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公开(公告)号：CN111734550A
公开(公告)日：2020-10-02
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：CN115013188B
公开(公告)日：2025-05-09
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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公开(公告)号：CN118622521A
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202410789703.0
申请日：2024-06-19
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: F02K9/97
Abstract: 本发明提供一种带有自卷曲装置的渗透喷管，属于航空宇航技术领域。该喷管响应速度快，自适应能力强，能够重复使用。该喷管的主体部分上段为封闭段，下段为渗透段，多个活动部分环绕主体部分的轴线均布固定设置在主体部分的外壁上，多个活动部分位于主体部分的渗透段起始处，多个活动部分的活动端卷曲收缩敞开渗透段，多个活动部分的活动端铺开展平覆盖渗透段，改变活动部分的铺开量即调整渗透段的渗透面积，从而控制自渗透段通过的流体的流速与流向。该喷管应用形状记忆聚合物，提高了活动部分的响应速率，同时强化了活动部分的自适应控制机制；设置的活动部分降低了燃料损耗，提高了飞行器推动力；喷管能够重复使用，降低了维护更换成本。
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公开(公告)号：CN114856867B
公开(公告)日：2024-02-06
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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公开(公告)号：CN116978588A
公开(公告)日：2023-10-31
申请号：CN202311178898.7
申请日：2023-09-13
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: G21C3/08
Abstract: 本发明公开了一种用于超临界二氧化碳气冷快堆的燃料包壳管，涉及核反应堆技术领域，包括管体、多个预留部和多个盾鳞阵列结构，预留部和盾鳞阵列结构沿管体的轴向交替设置，且预留部和盾鳞阵列结构均包覆于管体的外周，盾鳞阵列结构包括多个朝向一致的盾鳞结构，且各盾鳞阵列结构内的盾鳞结构阵列排列，盾鳞结构的形状仿自鲨鱼皮表面盾鳞结构。本发明能够提高流体换热性能，实现低阻流动，减少能量损失，提高核电站整体发电效率。
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Patent Agency Ranking
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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