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公开(公告)号：CN118603298A
公开(公告)日：2024-09-06
申请号：CN202410827358.5
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: 本发明提供了一种液体火箭发动机试车台的噪声特性测量系统及测量方法，涉及航天技术领域，噪声特性测量系统包括：支架主体，设置于支架主体上的多个传声器，以及，设置于支架主体对应的腔体内部的测试系统，支架主体包括第一支架和第二支架，第一支架和第二支架分别设置有多个传声器，以形成第一传声器阵列和第二传声器阵列；第一传声器阵列和第二传声器阵列包围测试系统，以在测试系统运行时采集测试系统的噪声数据。本发明提供的液体火箭发动机试车台的噪声特性测量系统及测量方法，可以有效模拟实际液体火箭发动机试车与发射时的情形，使噪声数据更加接近液体火箭发动机真实的发射环境，从而有助于提高航天发射的安全性与可靠性。
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公开(公告)号：CN118378496B
公开(公告)日：2024-08-23
申请号：CN202410827380.X
申请日：2024-06-25
Abstract: 本发明提供了一种液‑液同轴离心式喷注器动态喷雾特性预测方法及装置，先建立液‑液同轴离心式喷注器的三维模型并进行网格划分，再建立连续相与离散相之间的转换机制，之后基于划分出的网格和转换机制进行预设时段内流动工质在液‑液同轴离心式喷注器中的流动仿真，并在流动仿真过程中在液‑液同轴离心式喷注器的上游和下游施加第一脉动，进而对BP神经网络进行优化并利用流动仿真结果训练优化后BP神经网络以得到动态喷雾特性预测模型，最终通过动态喷雾特性预测模型实现液‑液同轴离心式喷注器的动态喷雾特性预测。采用本发明可以提高液‑液同轴离心式喷注器动态喷雾特性分析的效率和准确性。
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公开(公告)号：CN118378497B
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202410827384.8
申请日：2024-06-25
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F111/10 , G06F119/18 , G06F119/04
Abstract: 本发明提供了一种液体火箭发动机带焊缝管路寿命优化设计方法及装置，本发明能够获取带焊缝管路对应的待优化参数，该待优化参数包括至少一个焊接工艺参数和至少一个几何参数；基于待优化参数中影响焊接质量的第一参数，构建第一代理模型；基于第一代理模型和待优化参数，构建第二代理模型，该第二代理模型用于表征待优化参数中除焊接工艺参数外的第二参数的不同第二参数组合在最优焊接工艺参数值下的寿命，最优焊接工艺参数值是基于第一代理模型得到的；基于第二代理模型，确定带焊缝管路在寿命最大化下的目标参数组合。这样通过两阶段的寿命优化设计，考虑了焊接工艺参数对寿命的影响，减小了忽略焊接工艺过程时寿命优化结果的偏差。
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公开(公告)号：CN118378457B
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202410827360.2
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: G06F30/20 , G01M15/00 , G06F30/15 , F02K9/72 , G06F119/02 , G06F111/08
Abstract: 本发明提供了一种泵压式火箭发动机可靠性仿真试验方法、装置及电子设备，包括：获取火箭发动机系统部组件的结构、预设性能及结构影响因素以及性能及结构影响因素的概率分布；从性能及结构影响因素以及其概率分布中抽取样本点；基于静态特性仿真模型，根据样本点，确定样本点对应的系统性能以及目标部组件的输入参数；基于目标部组件的结构、目标部组件的输入参数以及预设的结构仿真模型，确定目标部组件对应的结构状态；根据结构状态、系统性能以及预设的性能及结构失效判据，确定样本点对应的系统状态；根据样本点的数量以及系统状态，确定火箭发动机系统的可靠性。该技术可以提升火箭发动机系统部组件的可靠性评估准确度。
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公开(公告)号：CN118378501B
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202410827469.6
申请日：2024-06-25
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/23 , G06F30/28 , G06F30/15 , F02K9/72 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14 , G06F119/02
Abstract: 本发明提供了一种液体火箭发动机冲击式涡轮寿命可靠性评估方法及装置，基于几何参数建立参数化模型和几何模型以表征静叶和动叶各自的几何关系约束条件和三维形状，基于几何参数和几何模型进行流动仿真分析，基于载荷参数和材料参数以及流动仿真分析结果进行热‑结构耦合仿真分析，基于热‑结构耦合仿真分析结果确定液体火箭发动机冲击式涡轮叶片的疲劳寿命，基于几何参数、载荷参数、材料参数和疲劳寿命确定液体火箭发动机冲击式涡轮叶片的疲劳寿命可靠性。采用本发明可以减少液体火箭发动机冲击式涡轮寿命可靠性分析过程中因几何尺寸变化而带来的重复性几何建模等前处理工作，从而提高液体火箭发动机冲击式涡轮寿命可靠性分析的效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118395812A
公开(公告)日：2024-07-26
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：CN118378548A
公开(公告)日：2024-07-23
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：CN118378499A
公开(公告)日：2024-07-23
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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公开(公告)号：CN118378460A
公开(公告)日：2024-07-23
申请号：CN202410827471.3
申请日：2024-06-25
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F17/18 , F02K9/72 , G06F119/02 , G06F111/08
Abstract: 本申请提供一种可重复使用火箭发动机可靠性试验的规划方法及装置，涉及火箭发动机可靠性试验领域，该方法包括对当前发动机的各子系统的专家经验数据和历史可靠性数据对应的第一先验分布和第二先验分布进行融合，得到各子系统的子系统可靠性参数先验分布；之后，确定当前发动机的整机可靠性参数先验分布；对联合概率密度函数和目标似然函数进行计算，得到初始整机故障时间段后验方差；基于确定的整机故障时间段后验方差期望值和当前发动机的总试验成本的最小值，确定参与可靠性试验的当前发动机的目标规划数量和目标规划试验时间。该方法能够在满足指标验证精度的同时缩短试验周期，提高试验效率。
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公开(公告)号：CN118375533A
公开(公告)日：2024-07-23
申请号：CN202410827426.8
申请日：2024-06-25
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明提供了一种液体火箭发动机推力室可靠性试验方法及系统，涉及液体火箭发动机测试技术领域，本发明提供的液体火箭发动机推力室可靠性试验方法，通过包含多测点的推力室试样，在热试试验中获取推力室的温度和压强，在热试试验后对推力室进行CT扫描，以获得推力室的喉部壁厚测试值，通过重复多次热试试验直至推力室失效破坏，并得到对应的热试试验次数。能够根据试验得到的数据修正流动传热模型，并且可以修正推力室的内壁和外壁的材料应力应变关系，还可以修正推力室的寿命预估模型，实现了推力室的温度、压力和内壁变形情况的综合分析，在开展发动机推力室可靠性试验的同时，提高了发动机可靠性失效物理仿真模型的准确性。
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