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公开(公告)号：CN116641811A
公开(公告)日：2023-08-25
申请号：CN202310470990.4
申请日：2023-04-27
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明公开了一种可渗透喷管冷流试车台及压力测量方法，包括支撑结构和测试结构，支撑结构承托发动机主体，配套测试设备获取实验数据。本发明首先安装实验设备，连接前端供气管道和测试设备；开启压力传感器和推力传感器，记录未通气体的发动机内流场，之后开启供气系统阀门，向发动机内部供应高压氮气，等待发动机内部压力稳定，等待发动机内压力稳定后，关闭供气系统阀门，保存传感器采集的推力及压力数据。最后更换其他类型的喷管，重复上述步骤，记录各组传感器采集的推力及压力数据，分析结果。本发明能够很好的测量可渗透喷管推力及扩张段压力分布，通过控制变量法对各种影响因素进行单独研究，对可渗透喷管的研究有较好的应用前景，进而对提高大型火箭和导弹系统运载能力和动力系统全过程工作效能提供参考价值。
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公开(公告)号：CN116558767A
公开(公告)日：2023-08-08
申请号：CN202310751748.4
申请日：2023-06-25
Applicant: 哈尔滨工程大学
Abstract: 一种组件易拆装的小型超声速激波风洞试验段，属于航空宇航技术领域。包括与激波管相连的第一法兰、与风洞连接的第二法兰；第一法兰和第二法兰之间依次连接圆转方刚性段、连接固定段和试验观察段，试验观察段内可拆卸安装有喷管。本发明试验段的各固定件与连接件易于组装，喷管刚性段和圆转方段易拆卸，实现更高效的实验流程，做到兼容气体动力学教学实际和科研试验；其次，同时使用纵向观察窗和侧面观察窗，为喷管启动及工作过程提供更有利的光学条件，可以应用纹影法、荧光油流法和片光层析法等光学观测手段以分析流场机理，为固体火箭发动机的先进喷管的冷流试验提供设备基础。
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公开(公告)号：CN116378856A
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202310428237.9
申请日：2023-04-20
Applicant: 哈尔滨工程大学
Abstract: 本发明涉及一种性能主动调控的分装组合固体火箭发动机及工作方法，包括依次连接的封盖、富燃燃烧室、流量调节装置、富氧燃烧室、混燃室、尾喷管；流量调节装置包括收敛段、滑盘式流量调节阀、扩张段、电机固定架、旋转伺服电机、控制板、星型齿轮减速器、星型传动齿轮；滑盘式流量调节阀共两个滑盘阀，每个滑盘阀的中心设有内凹圆形孔用于放置球轴承，通过旋转轴连接，两个滑盘阀之间密封且可相互转动；旋转伺服电机通过星型齿轮减速器与星型传动齿轮相连；旋转伺服电机与电机固定架通过安装在流量调节装置收敛段末端的法兰盘固定；控制板与旋转伺服电机相连。本发明结构紧凑、装配控制便捷能够同时实现固体火箭发动机顿感高能和性能调控。
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公开(公告)号：CN114151238B
公开(公告)日：2022-12-13
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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公开(公告)号：CN115013188A
公开(公告)日：2022-09-06
申请号：CN202210767731.3
申请日：2022-06-30
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明涉及一种模块化的分装组合固体火箭发动机试车台装置及冷流实验方法。包括发动机支撑架、发动机主体和配套测试设备，发动机支撑架承托发动机主体，配套测试设备获取数据；发动机主体包括依次通过法兰盘连接的示踪粒子掺混段、圆转方过渡段、稳流段、流量调节段、前燃室、燃气掺混段、后燃室和尾喷管；轴向进气孔和侧向进气孔分别设置在示踪粒子掺混段和燃气掺混段上，与供气系统连接；前燃室、燃气掺混段和后燃室均安装观察窗；稳流段、前燃室、燃气掺混段及后燃室均设置压力和温度传感器，获取发动机主体内弹道的压力及温度数据。本发明模块化的分装组合操作简单，多部位的传感器获得整个实验过程中发动机内流场的实时压力和温度数据。
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Patent Agency Ranking
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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