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公开(公告)号：CN110682751A
公开(公告)日：2020-01-14
申请号：CN201910988137.5
申请日：2019-10-17
Applicant: 哈尔滨工程大学
Abstract: 本发明涉及飞行器水陆两栖滑行机构领域，具体涉及一种基于打水漂原理辅助飞行器水陆滑行的机构。包括前滑行机构部分和后滑行机构部分；前滑行机构部分安装于前起落架处，包括前起落架乘板，前起落架机身支承，前起落架机轮支承，前起落架机轮，前起落架乘板固定支架，前起落架液压缓冲作动筒，前起落架螺栓和连接段液压缓冲器；后滑行机构部分安装于后起落架处，包括后起落架机身支承，后起落架乘板，后起落架尾舵，后起落架液压缓冲作动筒，后起落架机轮支承，后起落架机轮和后起落架螺栓。本发明可使飞行器在地面滑行起飞，提高飞行高度，拓宽探测范围，减少水面阻力，无需发动机提供过多动力。
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公开(公告)号：CN110594044A
公开(公告)日：2019-12-20
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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公开(公告)号：CN106523188B
公开(公告)日：2018-01-19
申请号：CN201610881144.1
申请日：2016-10-10
Applicant: 哈尔滨工程大学
Abstract: 本发明提供一种分布式进气道固体火箭发动机喷管扩张段补充燃烧装置，在弹体的中间段轴对称安装有四个进气道，每个进气道与弹体之间设置有附面层隔道，每个进气道均由入口段、隔离段、附加扩张段组成，每个进气道的上方设置有弹翼、内部设置有空气入射口，每个空气入射口的端部设置有堵盖，每个入口段设置有可移动的楔形板。本发明通过合理设置进气道，将外界空气压缩后引入至喷管扩张段处，使燃气中未充分燃烧的燃料再次燃烧，以提高推力和比冲。通过作动系统，时喷管附加扩张段偏转，从而实现推力矢量控制。
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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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公开(公告)号：CN107514318B
公开(公告)日：2019-05-21
申请号：CN201710951549.2
申请日：2017-10-13
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: F02K9/32
Abstract: 本发明提供一种水下航行体用端燃火箭发动机重心配平装置，在水下航行体的中部设置端燃药柱，端燃药柱的两端分别设置前封头和后封头，后封头连接长尾喷管，长尾喷管的端部伸出至水下航行体外，在端燃药柱两端的水下航行体内分别设置有前配平腔和后配平腔，在前配平腔内设置有可移动的前配平板，在后配平腔内设置有可移动的后配平板，在前配平腔和后配平腔的周向分别设置有与外界相通的孔。本发明的发动机置于水下航行体的中部，较少质量的海水便可实现重心稳定，消极空间较小。同时，由于采用端燃式药柱，通过移动平板来引进海水量的操作简单易控。整个弹体结构简单，操作可行性强。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106545434B
公开(公告)日：2018-01-19
申请号：CN201610881143.7
申请日：2016-10-10
Applicant: 哈尔滨工程大学
Abstract: 本发明提供一种环形进气道固体火箭发动机喷管扩张段补充燃烧装置，在弹体的中间段安装有环形进气道，环形进气道与弹体之间设置有附面层隔道，环形进气道由入口段、隔离段、附加扩张段组成，环形进气道的上方设置有弹翼、内部设置有空气入射口，空气入射口的端部设置有堵盖，入口段设置有可移动的锥形体，空气入射口外壁与附加扩张段之间设置有作动系统。本发明利用环境中的O2使固体推进剂充分燃烧，能量利用率高，推力和比冲提高。采用外压式超音速进气道，结构简单易控，操作可行性强。
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公开(公告)号：CN106545434A
公开(公告)日：2017-03-29
申请号：CN201610881143.7
申请日：2016-10-10
Applicant: 哈尔滨工程大学
Abstract: 本发明提供一种环形进气道固体火箭发动机喷管扩张段补充燃烧装置，在弹体的中间段安装有环形进气道，环形进气道与弹体之间设置有附面层隔道，环形进气道由入口段、隔离段、附加扩张段组成，环形进气道的上方设置有弹翼、内部设置有空气入射口，空气入射口的端部设置有堵盖，入口段设置有可移动的锥形体，空气入射口外壁与附加扩张段之间设置有作动系统。本发明利用环境中的O2使固体推进剂充分燃烧，能量利用率高，推力和比冲提高。采用外压式超音速进气道，结构简单易控，操作可行性强。
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公开(公告)号：CN106523188A
公开(公告)日：2017-03-22
申请号：CN201610881144.1
申请日：2016-10-10
Applicant: 哈尔滨工程大学
Abstract: 本发明提供一种分布式进气道固体火箭发动机喷管扩张段补充燃烧装置，在弹体的中间段轴对称安装有四个进气道，每个进气道与弹体之间设置有附面层隔道，每个进气道均由入口段、隔离段、附加扩张段组成，每个进气道的上方设置有弹翼、内部设置有空气入射口，每个空气入射口的端部设置有堵盖，每个入口段设置有可移动的楔形板。本发明通过合理设置进气道，将外界空气压缩后引入至喷管扩张段处，使燃气中未充分燃烧的燃料再次燃烧，以提高推力和比冲。通过作动系统，时喷管附加扩张段偏转，从而实现推力矢量控制。
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公开(公告)号：CN110682751B
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN201910988137.5
申请日：2019-10-17
Applicant: 哈尔滨工程大学
Abstract: 本发明涉及飞行器水陆两栖滑行机构领域，具体涉及一种基于打水漂原理辅助飞行器水陆滑行的机构。包括前滑行机构部分和后滑行机构部分；前滑行机构部分安装于前起落架处，包括前起落架乘板，前起落架机身支承，前起落架机轮支承，前起落架机轮，前起落架乘板固定支架，前起落架液压缓冲作动筒，前起落架螺栓和连接段液压缓冲器；后滑行机构部分安装于后起落架处，包括后起落架机身支承，后起落架乘板，后起落架尾舵，后起落架液压缓冲作动筒，后起落架机轮支承，后起落架机轮和后起落架螺栓。本发明可使飞行器在地面滑行起飞，提高飞行高度，拓宽探测范围，减少水面阻力，无需发动机提供过多动力。
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公开(公告)号：CN107514318A
公开(公告)日：2017-12-26
申请号：CN201710951549.2
申请日：2017-10-13
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: F02K9/32
CPC classification number: F02K9/32
Abstract: 本发明提供一种水下航行体用端燃火箭发动机重心配平装置，在水下航行体的中部设置端燃药柱，端燃药柱的两端分别设置前封头和后封头，后封头连接长尾喷管，长尾喷管的端部伸出至水下航行体外，在端燃药柱两端的水下航行体内分别设置有前配平腔和后配平腔，在前配平腔内设置有可移动的前配平板，在后配平腔内设置有可移动的后配平板，在前配平腔和后配平腔的周向分别设置有与外界相通的孔。本发明的发动机置于水下航行体的中部，较少质量的海水便可实现重心稳定，消极空间较小。同时，由于采用端燃式药柱，通过移动平板来引进海水量的操作简单易控。整个弹体结构简单，操作可行性强。
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