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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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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：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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111734551B
公开(公告)日：2022-08-02
申请号：CN202010543441.1
申请日：2020-06-15
Applicant: 哈尔滨工程大学
IPC: F02K7/18 , F02K9/12 , F02K9/28 , F02K9/34 , F02K9/97 , F02K9/32 , B63G8/08 , C06B33/06 , C06D5/06
Abstract: 本发明提供一种分离式多级推力的水下动力系统及其控制方法，将水冲压发动机嵌套在环状中空的固体火箭发动机中，设计出了一种分离式多级推力水下动力系统。助推段由固体火箭发动机提供推力，增大了推力，缩短了加速时间。续航段由固体水冲压发动机推进，提高了发动机比冲和续航时间。本发明对助推段固体火箭发动机进行了改进，将助推段发动机设计成环状中空的形状，嵌套于水冲压发动机补燃室外，均匀环状造型能够保证助推段发动机脱离时航行体受力均匀，大大提高发动机可靠性。
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公开(公告)号：CN111749814A
公开(公告)日：2020-10-09
申请号：CN202010542608.2
申请日：2020-06-15
Applicant: 哈尔滨工程大学
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控制方法，采用能够与空气和水反应的金属基固体推进剂，将固体空气冲压发动机和固体水冲压发动机结合，设计出了一种双模态冲压发动机。采用含阀门的进气道和进水管，实现发动机在两种模态之间的自由切换。预置氧化剂储箱在模态转换阶段为补燃室提供氧化剂，保证在出入水阶段发动机模态转换过程中推力的持续供给，能够有效地避免航行体在跨介质过程中失速，实现跨介质航行体的高速出入水过程，大大提高航行体的可靠性。
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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：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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