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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：CN116733634A
公开(公告)日：2023-09-12
申请号：CN202310711634.7
申请日：2023-06-15
Applicant: 哈尔滨工程大学
Abstract: 一种嵌入扰流装置的分装组合固体发动机及其实验方法，属于固体火箭发动机技术领域。分装组合固体发动机，包括扰流装置。实验方法，包括S1.确定注入发动机内流场燃气的质量流量及组分占比；S5.更换扰流段装置，重复实验；S6.计算发动机燃烧效率；S7.对比各组实验发动机的燃烧效率；S8.得出加入扰流装置前后对发动机燃烧效率的影响，得出不同扰流叶片数量对发动机燃烧效率的影响规律。本发明的扰流装置增强富燃燃气与富氧燃气的掺混程度，降低燃气轴向流速，提高燃烧效率，从而提高发动机的性能。本发明通过实验装置进气口分别注入富燃燃气和富氧燃气，替代发动机推进剂药柱自持燃烧产生燃气注入发动机内流场的过程，简化了装置及实验步骤。
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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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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119393254A
公开(公告)日：2025-02-07
申请号：CN202411493531.9
申请日：2024-10-24
Applicant: 哈尔滨工程大学
Abstract: 本发明属于航空宇航技术领域，具体涉及一种用于可重复使用火箭回收过程的低温气体喷注发动机热防护方法及应用。本发明公开的热防护方法，能够使低温气膜冷却分布均匀，同时提高火箭发动机可重复使用性。本发明在发动机内部安装冷却系统，包括气瓶增压装置、发动机工作装置和低温气体注入装置；其中，低温气体注入装置包括与气瓶增压装置相连的阀门和管道，在燃烧室外壁面设有旋流流道以及与旋流流道直接相连的缓冲腔。火箭降落时，低温气体通过旋流流道注入燃烧室，在离心力的作用下形成旋转气膜附在燃烧室内壁面，又在逆向来流的作用下形成涡流附着在发动机外壁面，减少高温燃气对发动机壁面的烧蚀。
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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：CN118361335A
公开(公告)日：2024-07-19
申请号：CN202410647322.9
申请日：2024-05-23
Applicant: 哈尔滨工程大学
Abstract: 一种用于可渗透喷管渗透段处的气流控制阀，属于航空航天技术领域。所述气流控制阀为矩形，阀门面积略大于可渗透喷管渗透段处小孔，可渗透喷管的每个小孔在内壁面处都配备有气流控制阀，在阀门的一端通过合页与小孔上游位置(喷管出口到喷管喉口为上游方向)处的喷管内壁连接。本发明可以实现渗透段处气流单向流动的气流控制阀灵活可靠，同时，整个阀门开合过程完全由内外气流压差的大小和方向自主决定，不需要额外的执行机构，实现了被动自适应调节，具有结构简单、可靠性高的优点。
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公开(公告)号：CN116608056A
公开(公告)日：2023-08-18
申请号：CN202310471093.5
申请日：2023-04-27
Applicant: 哈尔滨工程大学
Abstract: 本发明公开了一种可渗透喷管的非均匀开孔的扩张段结构，该扩张段结构可以根据壁面上开孔密度的不同分为四段，最靠近喷管喉部的一段为传统扩张段的无开孔壁面，其余三段从靠近喷管喉部开始根据开孔密度由疏到密依次为：稀疏分布孔壁面、中等分布孔壁面及密集分布孔壁面，越靠近喷管喉部孔隙率越小，越靠近喷管出口处孔隙率越大。本发明使用非均匀分布的扩张段结构后，在高空飞行工况下，可渗透喷管的气体泄露率有效降低，从而提高高空性能；同时不影响可渗透喷管在低空飞行工况下较好的推力补偿能力。
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公开(公告)号：CN114856867A
公开(公告)日：2022-08-05
申请号：CN202210591625.4
申请日：2022-05-27
Applicant: 哈尔滨工程大学
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭发动机主动减振装置，包括测试发动机主体和发动机支撑结构，发动机支撑结构承托测试发动机主体；测试发动机主体为弹体包括壳体为多孔夹心层结构，从外向内依次为外壳体层、多孔结构层和内壳体层，内壳体层内部设置有绝热层和推进剂；发动机支撑结构包括滑轨一端与三角靠铁连接，并安装在基座上；推力架一端与三角靠铁相连，另一端与前封头连接；限位器和后吊架通过滑块与滑轨连接，壳体的喷管一端悬挂在后吊架上，限位器位于推力架和后吊架之间。本发明能够很大程度上削弱发动机在自由弹道中受到的非线性激励带来的燃烧室压力和结构振动，增强发动机的稳定性。
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