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公开(公告)号：CN118427961A
公开(公告)日：2024-08-02
申请号：CN202410378727.7
申请日：2024-03-29
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开燃气发生器的燃烧仿真分析方法、装置和计算机存储介质，涉及火箭发动机技术领域，以解决燃气发生器在进行燃烧仿真时的仿真精度低的问题。燃气发生器的燃烧仿真分析方法包括：获取燃气发生器燃烧过程对应的燃烧条件，燃烧条件包括推进剂组合、预先划分的燃烧中心区以及预设的第一混合比，第一混合比为推进剂组合中的氧化剂与燃料在燃烧中心区的流量之比，确定第一混合比下的燃烧产物参数中的燃气组分以及燃气组分中每种组分的含量，进而采用化学反应方程式，确定与第一混合比对应的目标燃烧化学反应方程，最后基于目标燃烧化学反应方程和预设的燃烧控制模型，进行燃气发生器的燃烧仿真数值模拟。
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公开(公告)号：CN116380967A
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202310307081.9
申请日：2023-03-27
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开一种热防护材料测试系统，涉及液体火箭发动机组件测试试验技术领域，以解决现有热防护材料测试系统无法提供分布均匀，范围较宽的热环境条件，且无法集中测试不同热防护方案对应的热防护材料在不同的热环境下的热防护性能，试验时间长的问题。包括：试验平台，石墨加热器，试验模拟件；石墨加热器在接通电流时产生热流密度满足预设阈值的热流，形成热源辐射表面，模拟试验的热环境；试验模拟件活动安装在所述试验平台上，试验模拟件在所述试验平台的试验位置进行热防护材料的热防护性能测试试验。本发明提供的热防护材料测试系统用于为热防护材料测试试验提供较宽范围的热环境条件。
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公开(公告)号：CN115964804A
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202211679551.6
申请日：2022-12-26
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/08 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开了一种液体火箭发动机组件固体壁面辐射热流数值模拟方法，包括：建立分析对象的三维几何模型；建立三维几何模型对应的仿真几何模型；对仿真几何模型进行热分析网格划分，并对划分后的网格进行参数配置；设置各网格节点的射线数和射线截断分数；根据设置的各网格节点的射线数和射线截断分数，计算得到网格节点间的无量纲辐射传递因子；根据网格节点间的无量纲辐射传递因子，计算得到热源投射到受热体表面的辐射热流密度。本发明解决了发动机高温固体壁面对其它组件的辐射热流计算难题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117052564A
公开(公告)日：2023-11-14
申请号：CN202311114447.7
申请日：2023-08-31
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及液体火箭发动机再生冷却喷管，为解决现有喷管尾缘的“非冷却段”需要承受本机及相邻发动机产生的辐射和热载荷，造成局部温度过高，导致再生冷却剂泄露，冷却系统失效等问题，而提出一种液体火箭发动机再生冷却喷管尾缘冷却装置及其制作方法，包括喷管内侧板、喷管尾缘板和喷管外侧板，喷管内侧板的外壁上设置有多个矩形长肋片和矩形短肋片；矩形长肋片和矩形短肋片均为直肋，相邻的矩形长肋片和矩形短肋片之间形成用于流通推进剂的冷却通道，喷管内侧板延伸段沿矩形长肋片的端头进行翻边形成喷管尾缘板和喷管外侧板；喷管尾缘板的内壁与矩形长肋片的端头贴合连接，并与矩形短肋片的端头之间形成用于推进剂掉转流动方向的冷却通道弯头。
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公开(公告)号：CN119534536A
公开(公告)日：2025-02-28
申请号：CN202411742435.3
申请日：2024-11-29
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种火箭发动机配件，具体涉及一种涡轮泵隔离腔换热系数测试装置及热状态分析方法，目的是解决现有涡轮泵隔离腔难以通过试验的方法获得其内部结构热状态的问题。本发明包括依次连接的燃料腔模拟件、隔离腔模拟件和氧化剂腔模拟件；燃料腔模拟件为第一圆环腔，氧化剂腔模拟件为第三圆环腔，隔离腔模拟件为大端与第二圆环腔一端连接的圆台，圆台的小端与第一圆环腔的一端连接，第二圆环腔的另一端与第三圆环腔的一端连接；第一圆环腔的另一端设置有第一圆环板，第三圆环腔的另一端设置有第三圆环板；第一圆环腔和圆台之间、第二圆环腔和第三圆环腔之间均设置有隔离圆环板。
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公开(公告)号：CN119249703A
公开(公告)日：2025-01-03
申请号：CN202411258470.8
申请日：2024-09-09
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F17/12 , G06F17/11 , G06F113/08 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开一种液体燃料雾化燃烧的耦合计算方法、装置、设备及介质，应用于液体燃料的雾化燃烧领域，所述液体燃料雾化燃烧的耦合计算方法，包括：根据非结构网格单元两侧的边界面积均值和非结构网格单元的面积，对所述非结构网格单元的长度进行等效处理，得到所述非结构网格单元的等效长度；通过气液两相流动方程组，确定液态燃料雾化燃烧时的气相体积分数和组分质量分数；根据所述气相体积分数和所述等效长度，确定液体燃料雾化燃烧过程中的液体蒸发速率；以及，根据所述组分质量分数，确定液体燃料雾化燃烧过程中的燃烧速率。该方法能够准确的求解液体燃料雾化燃烧过程。
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公开(公告)号：CN117073433A
公开(公告)日：2023-11-17
申请号：CN202310881856.3
申请日：2023-07-18
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于金属空间点阵的相变热控元件及其制备方法，涉及火箭发动机热控技术领域，用于提供一种具有强化传热能力和增强结构承载能力的技术方案。基于金属空间点阵的相变热控元件，包括：相变材料支撑结构以及灌注到相变材料支撑结构中的相变热控结构；相变材料支撑结构具有空间点阵结构。获取相变材料支撑结构的加工信息；其中，加工信息包括将相变材料支撑结构进行切片形成的多个2D切片层数据；依次按照相变材料支撑结构从底部至顶部的2D切片层数据，利用选择性激光熔化成形技术进行相变材料支撑结构的加工，得到相变材料支撑结构；在相变材料支撑结构中灌注相变热控材料，封装后，得到基于金属空间点阵的相变热控元件。
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公开(公告)号：CN113217949A
公开(公告)日：2021-08-06
申请号：CN202110552219.2
申请日：2021-05-20
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种燃烧室发散冷却结构及冲压发动机燃烧室，包括采用耐高温疏松材料制作的火焰筒，燃烧室外壳体以及火焰筒之间形成的环形夹缝用于从燃烧室入口气流中取部分空气作为冷却气；冷却气沿着燃烧室的轴向在环形夹缝流动，与火焰筒外侧壁面对流换热，同时在压差作用下，环形夹缝内冷却气经火焰筒壁面的发散冷却孔进入火焰筒内，与火焰筒内实现径向换热，并且在火焰筒内侧壁形成连续的保护气膜。该冷却结构一方面降低了需要的冷却空气量，提高了发动机比冲和推力性能，另一方面降低燃烧室热防护结构质量，提升飞行器的载荷质量或增大航程。
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