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公开(公告)号：CN102374071A
公开(公告)日：2012-03-14
申请号：CN201110274646.5
申请日：2011-09-15
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种圆形结构的中心火箭式双模态冲压发动机，该双模态冲压发动机，采用圆形结构燃烧室，在隔离段中安装中心火箭，中心火箭的高温富燃燃气可以作为有效的点火源及火焰稳定源；采用小支板组进行喷射二次燃料，与来流空气组织二次燃烧。二次燃料的喷射为沿发动机轴向逐级喷射，其中一级燃烧室中由支板直接喷射，二级燃烧室中可由凹腔前喷射，也可在加装支板后，由支板喷射。本发明结构简单、易于加工，操作安全可靠，更适用于大尺寸结构的双模态冲压发动机在实际工程应用。
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公开(公告)号：CN101644210A
公开(公告)日：2010-02-10
申请号：CN200810150574.1
申请日：2008-08-08
Applicant: 西北工业大学
IPC: F02K9/08
Abstract: 本发明公开了一种使用燃气控制流体的组合喷孔燃气流体控制阀，它包括：紧固环、中心锥、阀体、燃气接口、加注环、喷管和后端盖；阀体的一端与紧固环联接，一端与后端盖联接，后使用12个M12的高强螺栓将本发明与流体控制变推力发动机联接，通过螺纹将本发明与固体推进剂燃气发生器联接。焊接在流体控制阀体上的燃气接口，与阀体内置加注环孔相连通，将控制流切向喷入流体控制变推力固体发动机，调节发动机的推力大小。本发明结构简单、安装方便、热防护效果好。
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公开(公告)号：CN120003730A
公开(公告)日：2025-05-16
申请号：CN202510230421.1
申请日：2025-02-28
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明一种用于航天器的过氧化氢推进、制氧、制水及供电的系统，属于航天器动力系统领域，包括：推进剂供给系统，用于推进剂储存及输送；供电系统，其燃料电池通过将推进剂供给系统输送的推进剂作为燃料，将化学能转化电能以提供航天器内设备使用；动力系统，用于将推进剂供给系统输送的推进剂作为燃料，为航天器姿控与轨控提供动力；制水系统，用于将燃料电池产物中的水分离提纯后输出使用；制氧系统，用于将燃料电池产物中的氧分离提纯后输出使用。本发明对过氧化氢燃料电池的产物无法提取给出了解决方案，整合了多个分系统，为载人空间飞行器提供推进动力以及为飞行器乘组提供生活工作用电以及水、氧气的生命保障物质。
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公开(公告)号：CN119957369A
公开(公告)日：2025-05-09
申请号：CN202510119939.8
申请日：2025-01-25
Applicant: 西北工业大学
IPC: F02C9/32
Abstract: 本发明公开了一种间接预冷发动机运行状态调节方法，包括：通过调节安装在各第一燃料管路上的第一调节阀的开度，进而调节进入压气机氢涡轮的燃料入口的燃料流量，进而调节氦压气机的功率和流量，进而间接调节再生器的热容流率；通过调节安装在第二燃料管路上的第二调节阀的开度，进而调节进入燃料泵氢涡轮的燃料的流量，进而调节燃料泵的流量，进而调节进入再生器的低温端入口的燃料的流量，进而调节再生器的热容流率，进而间接调节氦压气机的出口压力；本发明通过调节各调节阀的开度，进而改变发动机运行过程下的运行状态参数，同时兼顾再生器的热容流率的匹配，进而实现多分支预冷发动机能量的有效梯级利用。
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公开(公告)号：CN115434826B
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202211014755.8
申请日：2022-08-23
Abstract: 本发明公开了一种用于火箭基组合循环发动机的内嵌式支板火箭装置，包括：支板，沿其走向自上而下开设有进气孔，进气孔自上而下依次为相互连通的混合段、延伸段、缩聚段、输送段，喷注器用于对进入其内的氧气和煤油的流速和方向进行调整后进行点燃，并将燃气输送至支板的进气孔，引射火箭本体，其上开设有燃气孔，用于燃气进入引射火箭本体引射来流大气、产生推力以及点火稳焰后喷射至主发动机燃烧室，进而使得主发动机燃烧室的煤油进行燃烧；本发明可以在主发动机外部生成燃气，然后通过支板内部导入至发动机内部流道中的火箭内，最后进行膨胀加速，从而对来流大气进行引射增压，或者在发动机流道中再次膨胀加速从而产生推力。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115219210B
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202210692065.1
申请日：2022-06-17
Abstract: 本发明公开了用于确定冲压燃烧室支板凹腔组合工作性能的试验装置，包括：第一燃烧室壳体，其顶部开设有凹腔配合孔，其顶部靠近左侧的位置还开设有进油孔，其底部开设有底孔，燃烧支板，竖向设置，位于所述第一燃烧室壳体内靠近左侧的位置，凹腔塞，其下端塞入凹腔配合孔内并对第一燃烧室壳体进行密封，其底部自下而上开设有上凹腔槽，底座，其上端塞入底孔内并对第一燃烧室壳体进行密封，其顶部自上而下开设有下凹腔槽，所述下凹腔槽与上凹腔槽相互对应设置、且相互配合形成燃烧室凹腔，进而对燃烧室凹腔进行压力数据的测试；本发明通过在不同位置设置凹腔，从而改变RBCC发动机燃烧室结构，可根据试验需求在不同位置形成燃烧室凹腔。
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公开(公告)号：CN117989566A
公开(公告)日：2024-05-07
申请号：CN202410252261.6
申请日：2024-03-06
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提供了一种直连燃烧器及发动机，包括燃烧器本体，燃烧器本体内部按照气流流向依次划分为互相连通的气流转换段、燃油喷注段和燃料喷注段；气流转换段包括沿周向依次设置在燃烧器本体内部互相连通的冲压通道、涡扇气流通道及涡轮气流通道；通过将冲压通道、涡扇气流通道及涡轮气流通道中任意通道的出口封闭或敞开，控制掺混段、冲压通道、涡扇气流通道及涡轮气流通道互相阻隔或连通，连通后的通道内的气流与燃油喷注段喷注的燃油一起进入燃料喷注段进行掺混、燃烧后喷出燃气。通过设置三个互相连通的气体通道，且三个通道能够任意组合进行连通，形成了一种多通道直连燃烧器，不仅可以完成各种循环独立工作的燃烧试验，而且能完成循环切换时共同工作的燃烧试验。
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公开(公告)号：CN117989562A
公开(公告)日：2024-05-07
申请号：CN202410252339.4
申请日：2024-03-06
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提供了一种稳焰器及发动机，该稳焰器包括：稳焰器本体，稳焰器本体前端具有燃料喷注结构，后端沿高度方向间隔开设有多个水平的第一通道和第二通道；多个第一调节板和第二调节板，第一调节板和第二调节板均为扇形结构，且分别与第一通道和第二通道匹配，第一调节板和第二调节板的圆心处分别与稳焰器本体的两侧转动连接；驱动组件，带动第一调节板和第二调节板反向转动，第一调节板和第二调节板相向转动到设定角度时，第一通道和第二通道能够分别容纳在第一通道和第二通道。根据转动的角度不同来调节两个调节板的阻塞比大小，使得该稳焰器能够既能保证低速段大阻塞比的需求，又能兼顾高速段小阻塞比的需求，调节支板具有交错设置可以诱导气流产生更多的旋涡，增强燃料与空气的掺混，提高燃烧效率。
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公开(公告)号：CN114810424B
公开(公告)日：2024-02-02
申请号：CN202210473407.0
申请日：2022-04-29
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种基于喷雾冷却的发动机主动冷却凹腔结构，包括：发动机喉部，其为柱状腔体，由双层壳体围成，双层壳体间形成空腔结构，其中，外层壳体的中部向外侧凸起，形成的空腔为：前后两端为狭缝状，中部为向外扩张的凹腔；在外层壳体上，且位于空腔处，环向一周间隔设置有多个雾化喷嘴，各雾化喷嘴与其所在处的外层壳体壁面相垂直；雾化喷嘴用于向凹腔内的内层壳体上喷射冷却剂，且覆盖于整个内层壳体壁面，其相邻的雾化喷嘴喷射的冷却剂在内层壳体壁面上无重叠区；各雾化喷嘴均与高压电源的同一极相连接，高压电源用于向喷射的冷却剂提供电荷。采用火箭发动机喉部凹腔结构，并使用喷雾冷却的方法，使冷却更加均匀且优化了冷却剂分配。
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公开(公告)号：CN113153573B
公开(公告)日：2023-04-28
申请号：CN202110466274.X
申请日：2021-04-28
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了压电式发汗冷却板、发动机燃烧室及冷却方法，该压电式发汗冷却板包括：基底，其分为有孔区域和无孔区域，在基底上的有孔区域布满圆台状的微锥孔，各微锥孔均贯通于基底，且微锥孔的小直径端位于内侧面端；压电陶瓷环，为多个，间隔平贴在基底上的无孔区域，且位于外侧面壁面上；各压电陶瓷环的两相对壁面分别与交流电源的正负极相连接。压电陶瓷环用于：在接通交流电源时，压电陶瓷环产生周期性机械振动，带动基底做周期性变形振动，使各微锥孔发生形变。微锥孔用于：在发生形变的过程中，将冷却液挤入燃烧室内。使用该压电式发汗冷却板，解决了疏松多孔发汗冷却介质由于过热产生的流量分配不均的缺点。
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