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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：CN120063742A
公开(公告)日：2025-05-30
申请号：CN202510226313.7
申请日：2025-02-27
Applicant: 哈尔滨工程大学
Abstract: 本发明公开了一种冷流二元超音速分离线喷管性能与流动纹影测试试车台，其组成包括：支撑结构、供气结构、伺服作动系统和超音速分离线喷管；所述支撑结构包括基座、推力架，所述基座上安装有喷管支撑架、进气段支撑架；所述供气结构包括依次通过法兰连接的进气段、过渡段、连接段，所述进气段前端与所述推力架连接，所述进气段的下部通过所述的进气段支撑架支撑。本发明能够在地面实验条件下复现超音速分离线喷管在不同摆角与不同摆动速度下的工作过程，通过纹影系统和压力传感器分别获取二元喷管流动状态和壁面压力分布特征，用于测试超音速分离线喷管在高压冷流氮气输入条件下的喷管工作工作状态，具有高适应性、准确测量的优点。
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公开(公告)号：CN119397711A
公开(公告)日：2025-02-07
申请号：CN202411520989.9
申请日：2024-10-29
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , G06F17/11 , F02K7/10 , F02K1/15 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F113/08
Abstract: 本发明公开了一种针对跨介质冲压的喷管匹配方法，涉及跨介质冲压发动机喷管领域。该匹配方法基于现有的空气冲压和水冲压发动机实际性能参数，在其设计计算中考虑了燃烧的详细反应机理，并利用了可延伸喷管方案解决其膨胀比变化的实现问题。本发明是对以往跨介质冲压发动机进气道和燃烧室设计流程的补充，完善了跨介质冲压发动机的一体化设计。
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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117761011A
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202410012876.1
申请日：2024-01-04
Applicant: 哈尔滨工程大学
Abstract: 本发明公开了一种冷流二元膨胀偏流喷管性能与流动纹影测试试车台，所述试车台包括基座、滑轨、滑块、支撑架、喷管支撑架、光学玻璃挡板、进气段支撑架、推力承重墙、推力架、进气段、膨胀偏流喷管实验段、连接段、过渡段、泡沫铜多孔板、压力软管、塞锥、推力传感器、光学玻璃、高频压力传感器和压力传感器。该试车台能够在地面实验条件下模拟膨胀偏流喷管在不同落压比状态，通过纹影系统和压力传感器分别获取二元喷管流动状态和壁面压力分布特征，用于测试膨胀偏流喷管在高压冷流氮气输入条件下的喷管工作工作状态。本发明具有原理简单、高适应性、准确测量工作状态的优点，对膨胀偏流喷管试验具有较好的应用前景。
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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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公开(公告)号：CN113217227A
公开(公告)日：2021-08-06
申请号：CN202110710427.0
申请日：2021-06-25
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: F02K7/10
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其控制方法，将可抛式冲压进气道通过爆炸螺栓与跨介质冲压发动机相连，设计出了一套跨介质冲压发动机可抛式进气装置。在空中巡航阶段，空气通过冲压进气道进入发动机补燃室与富燃燃气进一步反应，为航行体提供推力。航行体入水前，进气道阀门关闭，使航行体整体保持密封，爆炸螺栓由电火花点火引爆，进气道与发动机壳体分离。进气道脱离后，航行体在入水阶段和水下航行阶段所受到的阻力会大幅下降，可靠性提升。本发明对解决了进气道分离后航行体整体的密封问题，提高了跨介质冲压发动机在工作过程中跨气水界面时的稳定性，减小了水下航行时的阻力，让发动机的综合性能得到大幅提升。
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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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