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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：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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