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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：CN111734551B
公开(公告)日：2022-08-02
申请号：CN202010543441.1
申请日：2020-06-15
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: F02K7/18 , F02K9/12 , F02K9/28 , F02K9/34 , F02K9/97 , F02K9/32 , B63G8/08 , C06B33/06 , C06D5/06
Abstract: 本发明提供一种分离式多级推力的水下动力系统及其控制方法，将水冲压发动机嵌套在环状中空的固体火箭发动机中，设计出了一种分离式多级推力水下动力系统。助推段由固体火箭发动机提供推力，增大了推力，缩短了加速时间。续航段由固体水冲压发动机推进，提高了发动机比冲和续航时间。本发明对助推段固体火箭发动机进行了改进，将助推段发动机设计成环状中空的形状，嵌套于水冲压发动机补燃室外，均匀环状造型能够保证助推段发动机脱离时航行体受力均匀，大大提高发动机可靠性。
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公开(公告)号：CN111749814A
公开(公告)日：2020-10-09
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：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：CN114151238A
公开(公告)日：2022-03-08
申请号：CN202111421651.4
申请日：2021-11-26
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: F02K9/96
Abstract: 立式弱约束冷流固体火箭发动机试车台及脉冲触发实验装置及方法属于火箭发动机测试技术领域，包括基座、滑轨、滑块、轴向安全限位装置、矩形钢管框架、头部支架、径向安全限位装置、脚架、导流板、力锤、推力架、进气管、稳流段、测试发动机壳体、尾喷管段、多孔板；矩形钢管框架一侧通过螺栓固定滑轨，并与脚架一起通过焊接方式固定于基座之上；试验段下方安装有导流板，焊接于基座之上；矩形钢管顶管为顶盖，用于承受试验段推力并加固框架结构；头部支架和径向安全限位装置通过螺栓固定于滑块之上，并通过轴向安全限位装置定位；推力架，进气管，稳流段，测试发动机壳体和测试发动机喷管通过螺栓依次连接，并安装于头部支架上。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112412662B
公开(公告)日：2021-11-09
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：CN112431694A
公开(公告)日：2021-03-02
申请号：CN202011309765.5
申请日：2020-11-20
Applicant: 哈尔滨工程大学
Abstract: 本发明提供一种使用柔性材料和外置桁架结构的可展开喷管，包括潜入式柔性喷管的刚性段、燃烧室后封头、柔性喷管桁架结构和喷管柔性段。喷管潜入式刚性段由便于安装的潜入段主体、刚性扩张段和前、后喉衬组成，与后封头进行粘接，其中后封头在壳体内部增加一层防热内衬，以隔绝燃烧室的热量；刚性段后是喷管的柔性段，为了保证喷管和后封头的结构和型面完整性，在柔性段、刚性段内壁面上增加绝热、耐烧蚀涂层，柔性段使用抗烧蚀的弹性材料。本发明提供一种使用柔性材料和外置桁架结构的可展开喷管，可以实现高度补偿特性；而且通过设计桁架结构和柔性材料的尺寸，可实现更高效的扩张段气动型面，有效提升喷管全空域性能和飞行器总体性能。
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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：CN112432792B
公开(公告)日：2023-10-13
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：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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