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公开(公告)号：CN113417763B
公开(公告)日：2022-10-14
申请号：CN202110853076.9
申请日：2021-07-27
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提供了一种固体火箭发动机燃面退移计算方法，包括：构建三角面片集合；构建最短距离场函数构建笛卡尔网格上的燃速分布场r(x)；修改场函数在每个节点坐标x处的数值；基于新的场函数生成用三角面片表达的等值面，将该等值面中的所有三角面片的集合记为I；进行几何布尔运算；计算固体火箭发动机在当前时刻的总燃气生成率；计算固体火箭发动机燃烧室内当前时刻的压强p；燃烧表面面积变化曲线、燃气生成率曲线，以及压强p随时间变化的曲线，即为燃面退移计算结果。该方法整个计算流程不涉及数值差分运算，节省了算力，消除了在棱线、角点附近区域进行数值差分运算所可能引入的计算误差。
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公开(公告)号：CN114878133A
公开(公告)日：2022-08-09
申请号：CN202210539673.9
申请日：2022-05-18
Applicant: 西北工业大学 , 中国兵器工业试验测试研究院
Abstract: 本发明公开了一种超音速自由射流中的变马赫数试验方法，涉及航空航天技术领域，所设计的试验装置能够实现流场均匀区马赫数的宽范围、连续迅速变化，满足超音速飞行器的试验要求。同时易于调节，调节过程不会产生新的波系或尾流扰动。仅包含扩张段的装置设计提高了自由射流来流的利用效率，同时提高了变马赫数试验装置速度和空域的极限模拟能力。在基本参数选定的前提下，可采用直接优化算法计算优化后的装置内型面，防止变马赫数可调风洞喷管型线的复杂优化设计平台计算消耗大量算力，同时避免了多个设计变量优化过程中收敛于局部最优解或奇异解。
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公开(公告)号：CN113417763A
公开(公告)日：2021-09-21
申请号：CN202110853076.9
申请日：2021-07-27
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提供了一种固体火箭发动机燃面退移计算方法，包括：构建三角面片集合；构建最短距离场函数构建笛卡尔网格上的燃速分布场r(x)；修改场函数在每个节点坐标x处的数值；基于新的场函数生成用三角面片表达的等值面，将该等值面中的所有三角面片的集合记为I；进行几何布尔运算；计算固体火箭发动机在当前时刻的总燃气生成率；计算固体火箭发动机燃烧室内当前时刻的压强p；燃烧表面面积变化曲线、燃气生成率曲线，以及压强p随时间变化的曲线，即为燃面退移计算结果。该方法整个计算流程不涉及数值差分运算，节省了算力，消除了在棱线、角点附近区域进行数值差分运算所可能引入的计算误差。
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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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Patent Agency Ranking
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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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：CN115236265A
公开(公告)日：2022-10-25
申请号：CN202210857066.7
申请日：2022-07-20
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明实施例公开了一种固体火箭发动机内弹道性能的预估方法与装置。该方法包括：获取固体火箭发动机的推进剂对应的压强时间曲线和燃面肉厚曲线；根据燃面肉厚曲线、预设参数和压强时间曲线，确定固体火箭发动机的推进剂对应的压强燃速曲线；对压强燃速曲线进行拟合处理，得到压强燃速拟合曲线；基于压强燃速拟合曲线，获取固体火箭发动机的推进剂对应的燃速关系式参数；根据燃面肉厚曲线、预设参数、燃速关系式参数，确定固体火箭发动机的推进剂对应的时间压强对比曲线。通过本发明，解决了相关技术中固体火箭发动机内弹道性能预估的过程复杂且计算效果不理想的技术问题，达到了提高固体火箭发动机内弹道性能预估的精准度的技术效果。
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公开(公告)号：CN115169009A
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202210893889.5
申请日：2022-07-27
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F17/12 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种考虑燃气性质差异的多推进剂一维内弹道计算方法，其包括建立固体火箭发动机的物理模型；建立瞬态控制方程组，计算得到下一时刻的混合气体的密度、燃烧室温度、燃气流速和燃烧室压强；获取下一时刻不同推进剂产生燃气的燃气余量；更新物性参数加权平均值；计算下一时刻的燃速和燃面面积；重复以上操作直到计算到推进剂药柱完全燃尽，完成一维内弹道计算。本发明考虑了混合装药固体火箭发动机在燃烧过程中不同推进剂产生的燃气掺混的过程，计算结果精确。
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