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公开(公告)号：CN111734550B
公开(公告)日：2022-07-15
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：CN113074059B
公开(公告)日：2022-06-17
申请号：CN202110353606.3
申请日：2021-04-01
Applicant: 哈尔滨工程大学
Abstract: 本发明提供一种基于多点火位的梯度式均匀起爆中心爆管，在喷管的扩张段外设置旋转层，喷管扩张段和旋转层的后半段壁面上开有相互对应的微孔，旋转层的前端设置圆形齿条，还包括固定在喷管上的旋转层驱动机构，所述旋转层驱动机构包括电机和变速传动机构，电机的输出连接变速传动机构的输入端，变速传动机构的输出端通过齿轮与所述圆形齿条啮合。本发明针对喷管的非适定性损失问题，通过一种旋转式的双层可渗透壁面结构，实现了从地面到高空四档高度补偿。
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公开(公告)号：CN114109656A
公开(公告)日：2022-03-01
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：CN112431694B
公开(公告)日：2021-11-05
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113074059A
公开(公告)日：2021-07-06
申请号：CN202110353606.3
申请日：2021-04-01
Applicant: 哈尔滨工程大学
Abstract: 本发明提供一种基于多点火位的梯度式均匀起爆中心爆管，在喷管的扩张段外设置旋转层，喷管扩张段和旋转层的后半段壁面上开有相互对应的微孔，旋转层的前端设置圆形齿条，还包括固定在喷管上的旋转层驱动机构，所述旋转层驱动机构包括电机和变速传动机构，电机的输出连接变速传动机构的输入端，变速传动机构的输出端通过齿轮与所述圆形齿条啮合。本发明针对喷管的非适定性损失问题，通过一种旋转式的双层可渗透壁面结构，实现了从地面到高空四档高度补偿。
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公开(公告)号：CN112431689A
公开(公告)日：2021-03-02
申请号：CN202011327008.0
申请日：2020-11-24
Applicant: 哈尔滨工程大学
Abstract: 本发明提供一种含超音速分离线摆动喷管的固体火箭发动机，包括点火器、发动机主体和超音速分离线摆动喷管；所述点火器包括点火头、点火头压盖、点火器密封圈、点火头定位部件、点火药筒、点火器与发动机主体连接件；所述点火器与发动机主体连接件通过螺纹与发动机前封头、点火药筒、点火头定位部件连接，点火头压盖通过螺纹与点火头定位部件连接，将点火头压紧定位；本发明点火成功率高、药柱不易撕裂、密封性好、能够进行全轴推力矢量，通过电机伺服机构，使摆动喷管能够全轴摆动，且在分离线扩张比较小和后开口小的情况下实现较大摆动，提高发动机的推力矢量性能。
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公开(公告)号：CN111734551A
公开(公告)日：2020-10-02
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：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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公开(公告)号：CN222208105U
公开(公告)日：2024-12-20
申请号：CN202421155205.2
申请日：2024-05-24
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: F02K9/97
Abstract: 一种用于可渗透喷管扩张段微孔的磁力驱动阀门结构，属于航空航天技术领域。磁力驱动阀门结构包括喷管壳体、可渗透段、平头定位销孔、旋转段、圆台微孔、永磁体、固定段、平头定位销、可渗透微孔；可渗透段上沿外侧割去一定厚度材料，形成凹槽；凹槽用于设置旋转段和固定段，旋转段能够绕可渗透段旋转，固定段相对可渗透段固定；旋转段和固定段之间留有缝隙，在缝隙两侧安装永磁体，永磁体镶嵌于旋转段和固定段上，相互错开；缝隙两侧的磁极互异；与现有的可渗透喷管相比，采用该磁力驱动阀门结构的可渗透喷管能够在高空飞行工况下封闭可渗透段，阻止燃气的外泄，避免了高空性能损失，从而比无该结构的可渗透喷管拥有更优秀的高空飞行能力。
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