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公开(公告)号：CN117606047A
公开(公告)日：2024-02-27
申请号：CN202311206622.5
申请日：2023-09-19
申请人： 哈尔滨工业大学 , 苏州湍流数字科技有限公司
摘要： 本发明涉及吸气式旋转爆震涡轮发动机技术领域，具体涉及一种抑制压力反传的旋转爆震燃烧室喷注结构，包括：燃烧室，燃烧室为筒状结构；Laval喷注通道，设于燃烧室的一端，Laval喷注通道包括多个槽体，槽体与燃烧室所在轴线倾斜设置；空气喷注腔，设于Laval喷注通道远离燃烧室的一端；储存通道，与燃烧室的内壁间隔设置，储存通道内设有燃料，且在储存通道与燃烧室之间设有多个燃料喷注孔。通过在燃烧室的一端设置Laval喷注通道同时，槽体与燃烧室所在轴线倾斜设置；喷注结构能够在一定程度上削减压力振荡向上游传播的情况，沿爆震波传播方向倾斜的喷注结构控制压力反传效果更明显，流场稳定性明显增强。
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公开(公告)号：CN117408134A
公开(公告)日：2024-01-16
申请号：CN202311200196.4
申请日：2023-09-18
申请人： 哈尔滨工业大学 , 苏州湍流数字科技有限公司
IPC分类号： G06F30/27 , G06N3/0464 , G06N3/048 , G06N3/084 , G06F113/08
摘要： 超声速涡轮三维流场及激波系重构方法及装置、处理方法及装置，涉及机械技术领域。为解决现有技术中，超声速涡轮的三维流场及激波系高效重构部分却鲜被关注的技术缺陷，本发明提供的技术方案为：超声速涡轮三维流场及激波系重构方法，包括：生成涡轮内流域形态，并匹配关键物理量；将待测超声速涡轮叶片划分为多个截面，分为前半部和后半部，每组的前半部截面处与后半部截面处对应的关键物理量，构成一一对应的数据集合，并划分为训练集和验证集；根据所述训练集和验证集对神经网络进行训练；通过训练后的所述神经网络，对关键物理量进行重构。可以应用于具有高超声速来流的航空发动机和燃气轮机内的旋转机械部件的设计工作中。
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公开(公告)号：CN116696516A
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202310858175.5
申请日：2023-07-13
申请人： 哈尔滨工业大学 , 泰豪电源技术有限公司
摘要： 本发明公开了一种阻抗复合式消声器及其应用，属于机械技术以及降噪设备技术领域。本发明解决了现有阻抗复合式消声器存在风阻较大、颤动严重等问题。本发明通过调整整个流通布局，包括管道直径、长度的合理选择，腔体位置的分布等，在提高抗性消声能力的前提下，避免管道流通速度过大，且流动足够顺畅，减少由于气流通过时引起的振动、颤动噪声。同时，通过布置两个次腔体，以及多孔通风管道与管壁与腔体内空间填充岩棉等吸声材料的组合，大幅消减高频声波能量，降低噪声外传，保证消声器高频段内的消声能力。
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公开(公告)号：CN117408133A
公开(公告)日：2024-01-16
申请号：CN202311200171.4
申请日：2023-09-18
申请人： 哈尔滨工业大学
IPC分类号： G06F30/27 , G06N3/0464 , G06N3/048 , G06N3/084 , G06F113/08
摘要： 超声速涡轮二维流场及激波系重构方法及装置、处理方法及装置，涉及机械技术领域。为解决现有技术中，超声速涡轮的二维流场及激波系高效重构部分却鲜被关注的技术缺陷，本发明提供的技术方案为：超声速涡轮二维流场及激波系重构方法，包括：生成待测超声速涡轮的涡轮内流域形态，并匹配预设关键物理量的步骤；将所述预设关键物理量组成数据集合，并将所述数据集合划分为训练集和验证集的步骤；构建融合全连接层和卷积层的神经网络，对所述神经网络进行训练的步骤；通过训练后的所述神经网络，对预设关键物理量进行重构的步骤。可以应用于具有高超声速来流的航空发动机和燃气轮机内的旋转机械部件的设计工作中。
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公开(公告)号：CN116717372A
公开(公告)日：2023-09-08
申请号：CN202310641610.9
申请日：2023-06-01
申请人： 哈尔滨工业大学 , 泰豪电源技术有限公司
摘要： 本发明公开了一种可变式消声板及在箱式柴油发电机组进排气中的应用，属于进排气工程技术领域。本发明解决了现有消声板大多为直板式，这种结构可调节性差、降噪性能有限，不能高效应对箱式柴油发电机组排气段的旋转高速气流以及箱式柴油发电机组内部的辐射噪声的问题。本发明提供的可变式消声板由多段组合而成，具有旋转铰链链接，可以自由旋转并固定，可自由弯折形成‘M’形、波浪形、‘m’形、组合形等结构，在需要多个消音板的情况下能够自行组合，能够适应多种环境和复杂的进排气情况，能在保证通流顺畅的前提下灵活改变进、排气流的方向且降低进排气部位处的噪音。
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公开(公告)号：CN112780355B
公开(公告)日：2022-12-06
申请号：CN202110222693.9
申请日：2021-02-25
申请人： 哈尔滨工业大学
IPC分类号： F01D5/18
摘要： 本发明公开了一种超音速涡轮叶片的发散冷却气膜孔分布结构，属于飞行器动力系统主动冷却方式技术领域。本发明解决了现有发散冷却在受到高温热冲击时，发散冷却层由于受到高温热应力极易容易变形和烧蚀的问题。本发明的发散冷却气膜孔在发散冷却层上的分布包括密集区域和阵列结构区域，密集区域位于发散冷却层的一端，阵列结构区域按周期性锯齿形、周期性棱形、周期性波纹形、周期性矩形或周期性四边形的形式排列。本发明提供的发散冷却气膜孔分布结构使肋板之间形成相互支撑，避免肋板出现应力集中现象，减少其变形，保证了微米级气膜孔的原始形状，减少气膜孔的堵塞，在保证气膜冷却效率的前提下，有效隔绝热流冲击作用，减少热端部件的烧蚀。
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公开(公告)号：CN112780355A
公开(公告)日：2021-05-11
申请号：CN202110222693.9
申请日：2021-02-25
申请人： 哈尔滨工业大学
IPC分类号： F01D5/18
摘要： 本发明公开了一种超音速涡轮叶片的发散冷却气膜孔分布结构，属于飞行器动力系统主动冷却方式技术领域。本发明解决了现有发散冷却在受到高温热冲击时，发散冷却层由于受到高温热应力极易容易变形和烧蚀的问题。本发明的发散冷却气膜孔在发散冷却层上的分布包括密集区域和阵列结构区域，密集区域位于发散冷却层的一端，阵列结构区域按周期性锯齿形、周期性棱形、周期性波纹形、周期性矩形或周期性四边形的形式排列。本发明提供的发散冷却气膜孔分布结构使肋板之间形成相互支撑，避免肋板出现应力集中现象，减少其变形，保证了微米级气膜孔的原始形状，减少气膜孔的堵塞，在保证气膜冷却效率的前提下，有效隔绝热流冲击作用，减少热端部件的烧蚀。
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