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公开(公告)号：CN111350616B
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202010141640.X
申请日：2020-03-03
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明涉及一种无约束条件下固体火箭发动机微小推力偏心测量的方法，该方法通过给发动机配备一定附载，使其飞行限制在一定的高度和速度范围内，在自由飞行状态下通过陀螺仪传感器测量、记录数据，计算处理数据得到发动机微小推力偏心。飞行器的测试数据和发动机推力均是建立在飞行器直角坐标系下，在该坐标系下，通过求得发动机推力沿三个坐标轴方向上的分量，最后计算得到推力偏心。
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公开(公告)号：CN114878133B
公开(公告)日：2023-07-28
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：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：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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Patent Agency Ranking
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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公开(公告)号：CN112036018A
公开(公告)日：2020-12-04
申请号：CN202010851283.6
申请日：2020-08-21
Applicant: 西北工业大学 , 上海新力动力设备研究所 , 北京机电工程总体设计部
Abstract: 本发明提供了一种基于二次开发技术的固体火箭发动机尾焰流场计算方法，属于固体火箭发动机研究领域，包括：尾焰流场模型建立的参数化及模板化；尾焰流场网格划分的参数化及模板化；尾焰流场求解的参数化及模板化；尾焰流场计算参数输入及模板化脚本运行。该方法避免了复杂的模型建立过程，提高了模型建立的效率；建立网格划分的参数化模板，避免了传统CFD求解过程中时间占比较高的网格划分过程，提高了网格划分效率；能够自动完成复杂的物理模型、边界条件、求解参数等设置，避免了大量重复性工作，提高了求解效率。
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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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公开(公告)号：CN112036018B
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202010851283.6
申请日：2020-08-21
Applicant: 西北工业大学 , 上海新力动力设备研究所 , 北京机电工程总体设计部
Abstract: 本发明提供了一种基于二次开发技术的固体火箭发动机尾焰流场计算方法，属于固体火箭发动机研究领域，包括：尾焰流场模型建立的参数化及模板化；尾焰流场网格划分的参数化及模板化；尾焰流场求解的参数化及模板化；尾焰流场计算参数输入及模板化脚本运行。该方法避免了复杂的模型建立过程，提高了模型建立的效率；建立网格划分的参数化模板，避免了传统CFD求解过程中时间占比较高的网格划分过程，提高了网格划分效率；能够自动完成复杂的物理模型、边界条件、求解参数等设置，避免了大量重复性工作，提高了求解效率。
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