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公开(公告)号：CN119181451A
公开(公告)日：2024-12-24
申请号：CN202411343112.7
申请日：2024-09-25
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G16C60/00 , G06F30/20 , G06F30/23 , G06F111/04 , G06F111/06 , G06F111/10 , G06F113/26 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种陶瓷基复合材料单胞结构反演设计方法，包括以下步骤：S1，建立编织复合材料的跨尺度各向异性热导率预测方法；S2，围绕预测方法进行正问题方法建模；S3，归纳获得经验许用参数范围作为计算边界；S4，基于正问题的多层复合型数学结构及结构参数对结果影响的独立性将结构反演设计进行两步骤分层优化；S5，基于目标导热率进行编织角‑纤维体积分数约束二维搜索；S6，进行用于考虑孔隙率ε随机效应的多目标松弛最优化；S7，结合S5、S6的分层优化算法获得基于给定各向异性导热率的多组可行结构参数组合，实现复合材料担保结构反演设计。通过该方法可得到基于给定各向异性导热率的多组可行结构参数组合，实现对编织工艺过程的方法指导。
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公开(公告)号：CN119102788A
公开(公告)日：2024-12-10
申请号：CN202411406740.5
申请日：2024-10-10
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明属于航空发动机热管理技术领域，提供了一种实现高焓冲压空气梯级冷却的涡轮发电系统，包括：一级换热器、二级换热器、油气涡轮、空气涡轮以及分流阀门；一级换热器的热侧入口与高温高压空气通道连接；一级换热器的热侧出口与二级换热器的热侧入口连接；二级换热器的热侧出口与空气涡轮的入口连接；空气涡轮的出口与分流阀门入口连接；分流阀门的出口与二级换热器的冷侧入口连接；油气涡轮的入口与裂解油气管道连接；油气涡轮的出口与一级换热器的冷侧入口连接。本发明通过依次利用油气涡轮膨胀降温后的低温裂解气和空气涡轮膨胀降温后的低温低压空气对高温高压空气进行冷却降温，避免了空气涡轮因为高温环境失效或损坏。
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公开(公告)号：CN115751376B
公开(公告)日：2024-11-29
申请号：CN202211418134.6
申请日：2022-11-14
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: F23R3/00
Abstract: 本发明公开了一种轴向曲线型的再生冷却通道，涉及冲压发动机燃烧室相关技术领域，包括若干个外壁和内壁，单一外壁与内壁上下对齐，外壁和内壁的两侧设置有肋板，肋板固定安装在外壁与相邻外壁之间以及内壁和相邻内壁之间，外壁、内壁和两侧肋板之间设置有方便冷却高超音速飞行器燃烧室壁面的冷却空腔，冷却空腔设置为曲线型通道，通过曲线型通道可在同样的壁面固体区域内填充更多的冷却剂，增大了冷却剂与固体通道的换热面积，为结构引入了更多的物理热沉，同时完成对原有结构有效减重，解决了现有的再生冷却结构在壁面厚度方向上空间利用率不佳，仍存在大量减重空间，同时片面增大平直通道的水力直径，会减弱冷却剂流动换热能力的问题。
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公开(公告)号：CN114876644B
公开(公告)日：2024-01-19
申请号：CN202210500904.5
申请日：2022-05-09
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: F02C7/18
Abstract: 本发明一种周期性多孔承力支板，包括内环与外环，内环与外环为同心环形结构，内环与外环之间构成发动机外涵流道，内环与外环之间等距连接有若干支板，支板的内部设有冷却通道和周期性多孔金属点阵，基于CCA技术背景提供了一种增强热端部件冷却空气品质，利用发动机外涵温度较低空气与高压压气机后引出的冷却空气换热，使冷却空气在到达热端部件前具有更低的温度，能够增强热端部件的冷却效果，利用常规发动机都具有的中介机匣结构的承力支板构件冷却系统，在提高冷却空气品质的同时，并不增加发动机的非必要重量，反而使得中介机匣的质量得到了减轻。
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公开(公告)号：CN115290693B
公开(公告)日：2023-12-19
申请号：CN202210820303.2
申请日：2022-07-12
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种改进的基于双工质的微细管外对流换热系数测量方法，包括如下步骤：测量管内工质、管外空气、对流换热环境的物理参数；计算管内侧定性参数Tf、Pf；根据管内定性参数，计算管内侧工质的物性参数；计算管内流通面积Afmedium和管外总传热面积Ahair；计算管内流速Vmedium及雷诺数Remedium；根据Dittus‑Boelter经验关系式，计算管内对流换热系数hin；根据空气和工质的进出口温度，计算对数传热温差ΔTlm；＝在热平衡时计算空气换热量Q2、管内工质换热量Q1、换热量Q；基于管外总传热面积，计算总传热系数K；根据管内外传热平衡方程，计算求得管外空气侧对流换热系数hout。本发(56)对比文件Dohoon Kwon.et al.Experimentalinvestigation of heat transfercoefficient of mini-channelPCHE.Cryogenics.2018,第92卷第41-49页.
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117150784A
公开(公告)日：2023-12-01
申请号：CN202311138215.5
申请日：2023-09-05
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/20 , G06F119/08 , G06F113/08
Abstract: 本发明公开了一种高速冲压发动机再生冷却通道温度快速预测方法，针对矩形再生冷却通道结构，对特征横截面进行适当简化分块，将三维计算问题简化为预估对流换热强度及一维固体导热问题，对于不同块，利用傅里叶导热定律和牛顿冷却公式进行数学描述，并基于MATLAB进行编程求解，利用温度插值函数获得特征截面的整体温度分布，通过将轴向长度分段，实现整个通道温度的循环计算求解，形成了适用于工程应用的再生冷却通道温度快速预测方法，该方法能兼顾预测精度和计算效率，能够为再生冷却通道优化设计提供新的方法。解决现有的高速冲压发动机再生冷却通道设计过程中无法准确快速高效的预测固体域流体域沿程温度分布的问题。
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公开(公告)号：CN116429373A
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202310289093.3
申请日：2023-03-23
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G01M10/00
Abstract: 本发明公开了一种泰勒库特泊肃叶流旋转扭矩测量装置及其测试方法，该装置包括静子外壳、转子结构、扭矩测量结构、信号发射及供电结构；静子外壳套设在转子结构外；转子结构包括转子轴、进口段转子、测试段转子内筒、出口段转子；扭矩测量结构包括力臂、测力传感器；信号发射及供电结构包括电池端盖、无线信号发射器和电池。三段式转子设计，尽可能减小进出口段效应对泰勒库特泊肃叶流旋转扭矩规律测量的影响，同时转子轴旋转扭矩只通过力臂施加给测试段转子内筒，减小其他附加旋转扭矩对旋转扭矩测量的影响，测量结果更加精准，解决现有很少的关于泰勒库特泊肃叶流旋转扭矩的测量，难以为减小电机冷却搅油损失提供技术参数的问题。
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公开(公告)号：CN116165244A
公开(公告)日：2023-05-26
申请号：CN202211578499.5
申请日：2022-12-06
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G01N25/20
Abstract: 本发明提供了一种用于测量高温高压液体导热系数的装置，包括探针和液体流道，探针径向贯穿液体流道，探针的两端伸出至液体流道外侧通过导线接入控制系统；控制系统包括电源、电压表、电流表、热电偶和流量计，分别用于给探针通电、测量探针两端的电压、测量流过探针的电流、测量液体的温度、测量液体的流速。本发明同时提供了一种测量方法。本发明提供的用于测量高温高压液体导热系数的装置及方法，利用热平衡原理与液体横掠圆管的特点，在液体进入充分发展段进行测量，不需要构造瞬态条件，减小了误差，提高了精度，测量时采用直径1mm的钨丝金属探针，避免了细丝容易断裂的问题，装置结构简单，测量速度快，易于制造和推广。
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公开(公告)号：CN115788599A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202211504708.1
申请日：2022-11-28
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明公开了一种防止燃油超温结焦的油冷涡轮叶片，包括涡轮静子叶片，所述涡轮静子叶片内设有燃油冷却通道，燃油冷却通道呈蛇形分布，且蛇形沿叶高方向延伸，所述燃油冷却通道与涡轮静子叶片内壁之间由填充胶充盈，填充胶为导热系数低、耐高温的有机胶。本发明在涡轮静子叶片中设置蛇形分布的燃油冷却通道，并在燃油冷却通道与叶片之间填充导热系数低、耐高温的填充胶，在利用燃油为叶片降温、燃油升温的同时，可有效防止燃油结焦生碳，堵塞通道，并且在叶片尾缘设置热疏导块，有效解决油冷涡轮静子叶片尾缘超温问题，有效提升发动机效率，延长使用寿命。
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公开(公告)号：CN115751376A
公开(公告)日：2023-03-07
申请号：CN202211418134.6
申请日：2022-11-14
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: F23R3/00
Abstract: 本发明公开了一种轴向曲线型的再生冷却通道，涉及冲压发动机燃烧室相关技术领域，包括若干个外壁和内壁，单一外壁与内壁上下对齐，外壁和内壁的两侧设置有肋板，肋板固定安装在外壁与相邻外壁之间以及内壁和相邻内壁之间，外壁、内壁和两侧肋板之间设置有方便冷却高超音速飞行器燃烧室壁面的冷却空腔，冷却空腔设置为曲线型通道，通过曲线型通道可在同样的壁面固体区域内填充更多的冷却剂，增大了冷却剂与固体通道的换热面积，为结构引入了更多的物理热沉，同时完成对原有结构有效减重，解决了现有的再生冷却结构在壁面厚度方向上空间利用率不佳，仍存在大量减重空间，同时片面增大平直通道的水力直径，会减弱冷却剂流动换热能力的问题。
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