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公开(公告)号：CN101782028A
公开(公告)日：2010-07-21
申请号：CN200910076975.1
申请日：2009-01-15
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: F02K9/60
Abstract: 气氢气氧富燃预燃室，用于全流量补燃循环发动机系统，属于火箭发动机结构设计领域。包括点火管1、氧头腔2、氧喷嘴部件3、氢喷嘴部件4、氢腔5、堵头6或点火管(6)、连接段7、身部8、螺纹法兰9、收敛段10。该预燃室采用燃烧氢气和氧气的氢氧气动谐振点火器，氧气和氢气分别由点氧路和点氢路供应。点火器有三种安装位置，从而构成了三种点火方案：一、头部点火；二、身部前段点火；三、身部后段点火。三种点火方案，均可构造氢-氧-氢的燃烧模式，利于推进剂的掺混燃烧。氧喷嘴部件3和氢喷嘴部件4均可拆卸，可更换，可满足不同流量要求。整个预燃室的长度可变，通过增加身部8的数量或增大身部8的尺寸进行调整。螺纹法兰的采用，有利于节约材料、减轻重量。预燃室整体结构方案，利于进行点火方案、氢-氧-氢燃烧模式以及扰流环对燃气均匀性影响等问题的深入研究。
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公开(公告)号：CN101608953A
公开(公告)日：2009-12-23
申请号：CN200810115266.5
申请日：2008-06-19
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 一种燃烧室内壁面温度和热流分布的测量方法及装置，属于温度和热流测量领域。测量装置包括燃烧室、温度传感器、温度传感器固定装置、信号传输线和计算机，在燃烧室侧面安排一系列等距测温盲孔，温度传感器对盲孔底进行测温，得到各测点的温度输出曲线，然后采用一定的数值计算方法计算得到燃烧室内壁面温度和热流分布。由于采用了盲孔测温方案，因此解决了现有技术中加工、安装难度大，拆卸不方便等问题，且采用了技术成熟的凯装式热电偶温度传感器，成本低，使用方便。本发明可用于具有轴对称结构的燃烧装置的内壁面温度和热流分布的测量。
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公开(公告)号：CN118675640A
公开(公告)日：2024-09-20
申请号：CN202410827383.3
申请日：2024-06-25
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明提供了一种化学反应动力学参数的确定方法、装置及电子设备，获取多个基元反应；针对每个基元反应，获取该基元反应对应的目标物的初始分子结构；对初始分子结构进行仿真处理，得到目标物的处理后的目标分子结构；其中，目标分子结构代表目标物的分子处于势能最低状态；响应针对目标分子结构的调整操作，调整目标物的分子参数，以得到过渡态初始结构；基于过渡态初始结构，确定该基元反应对应的化学反应动力学参数。该方式可以对基元反应对应的目标物的初始分子结构进行仿真处理，得到目标分子结构，通过调整分子参数，得到过渡态初始结构，进而快速、准确地确定化学反应动力学参数。
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公开(公告)号：CN118378552B
公开(公告)日：2024-09-06
申请号：CN202410827416.4
申请日：2024-06-25
IPC: G06F30/27 , G06F30/15 , G06N3/044 , G06N3/084 , G06N3/006 , F02K9/72 , G06F119/02 , G06F119/08 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本申请公开了一种火箭发动机稳定性预测方法、装置、设备及介质，应用于航空航天技术领域，用以解决现有技术对火箭发动机燃烧稳定性预测的成本较高、周期较长的问题。具体为：获取火箭发动机的结构特征数据和工况特征数据，采用具有反向传播神经网络特点的火箭发动机燃烧稳定性仿真模型，基于结构特征数据和工况特征数据，计算火箭发动机在运行过程中流场变化特征数据，从而可以基于流场变化特征数据，进一步预测火箭发动机的燃烧稳定性，进而可以高效且精准地预测出火箭发动机在目标工况下燃烧稳定性特征以及不同因素对火箭发动机燃烧稳定性的影响。
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公开(公告)号：CN118378572B
公开(公告)日：2024-08-23
申请号：CN202410827392.2
申请日：2024-06-25
IPC: G06F30/28 , F02K9/58 , G06F30/15 , G06F119/14 , G06F111/10 , G06F113/08
Abstract: 本申请涉及液体火箭发动机系统仿真领域，提供了液体火箭发动机流量调节器智能优化设计方法及装置。该方法基于液体火箭发动机中流量调节器的各设计参数和各设计指标参数，构建数值仿真模型，并获取各设计参数的多组参数值组合；将其依次输入数值仿真模型，得到该组参数值对应的设计指标；将满足当前设计条件的参数值组合对应的设计指标作为训练样本，建立训练数据集，以得到训练好的表征流量调节器的智能降阶模型；基于训练数据集，利用代理模型存储的预设优化算法，对代理模型进行优化处理。该方法克服了现有技术中难以全面考虑流量调节器内部复杂的非线性流动特性的问题，提高了流量调节器的设计效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118378500B
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202410827462.4
申请日：2024-06-25
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F18/214 , G06F119/02 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种火箭发动机管路接头可靠性评估方法、装置及电子设备，包括：基于火箭发动机管路接头可靠性的影响参数构建第一样本池以及第二样本池；第一样本池中的第一样本以及第二样本池中的第二样本均对应一种火箭发动机管路接头可靠性的影响参数取值组合；基于有限元仿真模型和微流动仿真模型，确定第一样本的最大应力和泄漏率；基于第一样本以及第一样本的最大应力和泄漏率，构建自适应代理模型；利用自适应代理模型，计算第二样本的最大应力和泄漏率；根据第二样本的最大应力和泄漏率，确定火箭发动机管路接头的可靠性。该方法可以实现火箭发动机管路接头可靠性评估，并且通过自适应代理模型减少可靠性评估的时间并提升精度。
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公开(公告)号：CN118378574B
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202410827437.6
申请日：2024-06-25
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/28 , G06F30/23 , G06F30/15 , G16C60/00 , F02K9/72 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F119/04
Abstract: 本申请公开了一种火箭发动机推力室寿命预测方法、装置、设备及介质，应用于火箭发动机技术领域，用以解决现有技术对火箭发动机推力室寿命预估准确度较低的问题。包括：采用表征推力室结构材料在力热交变载荷作用下的应力参数和应变参数与损伤参数之间的映射关系的粘塑性损伤本构模型，基于火箭发动机推力室在目标时间范围内的温度场和流体压力获得推力室结构材料在目标时间范围内的应力值、应变值和损伤值；基于目标时间范围内的应力值、应变值和损伤值确定火箭发动机推力室寿命，从而通过利用粘塑性损伤本构模型，可以实现对火箭发动机推力室的结构材料的损伤演化过程的全面分析，进而可以提高火箭发动机推力室寿命预估准确度。
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公开(公告)号：CN118378548B
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202410827367.4
申请日：2024-06-25
Applicant: 北京航空航天大学 , 中国航天员科研训练中心
Abstract: 本申请提供了一种液体火箭发动机可靠性评估方法、装置及电子设备，方法包括：获取液体火箭发动机的可靠性相关数据；可靠性相关数据包括：可靠性仿真试验数据、部组件试验信息、专家信息、相似发动机信息及发动机系统可靠性试车试验信息；对部组件试验信息进行等效处理，得到对应的等效可靠性试验数据；基于预设的专家评估权重，对可靠性相关数据中的前四种数据进行融合评估，得到先验分布信息；将先验分布信息和发动机系统可靠性试车试验信息进行融合，得到后验分布信息；基于后验分布信息，确定液体火箭发动机的可靠性评估结果。能够基于多种可靠性相关信息，进行全面的高准确性地的可靠性评估，保证可靠性评估结果的合理性。
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公开(公告)号：CN118378575A
公开(公告)日：2024-07-23
申请号：CN202410827456.9
申请日：2024-06-25
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/28 , G06F30/15 , F02K9/72 , G06F119/04 , G06F119/02 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明提供了一种液体火箭发动机涡轮寿命可靠性优化设计方法和装置，涉及液体火箭发动机的技术领域，本发明方法是以液体火箭发动机设计过程中的经验参数为涡轮优化变量的可靠性优化设计流程，在得到涡轮优化变量与涡轮疲劳寿命、涡轮工作效率和涡轮功率的目标克里金代理模型之后，利用预设约束条件从第一样本池中剔除无效样本及其关联样本，从而缩小了后续遗传算法的寻优范围，进而减少了可靠性优化设计的时间，提升了寻优速度。并且，本发明将涡轮疲劳寿命作为优化目标，将涡轮疲劳寿命的可靠性、涡轮工作效率和涡轮功率作为约束条件引入涡轮叶片的优化设计流程，从而降低了涡轮叶片多次工作循环后的失效风险，提升了涡轮叶片的可靠性。
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公开(公告)号：CN118378574A
公开(公告)日：2024-07-23
申请号：CN202410827437.6
申请日：2024-06-25
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/28 , G06F30/23 , G06F30/15 , G16C60/00 , F02K9/72 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F119/04
Abstract: 本申请公开了一种火箭发动机推力室寿命预测方法、装置、设备及介质，应用于火箭发动机技术领域，用以解决现有技术对火箭发动机推力室寿命预估准确度较低的问题。包括：采用表征推力室结构材料在力热交变载荷作用下的应力参数和应变参数与损伤参数之间的映射关系的粘塑性损伤本构模型，基于火箭发动机推力室在目标时间范围内的温度场和流体压力获得推力室结构材料在目标时间范围内的应力值、应变值和损伤值；基于目标时间范围内的应力值、应变值和损伤值确定火箭发动机推力室寿命，从而通过利用粘塑性损伤本构模型，可以实现对火箭发动机推力室的结构材料的损伤演化过程的全面分析，进而可以提高火箭发动机推力室寿命预估准确度。
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