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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：CN115807720A
公开(公告)日：2023-03-17
申请号：CN202211468053.7
申请日：2022-11-22
Applicant: 西北工业大学
IPC: F02K9/82
Abstract: 本发明涉及一种基于涡流阀和塞式喷管的变推力膨胀补偿火箭发动机，主要包括壳体、中心锥体。壳体与中心锥体固定连接，壳体包括头部、身部，身部为整体结构，可分为燃烧室壳体、喷管壳体。中心锥体为一整体，空心结构。分为前锥、后锥、外锥。外锥为变截面圆管形，外锥与喷管壳体相匹配。本发明涡流阀中心塞体和塞式喷管中心锥结合，使发动机能够通过涡流阀结构调节推力的同时，还具有压力膨胀补偿能力，减小推力调节带来的喷管损失。经计算机仿真分析，本发明发动机产生总的轴向推力为传统的涡流阀变推力发动机的1.93倍。
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公开(公告)号：CN119933894A
公开(公告)日：2025-05-06
申请号：CN202510085262.0
申请日：2025-01-20
Applicant: 西北工业大学
IPC: F02K9/44
Abstract: 本发明公开了一种囊式活塞推进剂增压输送装置，包括：推进剂储箱，活塞，位于推进剂储箱内；丝杆，位于推进剂储箱内；其左端穿过推进剂储箱与减速机相连接，其右端向推进剂储箱的出口处延伸，并通过轴承座固定在推进剂储箱的内壁上；丝杆用于驱动活塞向右运动；承压套筒，套设在丝杆的外围，其左端与活塞一侧固定连接，其右端向轴承座的方向延伸；储囊，其内盛放有推进剂，位于丝杆的外围、且推进剂储箱的内腔，用于随着活塞向右挤压储囊时，将储囊内的推进剂从储囊出口挤压出去，进而使得推进剂从推进剂储箱的出口排出；本发明在推进剂贮箱内安装储囊有效避免了推进剂相容性要求；有效解决丝杠传动挤压的密封问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115807720B
公开(公告)日：2024-06-21
申请号：CN202211468053.7
申请日：2022-11-22
Applicant: 西北工业大学
IPC: F02K9/82
Abstract: 本发明涉及一种基于涡流阀和塞式喷管的变推力膨胀补偿火箭发动机，主要包括壳体、中心锥体。壳体与中心锥体固定连接，壳体包括头部、身部，身部为整体结构，可分为燃烧室壳体、喷管壳体。中心锥体为一整体，空心结构。分为前锥、后锥、外锥。外锥为变截面圆管形，外锥与喷管壳体相匹配。本发明涡流阀中心塞体和塞式喷管中心锥结合，使发动机能够通过涡流阀结构调节推力的同时，还具有压力膨胀补偿能力，减小推力调节带来的喷管损失。经计算机仿真分析，本发明发动机产生总的轴向推力为传统的涡流阀变推力发动机的1.93倍。
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公开(公告)号：CN119903637A
公开(公告)日：2025-04-29
申请号：CN202411822493.7
申请日：2024-12-11
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/20 , F02K9/08 , F02K9/32 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种八阀门固体姿控发动机内弹道设计方法，为八阀门固体姿控发动机内弹道的设计方法提供了有效指导。本发明的思路为通过药柱燃面、总喉面积的约束条件实现发动机工作压强恒定，通过旋转对称、镜像对称规则将阀门编号进行变换，通过依次推导零推力模式、单阀门提供有效推力、相邻2阀门提供有效推力等情形得到阀门推力解算公式；在燃烧室压强恒定的情况下，简化了每个针栓式阀门喷管的工作条件，提升获得喉栓在不同行程下对应的推力系数的效率，实现了任意时刻实现燃烧室压强恒定的阀门总喉面积计算方法。
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公开(公告)号：CN119754967A
公开(公告)日：2025-04-04
申请号：CN202411822494.1
申请日：2024-12-11
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提供了一种喉栓式喷管推力系数计算方法及测试系统，主要解决准确测量不同工况下针栓式喷管的推力系数。本发明以喉栓式喷管测试模型为基础，根据发动机平衡压强计算公式，在指定的燃烧室压强下，解算出对应的推力系数；应用推力系数计算方法的测试系统，包括发动机燃烧室、点火装置、伺服控制系统、密封连接结构、静架、动架、推力传感器和承力墩，测试过程中可以实现发动机的燃烧室压强、喉面积精确控制，得到所关注工况下的喷管推力系数。
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公开(公告)号：CN117669079A
公开(公告)日：2024-03-08
申请号：CN202311634086.9
申请日：2023-11-30
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/17 , F02K9/97 , G06F30/20 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F113/14
Abstract: 本发明涉及航天推进器技术领域，具体涉及一种塞式喷管的设计方法及发动机，本方法包括：获取塞式喷管在每个压强比下对应的截面的燃气参数；获取各个燃气参数的拟合函数；获取塞式喷管的每个截面对应的马赫数；获取引射火箭的理论特征速度；获取塞式喷管的喉部面积；获取塞式喷管的每个截面对应的截面面积；获取塞式喷管的每个截面对应的第一夹角、第二夹角、特征线长度以及截面面积；获取塞式喷管的型面。本发明的塞式喷管的型面更符合实际工作状况，设计精度更高，相比较传统的塞式喷管，基于本发明的塞式喷管的引射火箭的占空比更小，从而提高RBCC发动机的推力。
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