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公开(公告)号：CN116605417B
公开(公告)日：2024-10-11
申请号：CN202310675276.9
申请日：2023-06-08
申请人： 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
摘要： 本发明公开了一种装备绿色常温推进系统的微小卫星，包括卫星本体、姿态与轨道控制分系统和推进分系统；卫星本体包括六块侧板和中间隔板；中间隔板将卫星本体内腔分隔为推进腔和辅助控制腔；姿态与轨道控制分系统包括推进剂为煤油和过氧化氢的轨道控制推力器和推进剂为过氧化氢的姿控推力器；推进分系统包括舱板、燃料贮箱、氧化剂贮箱和挤压气瓶；舱板可拆卸式安装在邻近中间隔板的推进腔内；燃料贮箱嵌设在舱板的中心，氧化剂贮箱和挤压气瓶位于燃料贮箱两侧。本发明能在总质量小于200Kg的前提下，配备化学推进系统，且采用绿色无毒常温推进剂，从而实现百公斤级微小卫星的快速姿态与轨道控制，且卫星成本低，研制与发射安全性高。
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公开(公告)号：CN112304621B
公开(公告)日：2022-02-22
申请号：CN202011065659.7
申请日：2020-09-30
申请人： 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
摘要： 本发明公开了一种高压和声学振荡环境下燃料液滴的相位调整装置及方法，包括声学系统和声学系统位置调整装置；压力容器包括燃烧室、左舱段和右舱段；左舱段的长度大于右舱段的长度；声学系统包括声发生器、左扬声器和右扬声器；左扬声器和右扬声器的中心与燃料液滴位于同一轴线；声学系统位置调整装置包括均与燃烧室轴线平行的左扬声器推杆和右扬声器推杆，左扬声器推杆的长度大于右扬声器推杆的长度；左、右扬声器在左、右扬声器推杆的推动控制下，沿轴向移动；当更换声波频率时，只需调整左、右扬声器推杆中伸出端长度，使燃料液滴位于声波的驻波波节或波腹位置。本发明能使燃料液滴处于所需相位，并满足不同频率下试验的要求。
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公开(公告)号：CN112304620A
公开(公告)日：2021-02-02
申请号：CN202011062057.6
申请日：2020-09-30
申请人： 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
摘要： 本发明公开了一种高压和振荡环境下燃料液滴蒸发燃烧实验装置及使用方法，包括压力容器、压力调节系统、压力测试系统、注射器、燃料液滴相位调整装置、点火装置和高速摄影系统。压力容器包括燃烧室、左舱段和右舱段；左舱段的长度大于右舱段的长度；燃料液滴相位调整装置包括声学系统和声学系统位置调整装置；声学系统位置调整装置用于调节燃料液滴所处声波的相位；燃烧室的两侧对称设置有两块可拆卸的观察窗；高速摄影系统包括背景光源和高速摄像机。本发明试验可视化，观察窗可拆装、方便更换点火头；另外，能够实现快速调节扬声器的相对位置，使燃料液滴处于需要的相位；并能实现高压环境下的挂滴操作。
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公开(公告)号：CN110739602B
公开(公告)日：2020-12-29
申请号：CN201911042320.2
申请日：2019-10-30
申请人： 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
IPC分类号： H01S3/0953
摘要： 本发明公开了一种脉冲爆震火箭燃烧驱动的预混式二氧化碳气动激光器，包括脉冲爆震火箭燃烧装置、过渡段、CO2气动激光产生装置和排气段。脉冲爆震火箭燃烧装置用于产生高温高压的燃气热源，作为下游产出激光的总能源，包括圆筒形壳体、氧化剂喷注面板和扰流螺旋；圆筒形壳体的内腔构成脉冲爆震燃烧室。当氧化剂和燃料在脉冲爆震燃烧室内脉冲供应、并相撞击混匀及点燃时，在扰流螺旋的作用下，脉冲爆震燃烧室内发生脉冲爆震燃烧；燃烧后气体经CO2气动激光产生装置后产生脉冲激光。本发明采用脉冲爆震火箭燃烧装置作为泵浦源，故而产出的激光效率高，节省能源。当在火箭或飞行器上使用时，能在不增加其负荷的同时，既可产生推力，又能产出激光。
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公开(公告)号：CN110739602A
公开(公告)日：2020-01-31
申请号：CN201911042320.2
申请日：2019-10-30
申请人： 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
IPC分类号： H01S3/0953
摘要： 本发明公开了一种脉冲爆震火箭燃烧驱动的预混式二氧化碳气动激光器，包括脉冲爆震火箭燃烧装置、过渡段、CO2气动激光产生装置和排气段。脉冲爆震火箭燃烧装置用于产生高温高压的燃气热源，作为下游产出激光的总能源，包括圆筒形壳体、氧化剂喷注面板和扰流螺旋；圆筒形壳体的内腔构成脉冲爆震燃烧室。当氧化剂和燃料在脉冲爆震燃烧室内脉冲供应、并相撞击混匀及点燃时，在扰流螺旋的作用下，脉冲爆震燃烧室内发生脉冲爆震燃烧；燃烧后气体经CO2气动激光产生装置后产生脉冲激光。本发明采用脉冲爆震火箭燃烧装置作为泵浦源，故而产出的激光效率高，节省能源。当在火箭或飞行器上使用时，能在不增加其负荷的同时，既可产生推力，又能产出激光。
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公开(公告)号：CN109579351A
公开(公告)日：2019-04-05
申请号：CN201811375459.4
申请日：2018-11-19
申请人： 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
摘要： 本发明公开了一种基于超声速引射器的大流量液氧过冷方法，将采用常规饱和液氮过冷液氧所使用的换热器作为一级换热器，能将过冷流量大于4500L/min的液氧从92K过冷至80K；在一级换热器的下游设置二级换热器，能将过冷至80K且过冷流量大于4500L/min的液氧过冷至67K以下；二级换热器内加注有处于饱和状态的液氮，其内液氮温度不超过64K，其出气口与超声速引射器的被引射气流入口相连接；超声速引射器的引射气流入口接燃气发生器的出气口；超声速引射器沿气流方向依次包括同轴设置的混合段、超扩段和亚扩段；混合段为截面收缩的锥形等压混合室。本发明能够满足CZ-5等发射前大流量液氧快速冷却加注的需要。另外，能使超声速引射器的抽气量与负载相匹配，更安全、可靠。
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公开(公告)号：CN109372656A
公开(公告)日：2019-02-22
申请号：CN201811580846.1
申请日：2018-12-24
申请人： 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
摘要： 本发明公开了一种喷嘴液雾分布可调的火箭发动机喷注面板及设计方法，包括集气腔基座、集气腔中板、集气腔后板、燃料腔顶盖、传火管和若干个双旋流喷嘴；集气腔分为两个氧气腔；燃料腔顶盖与集气腔后板之间形成燃料腔；若干个双旋流喷嘴沿传火管的周向均匀布设，每个双旋流喷嘴均包括喷嘴内芯、喷嘴内层和喷嘴外层；喷嘴内芯和喷嘴内层之间具有内混合腔，喷嘴内层与喷嘴外层之间具有外混合腔；喷嘴内芯设置有燃料喷孔；喷嘴中层沿周向均匀布设内旋流孔；喷嘴外层设置有大通孔、外旋流孔和喷射孔；外旋流孔的旋流方向与内旋流孔的旋流方向相反。本发明能通过控制内外旋流孔的喷注压降，进而调节内外旋转气流的流量比，形成不同分布形态的液雾。
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公开(公告)号：CN117038755A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202311053081.7
申请日：2023-08-21
申请人： 中国农业大学 , 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
IPC分类号： H01L31/0232 , H01L31/02
摘要： 本申请涉及一种光谱响应原位可调的光电探测器。包括光电探测器，光电探测器包括基底、二维材料以及置于二维材料上的测试电极，还包括伸缩组件；伸缩组件固定在基底上，二维材料置于伸缩组件上表面；通过对伸缩组件加载不同驱动力的方法控制二维材料的应力状态从而改变其光谱响应特性，实现原位的光谱响应可调。
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公开(公告)号：CN116306305A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310332709.0
申请日：2023-03-31
申请人： 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
IPC分类号： G06F30/27 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F119/04 , G06F119/02
摘要： 本发明公开了一种固体发动机装药储存性能预示系统的构建方法，该方法首先对固体发动机在贮存过程中的性能进行相关数据采集以及处理，形成相关的性能变化数据库，然后建立相关的虚拟模型，将固体发动机的处理得到的相关参数带入模型处理得到一个与实际固体发动机状态变化相同的虚拟模型，相当于固体发动机的一个数字式的孪生模型，利用孪生模型能够对后续的固体发动机实物模型在贮存过程中的性能变化做精确预示。
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公开(公告)号：CN109372656B
公开(公告)日：2020-07-07
申请号：CN201811580846.1
申请日：2018-12-24
申请人： 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
摘要： 本发明公开了一种喷嘴液雾分布可调的火箭发动机喷注面板，包括集气腔基座、集气腔中板、集气腔后板、燃料腔顶盖、传火管和若干个双旋流喷嘴；集气腔分为两个氧气腔；燃料腔顶盖与集气腔后板之间形成燃料腔；若干个双旋流喷嘴沿传火管的周向均匀布设，每个双旋流喷嘴均包括喷嘴内芯、喷嘴内层和喷嘴外层；喷嘴内芯和喷嘴内层之间具有内混合腔，喷嘴内层与喷嘴外层之间具有外混合腔；喷嘴内芯设置有燃料喷孔；喷嘴内层沿周向均匀布设内旋流孔；喷嘴外层设置有大通孔、外旋流孔和喷射孔；外旋流孔的旋流方向与内旋流孔的旋流方向相反。本发明能通过控制内外旋流孔的喷注压降，进而调节内外旋转气流的流量比，形成不同分布形态的液雾。
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