷器、压气机、主涡轮、旁路燃烧室、旁路喷管、主燃烧室、再生冷却通道一、主喷管、氢泵一、氢涡轮一、氧泵、阀门一、液氧储箱、液氢储箱、阀门二、阀门三、阀门四、氢涡轮二、氢泵二、压力容器、反应堆堆芯、反射层、再生冷却通道二、核热推进喷管，利用上述系统本发明能够实现在不同飞行阶段切换不同的动力模式(吸气模式、液氢液氧火箭模式和核热火箭模式)。这种多模式动力转换能力使得飞行器能够适应从低速到高超音速及真空环境的全范围飞行条件，提高了飞行任务的灵活性和适应性。
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公开(公告)号：CN118167502A
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202410278470.8
申请日：2024-03-12
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提出了一种基于氨分解混合气发电的绿色间冷回热涡扇发动机，属于航空发动机领域。解决现有涡扇发动机的总压比过高、功耗损失大、发动机性能受到限制、涡扇发动机的用电需求增加、电功率提取困难和电路传输结构复杂化的问题。它包括进气道，进口端与大气连通；风扇，进口端与进气道出口端连通，一个出口端与外涵道连通；间冷器；燃烧室，空气进口端与高压压气机出口端连通；低压涡轮；液氨储存罐；一级化学回热器，进口端与所述间冷器的燃料通道出口端连通；发电组件用于响应一级化学回热器的燃料进行发电；和，二级化学回热器，所述一级化学回热器和二级化学回热器均与尾喷管相耦合。它主要用于航空器驱动。
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公开(公告)号：CN117627790A
公开(公告)日：2024-03-01
申请号：CN202210991648.4
申请日：2022-08-18
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提出了一种利用氨燃料降低涡喷发动机排放的系统，属于航空发动机技术领域。解决了涡喷发动机的碳排放问题。它包括发动机主体部件、航空燃油供应系统以及氨燃料供应系统，所述航空燃油供应系统与氨燃料供应系统的输出端皆与发动机主体部件连接，所述发动机主体部件包括发动机中心轴以及依次安装在发动机中心轴上的低压压气机、高压压气机和燃烧室，所述发动机主体部件的输入端和输出端分别安装有进气道和尾喷管，所述航空燃油供应系统包括燃油储存罐且燃油储存罐与燃烧室连接，所述氨燃料供应系统包括液氨储存罐且液氨储存罐与燃烧室连接。它主要用于涡喷发动机。
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公开(公告)号：CN117365739A
公开(公告)日：2024-01-09
申请号：CN202210757120.0
申请日：2022-06-30
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提出了一种基于氨燃料裂解反应的双燃料间冷涡扇发动机，属于航空发动机领域。解决了传统间冷涡扇发动机中间冷器换热效率低，间冷器换热面积大，从而导致发动机整机重量增加，循环效率下降的问题。它包括风扇、低压压气机、间冷器、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、尾喷管、航空燃油供油系统和氨燃料供应系统，风扇、低压压气机、间冷器的热端、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮和尾喷管在发动机内涵道中依次相连，高压涡轮通过高压轴与高压压气机相连，低压涡轮通过低压轴与风扇和低压压气机相连，航空燃油供油系统与燃烧室相连，氨燃料供应系统、间冷器的冷端和燃烧室依次相连。它主要用于航空发动机。
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公开(公告)号：CN117346381A
公开(公告)日：2024-01-05
申请号：CN202311214467.1
申请日：2023-09-20
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提出了一种基于最小辐射器面积的月球基地冷、电联产系统，包括闭式布雷顿循环、有机朗肯循环以及蒸气压缩制冷循环，闭式布雷顿循环系统作为主要的电能生成系统，有机朗肯循环系统为蒸气压缩制冷系统的能源驱动系统，蒸气压缩制冷系统主要用来用于月球基地舱室电子设备的散热。本发明通过三个循环系统的有机结合可以有效地实现月球冷能、电能的生成，通过改变压气机压比来调整冷凝压力，最终提高冷凝温度，降低辐射器面积，主要解决了由于辐射器辐射面积过大而携带困难的问题。本发明采用氦氙混合物作为闭式布雷顿循环系统运行工质，在较高热物性的情况下，同时保证了压缩性能。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117345415A
公开(公告)日：2024-01-05
申请号：CN202210739633.9
申请日：2022-06-28
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提出了一种基于氨裂解的回热式氨‑燃油双燃料的涡轴发动机，属于航空发动机领域。它包括进气道、低压压气机、高压压气机、燃烧室、燃气涡轮、动力涡轮、回热器、尾喷管、旋翼、航空燃油供应系统和氨燃料供应系统，所述进气道、低压压气机、高压压气机、燃烧室、燃气涡轮、动力涡轮、回热器的热端和尾喷管依次相连，所述低压压气机、高压压气机和燃气涡轮依次安装在第一驱动轴上，所述动力涡轮通过第二驱动轴与旋翼相连，所述燃气涡轮通过第三驱动轴与燃气压缩机相连，所述航空燃油供应系统、回热器的冷端和燃烧室依次相连，所述氨燃料供应系统、回热器的冷端、燃气压缩机和燃烧室依次相连。它主要用于航空发动机。
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公开(公告)号：CN116946374A
公开(公告)日：2023-10-27
申请号：CN202210394543.0
申请日：2022-04-13
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64D27/02 , B64D37/32 , H01M8/0662 , H01M8/0612 , H01M8/04014
Abstract: 本发明涉及航空系统技术领域，更具体的说是一种集成惰化系统的航空发动机及航空飞行器。它解决了传统机载制氮系统技术需要使用发动机的引气从而影响发动机性能的问题。航空发动机包括压气机、转轴、燃气涡轮、动力涡轮、发电机、压气机空气分流器、阳极尾气分流器、燃烧室、阳极尾气鼓风机、重整反应器、燃油惰化系统、燃油泵、电推进系统和阴极尾气分流器，其中燃油惰化系统包括固体氧化物燃料电池、重整器换热通道、第一换热器、第二换热器和油储箱。它减轻了惰化系统对飞机重量的影响，避免了制氮系统对发动机引气的额外需求，同时还满足了飞机电气化发展的趋势下对电能的需求，保证了发动机正常的工作性能。
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公开(公告)号：CN113619769B
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202110855914.6
申请日：2021-07-28
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提供了一种飞行器相变吸热与分解吸热复合可重复使用热防护结构，包括复合隔热层、水泵、四个电磁阀、储气罐和喷管，复合隔热层包括多孔介质隔热层、流道、对流冷却通道、对流管路、蜂窝结构层和阻隔型隔热层，外层多孔介质层既可起到隔热作用，又可渗出冷却水形成发汗冷却带走热量；通道内可流通冷却水形成对流冷却；蜂窝结构层内填充固体相变材料；水吸热产生的水蒸气以及固体分解产生的气体进入高压储罐进行收集，通过喷管高速排出产生推力。本发明由多种防热方式组合而成，为应对不同的气动热环境，可分别采用纯被动隔热、发汗冷却、对流冷却、固体分解吸热等方式进行热防护，提高防热效率和利用率从而延长飞行器飞行时间。
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公开(公告)号：CN113153537B
公开(公告)日：2022-05-17
申请号：CN202110297028.6
申请日：2021-03-19
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提出一种应用于高超声速飞机的三轮冷却‑制冷循环冷却系统，涉及高超声速飞机领域。系统包括两个空气涡轮、压气机、蒸发器、压缩机、冷凝器、节流阀以及两组燃油‑空气换热器。空气涡轮主要用于发电与降低空气热沉温度，与燃油‑空气换热器、制冷循环组合构成多级冷却系统，空气涡轮发出的电能部分用于制冷循环，其余用于电子器件的使用，使经过涡轮的冷却空气再冷获得更低的温度，从而足以冷却电子器件以及供给座舱。解决高超声速飞机高马赫数飞行条件下，外部空气温度过高无法再用作冷源的问题。本发明利用飞行器自身所带的燃油，基于空气涡轮与压气机，建立多级冷却系统，解决了高超声速飞机热管理的问题。
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公开(公告)号：CN112960647A
公开(公告)日：2021-06-15
申请号：CN202110280471.2
申请日：2021-03-16
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: C01B3/38 , C01B3/40 , F23G7/07 , H01M8/04014 , H01M8/0612
Abstract: 本发明公开了一种变催化剂颗粒布置的重整制氢与催化燃烧一体化装置，该装置外观为套筒形式，同时发生催化燃烧与催化重整反应，分为催化燃烧腔、预热腔以及重整腔，催化燃烧的尾气从进口进入催化燃烧腔，在套筒末端，布置有大量微孔，反应后的尾气通过微孔进入预热腔内，为重整器预热，后通过出口管排出装置，另一端，重整燃料从入口进入，在螺旋管内流动，被催化燃烧尾气预热，后进入重整腔。本发明集尾气催化燃烧、预热、重整制氢于一体，将尾气进行催化燃烧，为重整反应提供热量，同时集燃料预热与一体，使整个系统结构紧凑、转化率进一步提高。
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