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公开(公告)号：CN112412662A
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN202011287663.8
申请日：2020-11-17
Applicant: 哈尔滨工程大学
Abstract: 本发明属于航空航天飞行器动力技术领域，具体涉及一种组合式推力矢量喷管系统及带有该系统的弹体。本发明将液体二次喷射系统和超音速分离线摆动喷管两个子系统进行有机结合，充分发挥了两者的优势，液体二次喷射系统主要有响应快、效率高、结构重量小的特点，同时还能够起到给喷管润滑降温的作用，使飞行器拥有更大的推力矢量偏角、更快的响应速度。本发明可以减小飞行器液体喷射剂的携带量和贮箱体积，使推力矢量控制系统总重得到有效的控制。喷射剂的喷入能够减缓喷管内型面受热，增强喷管抗烧蚀能力，防止颗粒相进入分离线缝隙使喷管卡死。喷射剂内添加的润滑成分还可以减小密封圈的摩擦，进一步提升系统的可靠性。
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公开(公告)号：CN118533493A
公开(公告)日：2024-08-23
申请号：CN202410646398.X
申请日：2024-05-23
Applicant: 哈尔滨工程大学
Abstract: 本发明为一种实现气体高流量注入的自动化高压气体实验系统，公开了一种包含组合式注气喷管的高压气体实验系统，基于高压气体存储平台搭建的主体包括高压气体输送系统、组合式注气喷管、真空抽吸系统以及数据监测系统。本发明在火箭发动机燃烧室前端以及喷管收敛段喷注一定流量的气体，通过燃烧室对前端喷注的气体进行加热，增加发动机比冲；通过在喷管收敛段处喷注气体，降低喷管出口处气流外层温度，从而降低热防护结构材料成本，实现推力矢量控制。喷管试验件由钢、高硅氧以及C‑C复合材料组成，三种材料通过螺纹与胶粘剂结合，整体通过法兰与气体缓冲腔和燃烧室连接。喷管试验件收敛段加工通孔，通过压差使气流经输气支路流入气体缓冲腔并注入收敛段。本发明为气体射流注入与剪切流动提供技术帮助。
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公开(公告)号：CN118391168A
公开(公告)日：2024-07-26
申请号：CN202410646393.7
申请日：2024-05-23
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明公开了一种带喷注的二元超音速分离线喷管实验装置，属于航空航天飞行器动力技术领域。主要装置包括：二元超音速分离线喷管与流体喷注系统；配套设施有光路纹影系统和高精度压力监测系统。本发明借鉴航空发动机喷水/喷燃油加力系统的设计思想，将二元超音速分离线喷管与二次射流技术有机结合，其喷注装置布置于分离线处，利用加压设备将流体从呈直线排布的喷注孔喷出，有效地增强了喷管内的偏转斜激波角度与降低了密封难度，既解决了二次喷射推力偏转角小的问题，又弥补了超音速分离线摆动喷管响应速度慢、热防护困难的缺陷，同时更贴近真实工作环境，为二元超音速分离线喷管的工程应用提供理论支撑与技术帮助，具有实际工程应用价值。
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公开(公告)号：CN114109656B
公开(公告)日：2023-02-14
申请号：CN202111300435.4
申请日：2021-11-04
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明提供卧式弱约束冷流固体火箭发动机试车台及脉冲触发方法，本发明弱约束冷流固体火箭发动机试车台能够释放发动机的尾部自由度，通过一端固支和一端弹簧简支的方式保证了发动机的尾部自由度和原始共振模态，为不稳定燃烧试验的天地一致性提供了测试方法，较好的复现了高空真实的飞行工况。同时使用内部点火药爆炸和外部力锤敲击的方法实现了对空中飞行条件的地面复现。本发明具有原理简单，高适应性，对弹体弱约束的优点，对于不稳定燃烧实验有较好的应用前景。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111749814B
公开(公告)日：2022-06-17
申请号：CN202010542608.2
申请日：2020-06-15
Applicant: 哈尔滨工程大学
Abstract: 本发明提供一种基于金属燃料的跨介质双模态冲压发动机及控制方法，采用能够与空气和水反应的金属基固体推进剂，将固体空气冲压发动机和固体水冲压发动机结合，设计出了一种双模态冲压发动机。采用含阀门的进气道和进水管，实现发动机在两种模态之间的自由切换。预置氧化剂储箱在模态转换阶段为补燃室提供氧化剂，保证在出入水阶段发动机模态转换过程中推力的持续供给，能够有效地避免航行体在跨介质过程中失速，实现跨介质航行体的高速出入水过程，大大提高航行体的可靠性。
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公开(公告)号：CN110594044B
公开(公告)日：2022-03-18
申请号：CN201910988140.7
申请日：2019-10-17
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明涉及火箭发动机技术领域，具体涉及一种自适应高度的柔性延伸喷管。包括基础段钟型喷管部分、多级钟型延伸段部分，可变约束点部分以及支撑结构部分；其中，基础段钟型喷管部分部分为固定喷管，其一端与火箭发动机相连，一端与多级钟型延伸段部分相连；多级钟型延伸段部分为柔性延伸喷管，处于发射初始状态时为卷起状态，之后随飞行高度升高而展开；可变约束点部分位于柔性延伸喷管上，固定到达既定位置的支撑结构部分；支撑结构部分位于柔性延伸喷管内部，随飞行高度升高而展开。本发明可解决目前单级入轨火箭等工作范围广的火箭工作效率低的问题，使气流始终保持完全膨胀，在任何高度下都处于最佳工作状态。
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公开(公告)号：CN112432792A
公开(公告)日：2021-03-02
申请号：CN202011336452.9
申请日：2020-11-25
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: G01M15/02
Abstract: 本发明提供一种基于磁悬浮无接触弱约束的固体火箭发动机试车架，包括两组电磁基座静架、均布在电磁基座静架内的五个外部电磁铁、位于电磁基座静架内的永磁体约束环动架、设置在永磁体约束环动架外的五个与外部电磁铁配合的永磁体、安全限位龙门架、设置在安全限位龙门架内的安全限位卡环、设置在安全限位卡环内的环形衬套、光学仪器测量支撑架、设置在光学仪器测量支撑架上的光学测量装置，其中一组电磁基座静架的端面设置有推力架，发动机由两个永磁体约束环动架固定，光学测量装置用于测量振动位移。本发明具有原理简单，高适应性，对弹体无接触弱约束的优点，对于不稳定燃烧实验有较好的应用前景。
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公开(公告)号：CN111734550A
公开(公告)日：2020-10-02
申请号：CN202010542607.8
申请日：2020-06-15
Applicant: 哈尔滨工程大学
Abstract: 本发明提供一种内置式多级推力的水下动力系统及其控制方法，将固体火箭发动机和固体水冲压发动机融为一体，设计出了一种多级推力水下动力系统。助推段采用传统固体火箭发动机推进，能够实现航行体水下大推力加速，缩短了加速时间。续航段采用固体水冲压发动机推进，以环境中存在的海水为氧化剂，提高了发动机比冲和续航时间。本发明对固体水冲压发动机的补燃室和喷管进行了改进，水冲压发动机补燃室和喷管同时也为固体火箭发动机所用，实现“一室两用”、“一管两用”，大大节约了航行体内部空间，提高了航行体的整体性能。
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公开(公告)号：CN116558767A
公开(公告)日：2023-08-08
申请号：CN202310751748.4
申请日：2023-06-25
Applicant: 哈尔滨工程大学
Abstract: 一种组件易拆装的小型超声速激波风洞试验段，属于航空宇航技术领域。包括与激波管相连的第一法兰、与风洞连接的第二法兰；第一法兰和第二法兰之间依次连接圆转方刚性段、连接固定段和试验观察段，试验观察段内可拆卸安装有喷管。本发明试验段的各固定件与连接件易于组装，喷管刚性段和圆转方段易拆卸，实现更高效的实验流程，做到兼容气体动力学教学实际和科研试验；其次，同时使用纵向观察窗和侧面观察窗，为喷管启动及工作过程提供更有利的光学条件，可以应用纹影法、荧光油流法和片光层析法等光学观测手段以分析流场机理，为固体火箭发动机的先进喷管的冷流试验提供设备基础。
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