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公开(公告)号：CN109815621A
公开(公告)日：2019-05-28
申请号：CN201910126140.6
申请日：2019-02-20
Applicant: 西北工业大学 , 北京机电工程总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭发动机侵蚀燃烧快速参数辨识方法，通过对设计的标准侵蚀发动机和标准侵蚀推进剂药柱进行点火试验，获得具有侵蚀压强峰特征的试验压强曲线。给定一组侵蚀参数，将该组侵蚀参数代入一维侵蚀内弹道计算模型得到理论压强曲线。将试验压强曲线与理论压强曲线作曲线残差，判断曲线残差是否满足残差要求。若满足要求则将侵蚀内弹道计算中的侵蚀参数作为辨识结果输出并结束辨识计算。若曲线残差不满足要求，则通过算法更新迭代给定的侵蚀参数，再次进行内弹道计算、计算曲线残差，判断曲线残差是否满足要求；迭代终止即完成侵蚀燃烧的快速参数辨识。该辨识方法适用广泛，对不同的推进剂均可实现侵蚀参数的辨识。
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公开(公告)号：CN107132308B
公开(公告)日：2019-05-10
申请号：CN201710337987.X
申请日：2017-05-15
Applicant: 西北工业大学
IPC: G01N31/12
Abstract: 本发明涉及一种基于燃面标识的固体推进剂燃速辨识方法，首先设计一个三段直径不同的药型，然后进行燃烧试验；根据记录的压强‑时间曲线上三段不同肉厚装药即将燃尽的时刻和压强，以及剩余形状即明确了当前的燃面面积；利用试验得到的压强‑时间曲线结合发动机平衡压强公式等方法便能求得四个特征点处的瞬时燃速，得到AB,BC,CD三段不同压强范围内的燃速公式，进行燃速辨识。优越性：通过一次试验得到三段曲线从而辨识得到三个燃速，实现了效率的提高，成本的降低。通过对燃面进行标识结合试验压强‑时间曲线来求得燃速，方法简单易解。适用性较广，改变药柱和喷管的尺寸参数即可实现不同试验压强下的燃速测量。
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公开(公告)号：CN107132308A
公开(公告)日：2017-09-05
申请号：CN201710337987.X
申请日：2017-05-15
Applicant: 西北工业大学
IPC: G01N31/12
CPC classification number: G01N31/12
Abstract: 本发明涉及一种基于燃面标识的固体推进剂燃速辨识方法，首先设计一个三段直径不同的药型，然后进行燃烧试验；根据记录的压强‑时间曲线上三段不同肉厚装药即将燃尽的时刻和压强，以及剩余形状即明确了当前的燃面面积；利用试验得到的压强‑时间曲线结合发动机平衡压强公式等方法便能求得四个特征点处的瞬时燃速，得到AB,BC,CD三段不同压强范围内的燃速公式，进行燃速辨识。优越性：通过一次试验得到三段曲线从而辨识得到三个燃速，实现了效率的提高，成本的降低。通过对燃面进行标识结合试验压强‑时间曲线来求得燃速，方法简单易解。适用性较广，改变药柱和喷管的尺寸参数即可实现不同试验压强下的燃速测量。
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公开(公告)号：CN119288699A
公开(公告)日：2025-01-10
申请号：CN202411581284.8
申请日：2024-11-07
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明涉及无铝推进剂的固体火箭发动机技术领域，具体涉及一种用于抑制高频切向声不稳定燃烧的阻尼增强装置，包括：壳体和盖体，壳体设置于火箭发动机的燃烧室壳体内，壳体一侧开口，且壳体背离开口的一侧用于和火箭发动机的燃烧室前封头的连接孔连通；盖体连接于壳体的开口处且盖体与壳体形成吸声空腔，盖体上开设有多个连通吸声空腔的通孔。本发明通过对发动机工作过程中产生的声能进行吸收，破坏推进剂燃烧过程与燃烧室声腔模态的相互作用，从而达到抑制发动机不稳定燃烧现象的效果，保证发动机按照设计状态正常工作。
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公开(公告)号：CN119102924A
公开(公告)日：2024-12-10
申请号：CN202411489234.7
申请日：2024-10-24
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明涉及航天姿轨控动力技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机襟翼结构姿态调节结构及方法，该调节结构，包括扰流板，还包括连杆机构以及驱动机构；所述扰流板通过所述连杆机构与所述驱动机构传动连接；所述驱动机构驱动所述连杆机构带动所述扰流板偏转一定的角度。本发明通过控制扰流板偏转的角度来控制推力偏转的角度，实现对发动机推力的矢量控制。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118442200A
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202410696538.4
申请日：2024-05-31
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明涉及飞行器技术领域，具体涉及一种小型弹体固体发动机、推进器、飞行器及飞行器赋旋方法，包括：密封壳体以及两个燃气喷射组件；密封壳体的一侧与发动机的燃烧室的出口连通；两个燃气喷射组件，两个燃气喷射组件以燃烧室的出口方向为中心均布在密封壳体上，且两个燃气喷射组件的射流方向平行且反向，燃气喷射组件的进口与密封壳体连通；其中，燃气喷射组件的射流方向和燃烧室的出口方向垂直。本发明使得弹体在空中飞行时由于两侧推力不同而产生旋转力，进而实现弹体在速度较快、障碍距离较近的紧急情况实现快速转向与避障的操作，提升弹体精确有效机动。
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公开(公告)号：CN118529269A
公开(公告)日：2024-08-23
申请号：CN202410678884.X
申请日：2024-05-29
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明涉及航天姿轨控制技术领域，具体涉及一种空间质心燃气舵一体化动力系统以及飞行器，包括：发动机推进系统、质心燃气舵以及驱动组件，发动机推进系统设置在机架上，且发动机推进系统的喷管出口朝向机架上燃气出口的一侧，且燃气出口位于全弹质心位置；多个质心燃气舵均布在燃气出口内；驱动组件用于控制质心燃气舵的方向，以改变发动机推进系统的喷管喷出气体的方向，进行飞行器的在轨姿控与变轨控制。本装置精确实现对飞行器的在轨姿控与变轨的控制。
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公开(公告)号：CN117022682A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202311028768.5
申请日：2023-08-16
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种空间姿轨控一体化动力系统，包括液化气贮箱、加热器、喷嘴、阀门、法兰盘、固体火箭发动机动力装置，加热器安装在液化气贮箱底部，液化气贮箱通过管道与喷嘴连接，阀门安装在管道上。固体火箭发动机动力装置通过法兰盘固定，螺栓将法兰盘连接到液化气姿轨控动力装置上，实现液化气姿轨控动力系统与固体火箭发动机动力系统的连接。本发明降低了姿轨控动力系统的质量，节省了空间，节约了成本。
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公开(公告)号：CN116756848A
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202310686061.7
申请日：2023-06-09
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭发动机喷管热结构直接耦合分析方法，包括：S2：根据喷管热结构直接耦合分析模型，设置初始条件；S3：根据初始条件，在当前时间步下，进行喷管热防护结构应力的数值分析，得到当前时间步下的分析结果；S4：获取当前时间步下喷管喉衬所有接触对的温度和压强；S5：根据各接触对的温度和压强，计算所有接触对的接触热阻，得到拟合结果；S6：根据拟合结果更新所述初始接触热阻，得到更新后的初始条件；S7：判断发动机是否结束工作，若是，利用更新后的初始条件计算下一个时间步下的分析结果，得到最终分析结果并对最终分析结果进行后处理并进行可视化展示；否则，将下一个时间步作为当前时间步并返回S3。
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公开(公告)号：CN115419518A
公开(公告)日：2022-12-02
申请号：CN202210982099.4
申请日：2022-08-16
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明一种基于3D打印的尼龙壳体与金属喷管的微推进器，属于火箭微推进器技术领域；包括燃烧室、壳体、挡药板、喷管；所述壳体为尼龙壳体，与燃烧室为一体结构；所述挡药板设置于壳体内；所述喷管为金属材质的拉法尔喷管，其收敛半角为55°，扩张半角为15°，与壳体采用螺纹连接。述壳体选用选择性激光烧结的3D打印技术进行打印，选用PA12材料作为打印材料。本发明的优点是利用3D打印技术打印尼龙基微推进器的壳体；喷管的结构设计为螺柱外形，材料选用304奥氏体不锈钢，采取螺纹连接方式与尼龙基微推进器其他部分进行装配。该结构能够有效防止喷管的烧蚀，并实现微推进器的轻量化、短周期、高精度及低成本设计。
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