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公开(公告)号：CN101738146B
公开(公告)日：2013-04-17
申请号：CN201010013652.0
申请日：2010-01-21
IPC: F42D1/04
Abstract: 本发明公开了一种火药点火温度测量装置，包括燃烧器、自动控温加热装置、测温单元、测压单元、搅拌装置以及电脑，燃烧器由燃烧器本体和燃烧器顶盖构成；其上开有测压孔，测压单元通过测压孔探入燃烧器本体内部；自控控温加热装置内装有加热介质；燃烧器本体浸在加热介质中；加热介质的温度由自动控温加热装置控制；测温单元探入加热浴的加热介质中测温；测压单元测得的压强信号与测温单元测试的温度信号传递给电脑；搅拌装置探入加热介质中。本发明能够安全准确的测定推进剂发火温度，结构简单，性能稳定可靠，在实际应用中具有广泛的前景。
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公开(公告)号：CN101738146A
公开(公告)日：2010-06-16
申请号：CN201010013652.0
申请日：2010-01-21
IPC: F42D1/04
Abstract: 本发明公开了一种火药点火温度测量装置，包括燃烧器、自动控温加热装置、测温单元、测压单元、搅拌装置以及电脑，燃烧器由燃烧器本体和燃烧器顶盖构成；其上开有测压孔，测压单元通过测压孔探入燃烧器本体内部；自控控温加热装置内装有加热介质；燃烧器本体浸在加热介质中；加热介质的温度由自动控温加热装置控制；测温单元探入加热浴的加热介质中测温；测压单元测得的压强信号与测温单元测试的温度信号传递给电脑；搅拌装置探入加热介质中。本发明能够安全准确的测定推进剂发火温度，结构简单，性能稳定可靠，在实际应用中具有广泛的前景。
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公开(公告)号：CN201607417U
公开(公告)日：2010-10-13
申请号：CN201020020524.4
申请日：2010-01-21
IPC: G01N25/54
Abstract: 本实用新型公开了一种测量火药点火温度的装置，包括燃烧器、自动控温加热装置、测温单元、测压单元、搅拌装置以及电脑，燃烧器由燃烧器本体和燃烧器顶盖构成；其上开有测压孔，测压单元通过测压孔探入燃烧器本体内部；自控控温加热装置内装有加热介质；燃烧器本体浸在加热介质中；加热介质的温度由自动控温加热装置控制；测温单元探入加热浴的加热介质中测温；测压单元测得的压强信号与测温单元测试的温度信号传递给电脑；搅拌装置探入加热介质中。本实用新型能够安全准确的测定推进剂发火温度，结构简单，性能稳定可靠，在实际应用中具有广泛的前景。
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公开(公告)号：CN113982783A
公开(公告)日：2022-01-28
申请号：CN202111328293.2
申请日：2021-11-10
Applicant: 西北工业大学
IPC: F02K9/32
Abstract: 本发明提供了一种用于固体火箭冲压发动机的三元旋流掺混器，固体火箭冲压发动机包括进气道，进气道内设置有三元旋流掺混器；三元旋流掺混器包括两片第一叶片和四片第二叶片，两片第一叶片和四片第二叶片的均宽边相等，厚度相等，第一叶片的长边大于第二叶片的长边；两片第一叶片和四片第二叶片的宽边固定在进气道的内侧壁上，且呈圆形阵列，其中两片第一叶片镜像设置，四片第二叶片以两片第一叶片连线镜像设置；第一叶片或第二叶片的叶面与垂向之间呈一夹角。
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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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Patent Agency Ranking
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：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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公开(公告)号：CN113700574A
公开(公告)日：2021-11-26
申请号：CN202111104516.7
申请日：2021-09-22
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提供了一种用于固体火箭冲压发动机的增强掺混装置，固体火箭冲压发动机包括进气道，进气道内设置有波瓣掺混器，波瓣掺混器包括分流弯板和波瓣本体，分流弯板固定在进气道的内壁上；波瓣本体包括至少一个第一分流板、曲面板和第二分流板，第一分流板和第二分流板通过曲面板连接；第一分流板、曲面板和第二分流板的顶边均依次固定在分流弯板上，底边依次连接后呈矩形波纹状；第一分流板和第二分流板的板面投影夹角为夹角。
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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：CN116542123A
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202310235745.5
申请日：2023-03-10
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/27 , G06F30/18 , G06N3/08 , G06F119/08 , G06F119/14 , G06F113/14
Abstract: 本发明公开了一种延伸喷管力热载荷特性影响因素辨识的灵敏度分析方法，包括以下步骤：根据对延伸喷管力热特性具有重要影响的因素建立参数数据库；针对延伸喷管影响因素，建立满足精度要求的延伸喷管力热特性神经网络预测模型；将选取的影响因素输入延伸喷管力热特性神经网络预测模型进行预测输出；比较经延伸喷管力热特性神经网络预测模型输出的力热特性数据与影响因素数据库中对应力热特性的相对变化，对影响因素的灵敏度进行量化，实现延伸喷管力热载荷灵敏度分析。本发明对影响延伸喷管展开的因素进行参数化分析，建立关键影响参数灵敏度分析技术，对参数进行辨识分析，得到对力热特性影响较大的参数，为延伸喷管设计与优化提供技术支撑。
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