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公开(公告)号：CN118686712A
公开(公告)日：2024-09-24
申请号：CN202410762657.5
申请日：2024-06-13
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: F02K9/97
Abstract: 一种用于渗透喷管的单向渗流蜂窝夹层结构，属于高度补偿喷管技术领域。所述单向渗流蜂窝夹层结构由薄壳蜂窝基体和填充在每个蜂窝腔内壁的热敏聚合物构成，所述单向渗流蜂窝夹层结构适用于渗透喷管扩张段靠近喷管出口的部分。所述蜂窝基体采用金属、陶瓷或聚合物等耐高温的高强度材料，设计为蜂窝状的空腔结构，孔隙率范围为10％～50％。所述热敏聚合物为膨胀石墨、膨胀云母或氧化锆中的一种。该结构的调节机制是被动自发的，不需要外部信号和驱动，不存在控制或动力系统失效的风险，从而降低了能耗、简化了系统设计、提高了响应速度和稳定性，并增强了整体安全性和可靠性大为提升。
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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：CN118468652A
公开(公告)日：2024-08-09
申请号：CN202410602758.6
申请日：2024-05-15
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: G06F30/23 , G06F30/17 , G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/06
Abstract: 一种基于克里金代理模型的可渗透喷管结构优化方法，属于固体火箭发动机先进喷管结构优化技术领域。本发明以高度平均比冲和冲质比的大小作为评判可渗透喷管性能的指标；采用超拉丁取样以及参数化建模生成构建克里金代理模型的喷管样本库；训练克里金代理模型；采用NSGA‑II多目标遗传算法对可渗透喷管结构进行优化；利用皮尔逊系数计算喷管各型面参数与喷管性能之间的相关程度，构建喷管型面参数对喷管性能的影响规律。本发明采用克里金代理模型替代优化过程中CFD的工作，极大的减小了仿真计算的工作量，提高了多目标高维度优化研究的效率，同时实现对喷管性能的快速预测。
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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：CN113217227B
公开(公告)日：2024-07-09
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116696593A
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202310751742.7
申请日：2023-06-25
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: F02K1/78
Abstract: 一种用于可渗透喷管的轻质多孔介质夹层结构，属于航空宇航技术领域。该结构能使可渗透段处多孔介质材料的温度处于安全水平，确保可渗透喷管的结构完整性。轻质多孔介质夹层内和喷管基础段结构内设置有内埋式冷水管。多孔介质夹层的外部表面为薄片式碳碳复合材料，材料上有分布均匀、直径较小的通气孔，在保证结构强度的同时不影响可渗透段处可以通气的特点、保证了可渗透喷管的推力补偿作用。本发明中采用多个圆形环路组成的环绕管路能够有效提供换热面积，浸润水孔的存在使得冷却剂可以湿润多孔介质，冷却剂的开放循环流动可以持续为可渗透段降温，有效抑制高空工作环境下多孔介质材料的升温，提高喷管工作稳定性、延长喷管使用寿命。
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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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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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