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公开(公告)号：CN106314807A
公开(公告)日：2017-01-11
申请号：CN201610710112.5
申请日：2016-08-23
Applicant: 西北工业大学
IPC: B64D27/26
Abstract: 本发明公开了一种吸气式超燃冲压发动机的推力架结构，采用“对流冷却+被动隔热”的热防护方式，用来阻止发动机内部热量传递至机身内部，为飞行器机身内部的低温推进剂储箱提供适宜的工作环境。冲压发动机位于飞行器机身腹部，进气道压缩面、发动机机体与尾喷管为一体结构；推力架位于发动机机体上连接发动机机体与机身承载框架，热交换面板与上面板通过若干波纹腹板连接，并在与波纹腹板之间形成的空间内填充隔热纤维，形成隔热承载一体化防热层；热交换面板内均布若干冷却管路。工字梁与滑块组合形成滑动承载结构，分别位于上面板的中间和尾部；工字梁与滑块间以滑动来消除上下结构间的热膨胀变形的不匹配，减小结构的热应力。
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公开(公告)号：CN106121859A
公开(公告)日：2016-11-16
申请号：CN201610710381.1
申请日：2016-08-23
Applicant: 西北工业大学
IPC: F02K1/18
Abstract: 本发明公开了一种用于宽速域变结构尾喷管的调节装置，采用两套相同的偏转结构，对称安装在发动机尾喷管底板上部；可伸缩液压缸的头部固定在尾喷管上部机体侧板上，液压缸活塞杆与长曲柄一端连接，另一端与短曲柄的一端连接于机体侧板的铰轴上，短曲柄的另一端与变形连杆的一端连接，变形连杆的另一端与变形桁架上端连接，变形桁架下端连接在飞行器尾喷管底板的侧板上；活塞杆与可伸缩液压缸形成滑动约束,实现尾喷管底板上下偏转。调节装置结构简单，利用喷管上部空间，在飞行器处于飞行状态时，根据尾喷管中的气流状态，驱动活塞杆对尾喷管下底板进行上下调节，改变气流状态，改善发动机性能，具有良好的传动性能和承载能力。
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公开(公告)号：CN105971735A
公开(公告)日：2016-09-28
申请号：CN201610503099.6
申请日：2016-06-30
Applicant: 西北工业大学
IPC: F02C7/057
CPC classification number: F02C7/057
Abstract: 本发明公开了一种对称型变结构超音速进气道调节装置，由前体压缩板、喉道上面板、燃烧室上面板和调节装置、滑动机构组成，前体压缩板和燃烧室上面板与喉道上面板通过滑动机构和调节装置连接，调节装置对称固定在喉道上面板上，多个滑动机构分别对称安装在前体压缩板和燃烧室上面板上。通过调节装置改变进气道压缩角的大小及喉道高度，调节进入燃烧室内的气流品质和空气流量大小，使其处于较佳的工作状态。当进气道工作在低马赫数时减小前体压缩板的压缩角，同时增大喉道高度以改变进气道的起动性能，提高发动机性能；随着马赫数的增加，增大压缩角，同时减小喉道高度，增大内收缩比，提高进气道出口静压提高了飞行器的总体性能。
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公开(公告)号：CN104192311B
公开(公告)日：2016-04-13
申请号：CN201410431751.9
申请日：2014-08-28
Applicant: 西北工业大学
IPC: B64D35/00
Abstract: 本发明公开了一种锥齿轮推杆式飞行器头部偏转驱动装置，包括支撑机构、动力机构、锥齿轮转向机构、连杆传动机构、头部及转动连接臂机构、飞行器头体连接机构；动力机构、锥齿轮转向机构和飞行器头体连接机构固定在支撑机构的底座上，动力机构沿着机体轴线排列，连杆传动机构推动头部及转动连接臂机构围绕支撑机构的球形套筒内的球头转动；当飞行器头部外壳进行偏转时，飞行器计算机发出信号，动力机构收到控制信号，动力机构驱动锥齿轮转向机构旋转，锥齿轮转向机构将旋转运动转化为连杆传动机构的直线运动，头部及转动连接臂机构围绕着球形套筒转动，实现飞行器头部偏转。偏转驱动装置结构简单、紧凑，特别适用于小型飞行器。
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公开(公告)号：CN104085526B
公开(公告)日：2016-03-30
申请号：CN201410292609.0
申请日：2014-06-25
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明涉及导弹应用领域，特别涉及一种巡飞器翼身连接、固定、锁死、解锁的一体化结构。解决了现有技术中连接接口加工困难、携带不便，目前采用的折叠翼机构复杂，可靠性较低的问题。其技术方案是构建一种巡飞器翼身连接、固定、锁死、解锁的一体化结构，包括弹身梁、翼身固定盘、斜面端头式翼梁和拉簧式锁死解锁机构；弹身梁、斜面端头式翼梁和翼身固定盘相互配合实现三者之间的固定；拉簧式锁死解锁机构位于翼身固定盘腔内，实现弹翼的插入锁死、解锁拔出。本发明操作简易，拆装过程可重复；减小了原有结构尺寸，便于携带，使介入战场的方式更加灵活，战斗力增强。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104295407B
公开(公告)日：2016-02-17
申请号：CN201410398158.9
申请日：2014-08-13
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种自行无扰动脱落的通用助推器，包括火箭发动机、锁死解锁装置、助推框架，助推框架为火箭发动机和锁死解锁装置提供定位，火箭发动机和锁死解锁装置固定、组合，承受助推器轴向过载，助推框架通过锁死解锁装置与载体连接、分离。助推框架与载体末端套筒配合，点火器点火，药柱燃烧并产生推力，同时延时火药管被点燃，当药柱燃烧完毕后延时火药管引燃锁死解锁机构的火药筒，在火药筒内产生微小爆炸反应，通过丝杠与转盘推动推杆移动，将推杆沿着转盘径向拉回，助推框架和载体失去约束，丝杠穿过助推框架的前端封底，并与载体碰撞实现分离。分离后助推框架的框架槽中预置的降落伞露出并打开，实现助推器的回收。
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公开(公告)号：CN104295407A
公开(公告)日：2015-01-21
申请号：CN201410398158.9
申请日：2014-08-13
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种自行无扰动脱落的通用助推器，包括火箭发动机、锁死解锁装置、助推框架，助推框架为火箭发动机和锁死解锁装置提供定位，火箭发动机和锁死解锁装置固定、组合，承受助推器轴向过载，助推框架通过锁死解锁装置与载体连接、分离。助推框架与载体末端套筒配合，点火器点火，药柱燃烧并产生推力，同时延时火药管被点燃，当药柱燃烧完毕后延时火药管引燃锁死解锁机构的火药筒，在火药筒内产生微小爆炸反应，通过丝杠与转盘推动推杆移动，将推杆沿着转盘径向拉回，助推框架和载体失去约束，丝杠穿过助推框架的前端封底，并与载体碰撞实现分离。分离后助推框架的框架槽中预置的降落伞露出并打开，实现助推器的回收。
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公开(公告)号：CN104192311A
公开(公告)日：2014-12-10
申请号：CN201410431751.9
申请日：2014-08-28
Applicant: 西北工业大学
IPC: B64D35/00
Abstract: 本发明公开了一种锥齿轮推杆式飞行器头部偏转驱动装置，包括支撑机构、动力机构、锥齿轮转向机构、连杆传动机构、头部及转动连接臂机构、飞行器头体连接机构；动力机构、锥齿轮转向机构和飞行器头体连接机构固定在支撑机构的底座上，动力机构沿着机体轴线排列，连杆传动机构推动头部及转动连接臂机构围绕支撑机构的球形套筒内的球头转动；当飞行器头部外壳进行偏转时，飞行器计算机发出信号，动力机构收到控制信号，动力机构驱动锥齿轮转向机构旋转，锥齿轮转向机构将旋转运动转化为连杆传动机构的直线运动，头部及转动连接臂机构围绕着球形套筒转动，实现飞行器头部偏转。偏转驱动装置结构简单、紧凑，特别适用于小型飞行器。
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公开(公告)号：CN104002995A
公开(公告)日：2014-08-27
申请号：CN201410209563.1
申请日：2014-05-16
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明涉及一种航天领域的手机卫星结构，特别涉及一种折叠式手机卫星结构。解决了现有手机卫星存在的功能简单、工作时间短、内部电磁干扰严重的问题，其技术方案是构建一种折叠式手机卫星结构，主要包括手机卫星平台设备，分系统安装盒、锁紧部件以及展开部件；手机卫星平台设备由多块集成的分系统功能板组成，各分系统功能板安装在相应的分系统安装盒内，通过锁紧部件和展开部件分别实现折叠与展开。该发明具有通用性，可根据具体需求重新设计手机卫星平台设备，使用本发明结构即可快速组装一颗卫星。通过改变分系统功能板及安装盒数量，可方便调整折叠式手机卫星主体结构的大小，实现不同复杂程度的任务。
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公开(公告)号：CN103303494A
公开(公告)日：2013-09-18
申请号：CN201310210744.1
申请日：2013-05-30
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明涉及一种航天领域的卫星结构，特别涉及一种具有自搭载发射功能的纳型卫星结构。解决了现有纳卫星发射均需设计单独搭载发射系统，无法提高其利用率的问题，其技术方案是构建一种新型结构，包括卫星结构框架，卫星外部蒙板，微分离部件，卫星平台设备部件，卫星有效载荷。卫星平台设备部件及卫星有效载荷安装在卫星结构框架和卫星外部蒙板上，微分离部件将纳卫星连接固定到所搭载主星上，所搭载主星分离面蒙板的上、下表面分别安装L型定位块和拔销式螺栓对纳卫星进行连接固定，进入预定轨道后，拔销式螺栓内部拔销器移除固定销，释放纳卫星。该发明具有通用性，只需将微分离部件按本发明所述安装到所搭载主星上，即可完成纳卫星的搭载发射。
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