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公开(公告)号：CN119718942A
公开(公告)日：2025-03-28
申请号：CN202411857862.6
申请日：2024-12-17
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: G06F11/3668 , G06F16/2458 , G06F18/22 , G06F17/10
Abstract: 本发明是一种基于关联规则挖掘的软件故障多维度关联关系分析方法。本发明涉及软件服务故障检测技术领域，本发明针对软件故障定位领域提出基于关联规则挖掘的软件故障多维度关联关系分析方法，实现了对软件故障从故障间关联、故障内特征关联、软件故障结构关联三个维度进行关联关系分析，并将不同维度的分析结果进行故障多维度关联系数计算，生成最终的关联关系分析结果。本发明相对于传统基于测试用例、软件度量的故障关联关系分析方法，具有综合考虑了软件故障发生的场景下多个不同维度，分析更加全面的优势；相对于Apriori关联规则挖掘算法，具有面对大规模数据时效率更高的优势。
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公开(公告)号：CN115030839B
公开(公告)日：2024-11-01
申请号：CN202210365534.9
申请日：2022-04-07
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明提供一种可调节的小型火箭发动机六分力试车台，包括安装平台、设置在安装平台上的动架和龙门架、设置在动架上的伺服机构，还包括六个传感器，三个承受纵向力；两个承受横向力；最后一个承受轴向力。在测力传感器测的数据后，构建推力矢量的六分力模型，再通过空间力系平衡方程组解算出矢量力。本发明的小型固体火箭发动机六分力试车台方便拆装、大小可以调节，服务于新型发动机冷流和热流测试，也能完成亚、超音速分离线喷管、潜入式喷管和二次喷射喷管等多类推力矢量喷管的实验研究，适用于地面试车和模拟高空试车的狭隘真空管内等不同的实验条件和场景。
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公开(公告)号：CN115030839A
公开(公告)日：2022-09-09
申请号：CN202210365534.9
申请日：2022-04-07
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明提供一种可调节的小型火箭发动机六分力试车台，包括安装平台、设置在安装平台上的动架和龙门架、设置在动架上的伺服机构，还包括六个传感器，三个承受纵向力；两个承受横向力；最后一个承受轴向力。在测力传感器测的数据后，构建推力矢量的六分力模型，再通过空间力系平衡方程组解算出矢量力。本发明的小型固体火箭发动机六分力试车台方便拆装、大小可以调节，服务于新型发动机冷流和热流测试，也能完成亚、超音速分离线喷管、潜入式喷管和二次喷射喷管等多类推力矢量喷管的实验研究，适用于地面试车和模拟高空试车的狭隘真空管内等不同的实验条件和场景。
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公开(公告)号：CN119393254A
公开(公告)日：2025-02-07
申请号：CN202411493531.9
申请日：2024-10-24
Applicant: 哈尔滨工程大学
Abstract: 本发明属于航空宇航技术领域，具体涉及一种用于可重复使用火箭回收过程的低温气体喷注发动机热防护方法及应用。本发明公开的热防护方法，能够使低温气膜冷却分布均匀，同时提高火箭发动机可重复使用性。本发明在发动机内部安装冷却系统，包括气瓶增压装置、发动机工作装置和低温气体注入装置；其中，低温气体注入装置包括与气瓶增压装置相连的阀门和管道，在燃烧室外壁面设有旋流流道以及与旋流流道直接相连的缓冲腔。火箭降落时，低温气体通过旋流流道注入燃烧室，在离心力的作用下形成旋转气膜附在燃烧室内壁面，又在逆向来流的作用下形成涡流附着在发动机外壁面，减少高温燃气对发动机壁面的烧蚀。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118424634A
公开(公告)日：2024-08-02
申请号：CN202410646392.2
申请日：2024-05-23
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: G01M9/00
Abstract: 本发明公开了一种多组分工质驱动喷管的双膜激波管实验方法与系统，包括包括激波管实验平台、二元喷管、压气机及高压储气罐，其中激波管实验平台包含驱动段、被驱动段、实验段、夹膜装置、PET高分子膜片等部件，压气机及高压储气罐用于提供实验所需的空气、氩气、氦气、二氧化碳或六氟化硫气体；实验方法为：根据所需压比来配置第一膜片和第二膜片厚度，并将膜片安装至激波管平台上；清理实验段观察窗，并在实验段安装二元喷管组件；按照特定充气顺序，在高压段和低压段分别充入空气、氦气、氩气、二氧化碳或六氟化硫等气体。本发明实验系统简单，设备安全易操作，实验结果能够为先进喷管设计提供重要依据。
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公开(公告)号：CN118504125A
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202410646394.1
申请日：2024-05-23
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F17/13 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种激波管双膜破裂驱动喷管的气源设计方法，以激波管双膜破裂试验为依照，基于通量重构方法求解多组分变截面准一维非定常流动方程，模拟了激波管内气体的密度、速度、温度和组分等物理量随时间演化的特性，高温高压区参量与无粘理论估值相近，更长时间的计算结果与试验实测压力精确吻合。本发明能快速计算试验所需初始压力和试验时间等参数，减少了实际激波管试验的盲目性；本发明为超声速气体动力学和激波动力学等研究提供了理论基础与实验指导作用，也为探究火箭发动机先进喷管的启动关机过程提供了必要保障。
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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：CN222350846U
公开(公告)日：2025-01-14
申请号：CN202421348246.3
申请日：2024-06-13
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: F02K1/78
Abstract: 一种变径孔道的渗透壁结构，属于渗透喷管技术领域。所述结构包括上层孔道、中间层孔道、下层孔道及圆形薄片；上层孔道为圆形孔道；中间层孔道为圆形孔道，且沿直径两端反向延伸向内壁面加工有凹槽，中间层孔道的圆形孔道直径大于上层孔道的圆形孔道直径；下层孔道为圆弧十字形孔道，圆弧部分与中间层孔道直径一致；在中间层孔道嵌入圆形薄片，圆形薄片沿直径方向延伸出凸起，圆形薄片的凸起与中间层孔道的凹槽相配合。本实用新型结构通过精确的尺寸匹配，使圆形薄片在移动到上层孔道位置时能够完全封闭孔道，防止燃气泄漏。通过有效控制喷管内外的气流交换，解决了渗透喷管在高空工况下性能较低的问题，提高了渗透喷管的全弹道推力性能。
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