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公开(公告)号：CN109858153B
公开(公告)日：2022-12-27
申请号：CN201910094896.7
申请日：2019-01-31
Applicant: 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种火箭发射燃气流冲击条件下流固耦合边界条件确定方法，首先建立燃气流场仿真网格模型和固体有限元仿真网格模型，然后判断燃气流场仿真网格模型和固体有限元仿真网格模型的耦合边界几何特征及流场分布特征，最后根据耦合边界几何特征及流场分布特征，确定流固耦合边界条件。本发明解决了火箭发射燃气流冲击条件下，燃气流场仿真及固体有限元仿真在分界面上的信息传递问题。
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公开(公告)号：CN109974541B
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN201910229979.2
申请日：2019-03-26
Applicant: 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: F42B35/02
Abstract: 多喷管火箭动态喷流试验系统，包括：模拟箭体、试验平台以及用于降低噪声及保护试验平台的喷水设备；模拟箭体与试验平台的外廓尺寸按照实际结构尺寸等比设计或者进行线性缩放，喷水设备的喷水总流量为实际喷水总流量的k2倍，喷水速度与实际产品保持一致，模拟箭体通过试验工装固装在试验平台上，并在试验时产生燃气，燃气推动模拟箭体沿试验工装实现高度变化；通过安装在模拟箭体以及试验平台上的传感器采集试验过程中的温度、压力、热流、噪声；所述的k为模拟箭体与试验平台的外廓尺寸与实际结构尺寸的比值。
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公开(公告)号：CN109900154B
公开(公告)日：2021-08-10
申请号：CN201910193903.9
申请日：2019-03-13
Applicant: 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: F41F3/04
Abstract: 一种火箭发射燃气流场准稳态预示方法，包括如下步骤：步骤一、根据火箭的喷口尺寸、火箭垂直起飞高度、发射系统的结构，确定火箭在多个垂直起飞高度条件下燃气流场预示的特征工况；步骤二、根据特征工况，建立燃气流场计算网格模型，采用某一数值模拟方法计算燃气流场；步骤三、确定网格分辨率，确定数值模拟方法；步骤四、根据火箭发射极限条件下燃气流场极限预示工况、步骤三中确定的网格分辨率，建立极限预示工况的燃气流场计算网格模型，利用步骤三中确定的数值模拟方法，计算火箭发射极限条件下的燃气流场。
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公开(公告)号：CN107421710B
公开(公告)日：2019-10-15
申请号：CN201710593743.8
申请日：2017-07-20
Applicant: 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种火箭发射燃气流冲击模拟试验装置，该装置包括试验台板、试验架、测试板、锥形头导向杆、发动机以及固定支架，所述试验台板的上表面开有条形的滑槽，所述试验架的底端置于所述滑槽中，所述试验台板和所述试验架通过螺栓固定连接，所述测试板固定于所述试验架上，所述锥形头导向杆具有锥形头前端以及平头末端，所述锥形头前端抵触所述测试板的外侧面，所述平头末端与所述发动机的喷口连接，所述测试板的内侧面固定连接传感器，所述发动机固定于固定支架上。本发明涉及的火箭发射燃气流冲击模拟试验装置具有生产周期短、测试时间短、结构简单、成本较低等突出优点。
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公开(公告)号：CN109858150A
公开(公告)日：2019-06-07
申请号：CN201910094877.4
申请日：2019-01-31
Applicant: 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种复杂发射技术条件的燃气流场网格模型生成方法，首先对火箭及发射系统实体结构模型进行简化，得到流场计算模型；然后以火箭待发射状态喷口中心为参考中心，以喷口直径为参考尺度对发射燃气流场计算域进行分区划分；接着继续以喷口直径为参考尺度生成燃气流冲击扰动区域面网格及燃气流场外围面网格，以喷口直径为参考尺度生成子区域体网格；最后对网格质量、分辨率和规模进行评估。本发明方法在保证足够的网格分辨率条件下，有效控制了网格质量、数量，节约了计算资源，提高了计算效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107166081B
公开(公告)日：2019-03-29
申请号：CN201710462701.0
申请日：2017-06-19
Applicant: 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: F16K31/12 , F15B13/02 , F15B13/044 , F15B21/041 , F41F3/04
Abstract: 本发明公开了用于火箭发射喷水的蝶阀气动冗余系统及其控制方法，该系统中的气罐、第一电磁阀组、第一单向阀、气动装置依次连接，形成正常状态供气通路；气罐、第二电磁阀组、第二单向阀、气动装置依次连接，形成故障状态供气通路；气动装置连接蝶阀；该方法包括：S1，令三位四通电磁阀A、C保持关闭，令三位四通电磁阀B保持开启；S2，检测三位四通电磁阀A是否正常，正常则执行步骤S3，不正常则执行步骤S4；S3，通过正常状态供气通路为气动装置供气；S4，通过故障状态供气通路为气动装置供气。本发明创新地开发了电磁阀的有效组合与冗余控制方案，保证蝶阀及时的响应，从而大大地提高了用于火箭发射喷水的蝶阀动作的可靠性。
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公开(公告)号：CN103712784B
公开(公告)日：2016-08-03
申请号：CN201210373031.2
申请日：2012-09-29
Applicant: 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种阀门、气动装置负载性能与喷水水动力学特性检测装置，包括补水系统、带压蓄水罐，补水系统通过输入管路与所述带压蓄水罐连接，并且该带压蓄水罐上带有排水管路、供气管路和排气管路；该检测装置还包括供水管路和模拟喷水装置，供水管路连接所述带压蓄水罐和所述模拟喷水装置，待测阀门安装在所述供水管路上，供水管路为“U”形，待测阀门前后供水管路采用变径管过渡；模拟喷水装置包括均压器、进水引管、喷嘴阵列、喷嘴安装法兰；在带压蓄水罐罐体或罐端盖、模拟喷水装置的均压器、阀前的供水管路的直管段设置均设有压力测点。本发明可用于检测大型阀门和气动装置模拟实际负载工况下的响应特性和工作特性。
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公开(公告)号：CN104154814B
公开(公告)日：2016-06-29
申请号：CN201410211572.4
申请日：2014-05-19
Applicant: 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明具有自锁功能的拉绳式自动锁筒机构涉及一种用于锁紧发射筒的自动锁筒机构，能自动实现锁紧和解锁动作，并能在锁紧时避免误解锁。本发明包括中空锁套，锁套外壁设限位孔，锁套内设锁头，锁头外表面与锁套内表面贴合，锁头左端沿其纵向中心设沉头孔，沉头孔内设外表面阶梯状拉杆，拉杆中部套装拉杆弹簧，拉杆左端伸出与锁头左端固定连接的压盖左端面并与拉绳一端连接，锁头左侧设锁头弹簧，拉绳另一端依次穿过锁头弹簧、与锁套固定连接的锁套端盖并与气缸连接，锁头上设横向导向孔，导向孔为通孔，导向孔内设限位块，限位块中间沿前后方向固定导向销，拉杆右端设斜面槽，斜面槽为由拉杆右端面向左下倾斜的通槽，导向销可在斜面槽中滑动。
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公开(公告)号：CN103712808B
公开(公告)日：2016-06-22
申请号：CN201210373214.4
申请日：2012-09-29
Applicant: 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01M99/00
Abstract: 本发明公开了一种单喷管火箭发射喷水降温降噪效果检测系统，包括龙门架、模拟火箭、火箭定位调节设备、喷水装置、噪声检测设备、燃气流场及燃气流烧蚀强度检测设备；喷水装置安装在所述模拟火箭的发动机喷管周围，噪声检测设备包括安装的所述模拟火箭周围的噪声测试阵列架和噪声阵列传感器，噪声阵列传感器安装在噪声测试阵列架上；燃气流场及燃气流烧蚀强度检测设备包括安装在模拟火箭下方的喷流流场及烧蚀强度测试板以及安装在喷流流场及烧蚀强度测试板上的喷流流场及烧蚀强度传感器阵列。基于本系统可开展火箭发射喷水降温降噪机理研究及效果评估，也可为后续完整模拟火箭发射技术条件的喷水降温降噪效果提供参照。
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公开(公告)号：CN103542771B
公开(公告)日：2015-07-15
申请号：CN201210238666.1
申请日：2012-07-10
Applicant: 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: F41F3/04
Abstract: 一种内置水道防护型悬臂发射台及其制造方法，用于火箭发射，该发射台包括发射台支撑框架和安装在所述发射台支撑框架上的导流器，所述发射台支撑框架上设置有框架内循环冷却通道，所述导流器上设置有导流器冷却通道，所述导流器冷却通道用于吸收经所述导流器的导流板传递的燃气热量以冷却所述导流板的内外温度，所述框架内循环冷却通道与所述导流器冷却通道连通，所述框架内循环冷却通道分别设置有冷却液入口和冷却液出口，冷却液自所述冷却液入口进入并沿所述框架内循环冷却通道和所述导流器冷却通道循环后自所述冷却液出口排出。该制造方法包括设置马鞍形导流器、设置悬臂发射台支撑框架及组装悬臂发射台步骤。
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