-
公开(公告)号：CN118407859A
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202410477274.3
申请日：2024-04-19
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 富氧/富燃双模态宽范围可变混合比燃气供应系统及方法，涉及地面试验领域，包括燃气发生器，燃气发生器连通有燃料路和氧化剂路，燃料路的另一端连接有燃料贮箱，氧化剂路的另一端连接有氧化剂贮箱；燃气发生器的出口连通燃气管路，燃气管路的外壁设置有环形的环带，环带与燃气管路的外壁之间形成环形腔室，环形腔室与燃气管路连通，环形腔室连接有二次补燃路和二次补氧路，二次补燃路用于向燃气管路补充燃料，二次补氧路用于向燃气管路补充氧化剂。安全可靠且适用于多种组件特性试验的宽范围可变混合比，可有效降低组件特性试验的设计成本和试验成本，并防止燃气生成装置工作在极端混合比，避免发生燃烧振荡。
-
公开(公告)号：CN117195388A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202310957363.3
申请日：2023-08-01
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/15 , F02K9/97 , G06F30/20 , G06F113/08 , G06F113/14 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及火箭发动机喷管及其设计方法，具体涉及一种大面积比低空满流的火箭发动机喷管及其设计方法，解决了现有的喷管在低空膨胀状态下会产生流动分离现象，危及喷管结构、影响火箭入轨精度，或者在模态转换过程中的性能难以预测，使火箭飞行控制困难的技术问题。本发明提供的火箭发动机喷管设计方法，在最大推力喷管型面的基础上，采用控制压力型面设计方法，通过寻找控制压力型面起始点及控制压力型面起始线、控制壁面压力分布、设计壁面单元点及其右行特征线、截取基础喷管段型面来保证喷管出口的壁面压力不低于分离临界压力，使喷管在低空状态下也处于满流状态，避免出现模态转换过程，从而保证喷管在获得高性能的同时，兼具较高的可靠性。
-
公开(公告)号：CN114837855A
公开(公告)日：2022-08-02
申请号：CN202210482800.6
申请日：2022-05-05
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明涉及一种泵压式液体火箭发动机涡轮性能标定系统及方法，所述方法为：在发动机系统上，增加与涡轮进气腔相连的涡轮吹风组件，用于驱动涡轮转动；在发动机氧泵和燃料泵后增加泵流量控制组件，用于对氧化剂泵、燃料泵之后排放流量的控制；控制发动机处于冷调状态下，在氧化剂贮箱和燃料贮箱中加注相应的介质，完成氧泵和燃料泵内介质过流充填或预冷充填；打开涡轮吹风组件，按照预设的涡轮吹除气体流量qmt，吹动涡轮转动，涡轮达到预设的转速n，测量得到涡轮静子前压力pt，涡轮静子前温度Tt。采用泵流量控制组件通过排放流量的控制，使得氧泵和燃料泵扬程达到预设值，测量得到泵出口压力pep和温度Tep。计算得到涡轮静子有效流通面积S和涡轮效率ηt。
-
公开(公告)号：CN114021253A
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN202111295236.9
申请日：2021-11-03
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及液体火箭发动机系统仿真，主要涉及液体火箭发动机动态特性仿真方法。本发明的目的是解决现有液体火箭发动机的动态特性仿真方法中缺乏能够涵盖各类组件模型传输需求的接口定义方式的技术问题，提供一种基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真方法。该方法采用模块化建模思想建模，对不同组件的模型进行切分，使得各组件具有各自独立的组件仿真模型，采用基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真接口定义，然后通过基于Modelica语言的接口将组件相连，由于接口的定义满足组件间物质和能量传输的需求，从而实现了液体火箭发动机动态特性仿真。
-
公开(公告)号：CN114021250A
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN202111294025.3
申请日：2021-11-03
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及液体火箭发动机系统仿真，主要涉及一种基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真介质库构建方法，其目的是解决现有液体火箭发动机动态仿真中缺少能够涵盖液体火箭发动机涉及的各类介质的介质库构建方法，仅需在参数面板选择介质，即可实现物性的一键导入的技术问题。该方法通过在动态仿真模型库中建立完备的介质库，涵盖液体火箭发动机涉及的各类介质，且仅需在参数面板选择介质，实现组件物性的一键导入，使得物性库与组件模型库剥离，实现了液体火箭发动机动态特性仿真，操作便捷省时，并可使仿真结果更加可靠，为后续的发动机方案改进和新型号研制提供参考。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118467979A
公开(公告)日：2024-08-09
申请号：CN202410916047.6
申请日：2024-07-09
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开一种发动机热力组件传热预测方法、装置及设备，涉及液体火箭发动机技术领域，以解决现有技术中无法对发动机热力组件的传热进行实时动态预测的问题。方法包括：从构建完成的发动机传热数字孪生平台中获取发动机热力组件在传热过程中的多个样本数据，样本数据中至少包括第一数量个气壁温节点；基于多个样本数据以及第一数量个的气壁温节点，得到第一矩阵；对第一矩阵进行数据预处理得到第一正交基矩阵；以多个样本数据作为输入，第一系数矩阵作为输出，对预设的网络模型进行模型训练，得到发动机热力组件的传热特征模型，利用该传热特征模型对发动机热力组件进行实时动态传热预测；实现了对发动机热力组件传热的实时动态预测。
-
公开(公告)号：CN113569419B
公开(公告)日：2023-08-08
申请号：CN202110880359.2
申请日：2021-08-02
Applicant: 西安航天动力研究所 , 苏州同元软控信息技术有限公司
IPC: G06F30/20 , G06T17/00 , G06F119/20
Abstract: 本发明涉及一种液体火箭发动机三维总装模型快速生成系统及方法，以解决液体火箭发动机总体布局阶段需手动构建三维总装模型和进行大量布局方案对比导致研发周期长，人力成本大的问题。该系统包括方案论证模块和三维总装快速布局模块；三维总装快速布局模块包括xml读取模块、三维总装模型生成模块和干涉检查模块。该方法步骤为：1、进行方案论证；2、生成三维结构信息xml文件；3、生成三维结构信息内存数据；4、生成组合件模型，选择出符合要求的骨架模型；5、自动组装生成三维总装模型；6、进行干涉检查；7、输出三维总装模型，若无输出，返回步骤1修改论证方案，直至输出三维总装模型。
-
公开(公告)号：CN114896780B
公开(公告)日：2023-04-11
申请号：CN202210482780.2
申请日：2022-05-05
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/02
Abstract: 本发明提供了一种惰性气体参与建压的液氧甲烷燃气发生器模型构建方法，包括：根据物料进出燃气发生器的流量，建立液甲烷、液氧、燃气及惰性气体的质量方程；建立燃气质量分数方程；根据燃气在混合气中的质量分数，建立混合气热值方程；建立惰性气体参与建压时燃气发生器内部压力方程；将建立的液甲烷、液氧、燃气及惰性气体的质量方程、燃气质量分数方程、混合气热值方程、以及燃气发生器内部压力方程进行组合，构建惰性气体参与建压的液氧甲烷燃气发生器模型。本发明技术方案可应用于相应工程问题，能够准确预测使用惰性气体强迫起动的液氧甲烷发动机起动阶段的发生器建压过程，辅助制定液氧甲烷发动机的起动方案，节省试验成本和时间。
-
公开(公告)号：CN114893325B
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202210453532.5
申请日：2022-04-27
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/60
Abstract: 一种利用氧化剂预压涡轮燃气的注气式蓄压器，包括氧化剂预压涡轮泵、单向阀、第一法兰、第二法兰、壳体、潜管、控制阀以及惯性孔；氧化剂预压涡轮泵安装在主管路中，壳体安装在主管路外，主管路与壳体通过惯性孔连通；潜管安装在壳体底部，控制阀安装在潜管上；氧化剂预压涡轮泵的气体通道上安装单向阀；所述主管路分别通过第一法兰和第二法兰与液氧输送管路相连，液氧输送管路内液体推进剂通过惯性孔进入壳体，并在壳体内形成自由液位和气体容腔。本发明的注气式蓄压器与氧化剂预压涡轮泵一体化集成，距氧主泵入口近，利于抑制POGO振动，同时可降低箭体对惰性气体的使用需求，避免惰性气体进入输送管路而对发动机性能造成影响。
-
公开(公告)号：CN114564810A
公开(公告)日：2022-05-31
申请号：CN202111616265.0
申请日：2021-12-27
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/28 , G06F17/12 , G06F17/13 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种模型构建方法，具体涉及基于Modelica的常温推进剂充填管路模型构建方法；解决现有常温推进剂充填管路的计算方法无法考虑气体压缩性的影响，不能满足液体火箭发动机起动过程动态仿真准确性的技术问题。该基于Modelica的常温推进剂充填管路模型构建方法，包括根据液体火箭动力系统中的真实充填物理过程和Modelica建模规范，确定状态变量和关键参数，建立连接器，构建概念模型，将管路沿流向平均分为N段网格，构建空间偏导处理模块，将连接器、空间偏导处理模块及控制方程模块组合成为仿真模型；采用常温推进剂仿真模型进行验证，并记录验证数据；将仿真模型的验证数据与相应实验数据进行对比，根据对比结果对仿真模型进行修正与校核。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
29
records
(took 0.028 seconds)
