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公开(公告)号：CN102022225A
公开(公告)日：2011-04-20
申请号：CN201010614525.6
申请日：2010-12-30
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明是一种富氢/富氧燃气多喷嘴气气喷注器试验装置，涉及液体火箭发动机富氢/富氧燃气多喷嘴燃烧室设计领域，该实验装置主要包括富氧预燃室，富氢预燃室和主燃烧室。富氧预燃室的富氧室出口段采用螺纹结构连接的富氧室出口法兰，与主燃烧室的富氧燃气入口段连接有氧入口压紧法兰连接，富氢预燃室的富氢室出口段采用螺纹结构连接的富氢室出口法兰，与主燃烧室的富氢燃气入口段连接的氢入口连接法兰连接。该实验装置中的法兰均采用A3碳钢材料制作，降低了成本，且该装置各部分方便连接与安装，也实现了壁面温度的方便测量。
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公开(公告)号：CN101975124A
公开(公告)日：2011-02-16
申请号：CN201010528293.2
申请日：2010-11-02
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明提出一种火花塞式电点火同轴剪切喷嘴装置，包括同轴喷嘴装置和电点火装置。所述的同轴喷嘴装置包括氧路接管嘴、上连接座、下连接座、可燃气体接管嘴、可燃气体喷嘴和氧喷嘴。所述的电点火装置包括电源、控制线、升压控制模块、高压点火线、Y向底座、X向底座、喷嘴底座、喷嘴固定底盘、火花塞、火花塞支架和Z向底座。通过变化氧喷嘴和可燃气体喷嘴的内外径，可方便地研究不同可燃气体与氧气的速度比以及不同喷嘴厚度情况下可燃气体在氧气中的燃烧规律。本发明公开的火花塞式电点火同轴剪切喷嘴装置具有点火可靠、成本低和适宜多次点火等优点，在试验过程中不会对燃烧流场造成干扰，为火花塞式电点火的一种理想的点火方式。
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公开(公告)号：CN101832198A
公开(公告)日：2010-09-15
申请号：CN200810225993.7
申请日：2009-03-10
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: F02K9/60
Abstract: 气氢气氧富氧预燃室，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。预燃室包括气动谐振点火器(1)、头部(2)、二次喷注段(3)、调整段(4)、出口段(5)。气动谐振点火器(1)安装于富氧预燃室头部(2)中心轴线上，与富氧预燃室采用螺纹联接，点火器燃烧气体为氢气氧气；所有氢气通过点火器进入富氧预燃室，从而在富氧预燃室头部结构中省去了氢气喷注器；富氧预燃室身部采用二次喷注，二次喷注段3有多圈径向氧气喷注孔；调整段5可调燃烧室长度及二次喷注的轴向位置；富氧预燃室整体镀镍抗氧化。
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公开(公告)号：CN101738319A
公开(公告)日：2010-06-16
申请号：CN200810225992.2
申请日：2008-11-10
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 燃气喷注器富氧燃气供应装置及方法，属于火箭发动机推进剂输送系统设计领域。富氧燃气供应装置包括：富氧预燃室(1)、三通转接头(2)、外排音速喷嘴(3)、接管嘴(4)、紫铜密封垫圈(5)、富氧燃气入口音速喷嘴(6)、螺帽(7)、管接件(8)。通过三通转接头(2)富氧燃气一部分通过富氧燃气入口音速喷嘴(6)进入燃气喷注器，一部分通过外排音速喷嘴(3)通入大气。音速喷嘴装入接管嘴(4)与管接件(8)之间，通过螺帽(7)拧紧作用在紫铜密封圈(5)上的压力实现密封。采用一定方法调整富氧燃气流量、更换富氧燃气入口音速喷嘴(6)和外排音速喷嘴(3)满足燃气喷注器参数要求。可降低富氧预燃室设计难度，并使燃气喷注器便流量试验的成本和工作量显著降低。
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公开(公告)号：CN118798036A
公开(公告)日：2024-10-18
申请号：CN202410827375.9
申请日：2024-06-25
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/27 , G06F30/17 , G06F18/25 , G06N7/01 , F02K9/72 , G06F119/02 , G06F111/10 , G06F111/08 , G06F119/08
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研制阶段中的三种级别试验下的异环境可靠性评估数据；基于三种级别试验下的异环境可靠性评估数据，确定三种级别试验分别对应的先验可靠性的可信度；在可信度达标时，对三种级别试验下的异环境可靠性评估数据进行融合，确定可靠性先验分布信息；将可靠性先验分布信息和试车信息进行融合，得到可靠性后验分布信息；基于可靠性后验分布信息，确定液体火箭发动机的最终可靠性评估结果。本申请能够综合研制阶段多个级别试验下的可靠性评估数据进行分析，可以提高可靠性评估结果的精度和可信度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118760706A
公开(公告)日：2024-10-11
申请号：CN202410827352.8
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
IPC: G06F16/2455 , G06F16/248 , G06F16/26 , G06Q10/10 , G06Q50/26
Abstract: 本发明提供了一种火箭发动机多维度技术体系构建与评估方法及装置，涉及火箭发动机技术领域，方法包括：获取火箭发动机的技术信息；基于火箭发动机包含的至少一种信息维度对技术信息进行信息划分，得到各信息维度对应的子技术信息；基于信息维度和对应的子技术信息构建火箭发动机的多维度技术体系，从多维度技术体系中获取与预先确定的待评估技术处于同维度的火箭发动机技术，基于同维度的火箭发动机技术对待评估技术进行多角度评估，得到评估结果。该方式中，提高了技术体系的全面性、实用性和对技术体系管理的便捷性，并且可以对该技术体系中的技术进行评估，辅助用户在查询技术时了解该技术的贡献度、成熟度和满足度。
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公开(公告)号：CN118709760A
公开(公告)日：2024-09-27
申请号：CN202410827447.X
申请日：2024-06-25
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本申请提供基于模糊理论的液体火箭发动机结构可靠性专家信息收集方法及装置，涉及专家信息收集技术领域，包括：获取影响液体火箭发动机结构可靠性的影响因素集、专家语义集和预设的评分偏差阈值；其中，影响因素集包含至少两类影响因素；专家语义集包含各专家针对任一类影响因素的语义信息；基于语义信息和预设的语义信息与评分对照表，得到各专家对各类影响因素的评分；基于各专家对各类影响因素的评分和评分偏差阈值，得到各专家对各类影响因素的模糊评分数和相应影响因素的权重值；基于得到的各类影响因素的权重值，构建影响因素集的权重集。本申请实现了对专家语义进行可靠的定量化描述，对于液体火箭发动机结构可靠性因素领域适用性更强。
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公开(公告)号：CN118378495B
公开(公告)日：2024-08-30
申请号：CN202410827372.5
申请日：2024-06-25
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明提供了液体火箭发动机的涡轮性能可靠性仿真方法和系统，包括：通过贝塞尔曲线法对叶片型线参数进行建模，得到贝塞尔曲线模型；将贝塞尔曲线模型进行叶片径向造型得到叶盘三维模型；以叶盘三维模型为基础，通过有限元软件进行建模得到有限元网格参数化模型；通过有限元网格参数化模型对涡轮的性能进行有限元分析，得到分析结果；根据分析结果和涡轮的随机几何参数的随机分布，确定神经网络模型的样本点；根据神经网络模型的样本点构建神经网络回归模型；采用蒙特卡洛抽样方法在神经网络回归模型上抽取多个样本点后，得到涡轮性能的可靠性分布；解决了火箭发动机涡轮性能可靠性仿真缺失的问题，提高计算效率。
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公开(公告)号：CN118395812B
公开(公告)日：2024-08-23
申请号：CN202410827440.8
申请日：2024-06-25
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G16C60/00 , G06F17/13 , G06F17/16 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种基于半隐式欧拉算法的粘塑性损伤本构模型数值实现方法，涉及火箭发动机技术领域，该方法包括：基于半隐式欧拉算法，对预先构建的推力室用铜合金粘塑性损伤本构模型进行数值化计算，确定粘塑性损伤本构方程的材料子程序；然后通过材料力学性能试验，确定粘塑性损伤本构模型参数；再利用粘塑性损伤本构模型参数，调用粘塑性损伤本构方程的材料子程序，实现推力室结构分析，该方法解决了现有推力室粘塑性损伤本构模型的数值实现方法缺乏的技术问题，并且达到了降低计算成本、提高计算稳定性的技术效果。
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公开(公告)号：CN118378499B
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202410827461.X
申请日：2024-06-25
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/23 , G06F30/28 , G06F30/15 , F02K9/72 , G06T17/20 , G06F119/02 , G06F119/04 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明提供了一种液体火箭发动机反力式涡轮寿命可靠性评估方法及装置，涉及液体火箭发动机反力式涡轮寿命可靠性评估的技术领域，该方法通过建立液体火箭发动机反力式涡轮的参数化三维模型，极大地减少了反力式涡轮寿命可靠性评估过程中的重复性造型工作和仿真分析前处理工作，并且，还构建了影响涡轮寿命可靠性的随机变量与涡轮疲劳寿命的二阶响应面模型，以代替通过涡轮工作过程仿真流程计算涡轮疲劳寿命的方法，又进一步地缩短了涡轮寿命可靠性评估过程所需时间，因此，本发明方法能够有效地缓解现有的涡轮寿命可靠性评估方法存在的工作效率低下的技术问题。
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