-
公开(公告)号：CN107288743A
公开(公告)日：2017-10-24
申请号：CN201710661208.1
申请日：2017-08-04
申请人： 哈尔滨工业大学
摘要： 一种喷水式内燃机排气系统，它涉及一种内燃机排气系统。本发明解决现有的内燃机排气系统存在燃气碳烟颗粒直径大、碳烟排放量高以及燃烧效率低的问题。喷水喷嘴的数量与内燃机燃烧室的排气支管的数量一致设置，内燃机燃烧室的每个排气支管上设置有一个喷水喷嘴，排气支管的一端与对应的燃烧室连通，排气支管的另一端均与尾气排气总管连通，每个喷水喷嘴通过管路与水管连通，水管通过水泵与水箱连接，控制单元与水泵和多个喷水喷嘴连接，信号传感器与控制单元电连接，尾气排气总管的排气口通过涡轮增压装置依次与尾气催化装置、消声装置连通。本发明用于内燃机车上。
-
公开(公告)号：CN105626254A
公开(公告)日：2016-06-01
申请号：CN201610035360.4
申请日：2016-01-19
申请人： 哈尔滨工业大学
CPC分类号： F02B69/04 , F02M27/00 , F02M31/14 , F02M31/16 , F02M37/0047
摘要： 化学回热式柴油机，属于内燃机领域，本发明为解决当前柴油机效率较低、油耗较高的问题。本发明借鉴化学回热式超然冲压发动机和化学回热循环燃气轮机的工作原理，柴油在完成化学回热过程后再喷入气缸燃烧。发动机运行时，柴油从油箱流出经过滤和流量调后，增压形成高压柴油，流入螺旋状的冷却通道吸收气缸中燃料燃烧散入气缸壁面的热量，保护壁面的同时发生化学裂解，生成部分气态小分子产物；切换阀切换至热态燃料油路，高温裂解气和未裂解的柴油蒸汽经由切换阀进入气态燃料喷嘴，然后喷入气缸燃烧；发动机起动时，由于温度场还未建立，柴油进入气缸前仍然为液态，由切换阀切换至冷态燃料油路，由液态燃料喷嘴雾化后喷入气缸。
-
公开(公告)号：CN101602407B
公开(公告)日：2011-01-19
申请号：CN200910072452.X
申请日：2009-07-02
申请人： 哈尔滨工业大学
IPC分类号： B64D33/08
摘要： 基于氨水朗肯循环的高超声速飞行器冷却系统，它涉及一种高超声速飞行器冷却系统。本发明的目的是为了解决现有的高超声速飞行器尤其是超燃冲压发动机冷却困难、冷却用燃料的流量大和热沉不足的问题。中心轴的一端与发电机连接，中心轴的另一端分别与循环泵和燃料泵连接，蒸汽透平装在中心轴上且位于循环泵和发电机之间，冷却通道设置在发动机上部的外壁面上。本发明用于高超声速飞行器的热防护和超燃冲压发动机的冷却。
-
公开(公告)号：CN101602407A
公开(公告)日：2009-12-16
申请号：CN200910072452.X
申请日：2009-07-02
申请人： 哈尔滨工业大学
IPC分类号： B64D33/08
摘要： 基于氨水朗肯循环的高超声速飞行器冷却系统，它涉及一种高超声速飞行器冷却系统。本发明的目的是为了解决现有的高超声速飞行器尤其是超燃冲压发动机冷却困难、冷却用燃料的流量大和热沉不足的问题。中心轴的一端与发电机连接，中心轴的另一端分别与循环泵和燃料泵连接，蒸汽透平装在中心轴上且位于循环泵和发电机之间，冷却通道设置在发动机上部的外壁面上。本发明用于高超声速飞行器的热防护和超燃冲压发动机的冷却。
-
公开(公告)号：CN101592079A
公开(公告)日：2009-12-02
申请号：CN200910072446.4
申请日：2009-07-02
申请人： 哈尔滨工业大学
摘要： 太阳能分布式闭式燃气轮机发电系统，它涉及一种分布式燃气轮机发电系统。本发明的目的是为了解决现有的分布式燃气轮机发电系统对燃气产地依赖性强、受环境因素影响大和运行维护费用高的问题。中心轴的一端与发电机连接，中心轴的另一端与压气机连接，透平装在中心轴上且位于压气机和发电机之间，压气机的输出端通过管路与集热器的输入端连接，集热器的输出端通过管路与透平的输入端连接，透平的输出端通过管路与冷却器高温侧的输入端连接，冷却器高温侧的输出端通过管路与压气机的输入端连接，吸收器的输出端通过管路与集热器的输入端连接。本发明用于在偏远地区或居民小区等实现独立的分布式供电。
-
公开(公告)号：CN101149028A
公开(公告)日：2008-03-26
申请号：CN200710144601.X
申请日：2007-11-14
申请人： 哈尔滨工业大学
摘要： 一种超燃冲压发动机、火箭发动机的冷却换热通道，它涉及发动机壁面冷却技术。它解决了现有采用推进用的燃料作为冷却剂，导致推进用燃料在巡航飞行中冷却通道内的流量较少，达不到理想冷却效果的问题。本发明的温度记忆合金层(3)平行设在发动机冷却通道(1)的下部，温度记忆合金层(3)的上表面为发动机冷却通道(1)的内壁，温度记忆合金层(3)的下表面靠近发动机燃烧室(4)的壁上，温度记忆合金层(3)的两端分别与冷却通道(1)的入口和出口的发动机壁(2)连接。本发明的温度记忆合金层(3)的形状能有效地响应燃烧室内部局部高温区域的变化而随之改变，在各种工况下即使冷却通道内冷却剂流量较少时也能换来较高的冷却效果。
-
公开(公告)号：CN116280164A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310303319.0
申请日：2023-03-27
申请人： 哈尔滨工业大学
摘要： 本发明公开了一种多孔材料发汗冷却前缘结构，包括多层多孔材料层和设于所述多层多孔材料层一侧的冷却腔，所述冷却腔内设有冷却剂供给通道，所述冷却剂供给通道用以向冷却腔供给冷却剂，所述多层多孔材料层，包括外层、中间层以及内层，所述内层的材料为记忆合金多孔材料。本发明可自适应调整多孔材料的孔隙率，可自动调节冷却剂的使用量，有效提高冷却剂的使用效率，且可进一步增强高热尖端区域部位的热防护效果，而且所述记忆合金材料还可以重复使用。所述多孔材料发汗冷却前缘结构，可用于飞行器的鼻锥、舵前缘以及机翼的前缘等遭受更多高温热流部位的结构。
-
公开(公告)号：CN114657542A
公开(公告)日：2022-06-24
申请号：CN202210348132.8
申请日：2022-03-30
申请人： 哈尔滨工业大学
摘要： 航空发动机在运行状态下，航空燃油流经热部件，温度升高，容易在发动机喷嘴表面金属催化下氧化结焦形成积碳，影响航空发动机使用寿命，严重时甚至会造成航空事故，此外，结焦产生后的除焦过程也面临时间人力成本高昂的问题，本发明为一种应用于航空发动机喷嘴领域金属材料结焦防护涂层技术，具体为一种氮化硼抗结焦涂层及其化学气相沉积制备方法，通过氮化硼涂层可以降低合金材料中金属元素起到的催化结焦作用，实现结焦抑制的目的，同时本工艺具有工艺简单、结焦抑制明显、易于结焦物理清除等优点。
-
公开(公告)号：CN109829238B
公开(公告)日：2022-06-17
申请号：CN201910107657.0
申请日：2019-02-02
申请人： 哈尔滨工业大学 , 南京遒涯信息技术有限公司
摘要： 基于折合平衡流形展开模型的航空发动机系统辨识方法，本发明涉及发动机系统辨识系统。现有技术只能建立单输入的平衡流形展开模型，适应范围窄。本发明将多维平衡流形空间维度压缩为一维的折合平衡流形空间维度；基于燃气轮机的相似理论，建立含多个输入量的折合平衡流形展开模型；在折合平衡流形展开模型中，基于相似理论将实际发动机入口参数折合到根折合平衡流形展开模型上，计算在折合平衡流形展开模型上的发动机的运行参数，利用反折合的方法计算出实际发动机入口参数下的航空发动机运行参数。本发明建立的建立含多个输入量的折合平衡流形展开模型，扩大平衡流行展开模型应用范围。
-
公开(公告)号：CN113640337A
公开(公告)日：2021-11-12
申请号：CN202110836743.2
申请日：2021-07-23
申请人： 哈尔滨工业大学
摘要： 本发明提供了一种碳氢燃料液滴在微小尺度热壁面蒸发结焦的实验装置，包括实验腔体组件、加热系统、高压电系统和供气系统，实验腔体组件提供密闭环境以及满足液滴蒸发的实验和观测条件，加热系统提供微小壁面的加热以及为实验腔体环境提供稳定辐射热源，高压电系统为液滴在高压电充电情况下的蒸发结焦提供实验能力，供气系统则模拟微小壁面喷嘴孔吹除以及对实验腔体供气、抽气的作用。本发明解决了目前还没有一种专门及系统的用于碳氢燃料液滴在微小尺度热壁面蒸发结焦的实验装置的问题，本发明具有多种综合实验环境、变量参数多，以及结构简单、易于实现及更换零部件简单等优点，同时工艺上也易于实现。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
搜索结果
55 条记录 (耗时 0.051 秒)