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公开(公告)号：CN119397711A
公开(公告)日：2025-02-07
申请号：CN202411520989.9
申请日：2024-10-29
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , G06F17/11 , F02K7/10 , F02K1/15 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F113/08
Abstract: 本发明公开了一种针对跨介质冲压的喷管匹配方法，涉及跨介质冲压发动机喷管领域。该匹配方法基于现有的空气冲压和水冲压发动机实际性能参数，在其设计计算中考虑了燃烧的详细反应机理，并利用了可延伸喷管方案解决其膨胀比变化的实现问题。本发明是对以往跨介质冲压发动机进气道和燃烧室设计流程的补充，完善了跨介质冲压发动机的一体化设计。
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公开(公告)号：CN115030839B
公开(公告)日：2024-11-01
申请号：CN202210365534.9
申请日：2022-04-07
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明提供一种可调节的小型火箭发动机六分力试车台，包括安装平台、设置在安装平台上的动架和龙门架、设置在动架上的伺服机构，还包括六个传感器，三个承受纵向力；两个承受横向力；最后一个承受轴向力。在测力传感器测的数据后，构建推力矢量的六分力模型，再通过空间力系平衡方程组解算出矢量力。本发明的小型固体火箭发动机六分力试车台方便拆装、大小可以调节，服务于新型发动机冷流和热流测试，也能完成亚、超音速分离线喷管、潜入式喷管和二次喷射喷管等多类推力矢量喷管的实验研究，适用于地面试车和模拟高空试车的狭隘真空管内等不同的实验条件和场景。
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公开(公告)号：CN117761011A
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202410012876.1
申请日：2024-01-04
Applicant: 哈尔滨工程大学
Abstract: 本发明公开了一种冷流二元膨胀偏流喷管性能与流动纹影测试试车台，所述试车台包括基座、滑轨、滑块、支撑架、喷管支撑架、光学玻璃挡板、进气段支撑架、推力承重墙、推力架、进气段、膨胀偏流喷管实验段、连接段、过渡段、泡沫铜多孔板、压力软管、塞锥、推力传感器、光学玻璃、高频压力传感器和压力传感器。该试车台能够在地面实验条件下模拟膨胀偏流喷管在不同落压比状态，通过纹影系统和压力传感器分别获取二元喷管流动状态和壁面压力分布特征，用于测试膨胀偏流喷管在高压冷流氮气输入条件下的喷管工作工作状态。本发明具有原理简单、高适应性、准确测量工作状态的优点，对膨胀偏流喷管试验具有较好的应用前景。
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公开(公告)号：CN112432792B
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202011336452.9
申请日：2020-11-25
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: G01M15/02
Abstract: 本发明提供一种基于磁悬浮无接触弱约束的固体火箭发动机试车架，包括两组电磁基座静架、均布在电磁基座静架内的五个外部电磁铁、位于电磁基座静架内的永磁体约束环动架、设置在永磁体约束环动架外的五个与外部电磁铁配合的永磁体、安全限位龙门架、设置在安全限位龙门架内的安全限位卡环、设置在安全限位卡环内的环形衬套、光学仪器测量支撑架、设置在光学仪器测量支撑架上的光学测量装置，其中一组电磁基座静架的端面设置有推力架，发动机由两个永磁体约束环动架固定，光学测量装置用于测量振动位移。本发明具有原理简单，高适应性，对弹体无接触弱约束的优点，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：CN115030839A
公开(公告)日：2022-09-09
申请号：CN202210365534.9
申请日：2022-04-07
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明提供一种可调节的小型火箭发动机六分力试车台，包括安装平台、设置在安装平台上的动架和龙门架、设置在动架上的伺服机构，还包括六个传感器，三个承受纵向力；两个承受横向力；最后一个承受轴向力。在测力传感器测的数据后，构建推力矢量的六分力模型，再通过空间力系平衡方程组解算出矢量力。本发明的小型固体火箭发动机六分力试车台方便拆装、大小可以调节，服务于新型发动机冷流和热流测试，也能完成亚、超音速分离线喷管、潜入式喷管和二次喷射喷管等多类推力矢量喷管的实验研究，适用于地面试车和模拟高空试车的狭隘真空管内等不同的实验条件和场景。
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Patent Agency Ranking
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：CN113217227A
公开(公告)日：2021-08-06
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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公开(公告)号：CN112412662A
公开(公告)日：2021-02-26
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：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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公开(公告)号：CN104019878B
公开(公告)日：2016-01-27
申请号：CN201410264512.9
申请日：2014-06-13
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: G01G21/00
Abstract: 本发明提供的是一种基于轮辐式称重传感器的力传递及保护装置，包括底座、两个轴承传动杆、两个滑动轴承、传力架和承力盘，所述底座的横截面是中部向上拱起的台阶形，底座中部设置有四个传感器安装孔，底座两端分别设置两个底座安装孔，轴承传动杆的下端与底座固定连接，轴承传动杆的上端通过滑动轴承与传力架配合，承力盘位于传力架上方。使用本发明进行测量时，被测物体的重量或作用力作用在承力盘上，传力架通过轴向滑动轴承和轴承传动杆可以自由移动，将物体的重量或作用力通过传力球套作用于轮辐式称重传感器的测力圆头，从而达到力传递及保护的目的。本发明结构简单，可靠性高，力传递效果好，保护效果好。
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