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公开(公告)号：CN117952023B
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202410349801.2
申请日：2024-03-26
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G06F30/27 , G06F30/15 , G06N3/006 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种固体姿轨控发动机流量分段调节燃气阀阀杆型面设计方法，包括如下步骤：以喷管喉部上游过渡圆弧半径、收敛半角以及等效喉部面积曲线平滑次数为设计变量，以最小化目标等效喉部面积曲线，与等效喉部面积曲线设计值的均方根误差为目标函数，优化得到最优的喷管喉部上游过渡圆弧半径、收敛半角以及等效喉部面积曲线平滑次数；再基于最优的喷管喉部上游过渡圆弧半径、收敛半角以及等效喉部面积曲线平滑次数，得到最终的阀杆型面曲线与等效喉部面积曲线设计值并输出。本发明应用于固体姿轨控发动机设计领域，能够面向任意流量调节需求，显著提高设计结果与需求的吻合度，保证设计结果对任意需求的通用性。
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公开(公告)号：CN117952024A
公开(公告)日：2024-04-30
申请号：CN202410350010.1
申请日：2024-03-26
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G06F30/27
摘要： 本发明涉及异构数据融合的固体发动机先验模型构建方法及应用，方法包括：将多个源域已有的异构发动机数据设计变量和关于任务需求的元参数进行分组；建立以所述元参数和所述异构发动机数据设计变量中设计变量参数为输入的响应模型，并基于响应模型计算出高维模型表征的展开点的响应；选取元参数组和多个设计变量组中的任一个作为目标变量组，并为每一个目标变量组构建高维模型表征中的一阶模型；为每两个目标变量组构建高维模型表征中的二阶模型，以用于表征两个目标变量组之间的关系；基于响应模型输出的响应、一阶模型和二阶模型获得针对元参数和异构发动机数据设计变量中所有参数的预测模型。
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公开(公告)号：CN117933104A
公开(公告)日：2024-04-26
申请号：CN202410342408.0
申请日：2024-03-25
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本申请涉及一种固体姿轨控发动机燃气调节阀压强修正方法，首先获取训练数据集与测试数据集，训练数据集包括仿真数据、第一实验数据以及增强数据，测试数据集包括第二实验数据；其中，通过对第一实验数据依次进行归一化处理、降采样处理以及输入CWGAN‑GP‑T模型进行训练，生成增强数据；然后通过训练数据集对构建的压强预测预训练模型进行训练，得到训练好的压强预测模型；通过训练好的压强预测模型对监测点的压强数据进行预测，得到预测结果；最后根据预测结果对固体火箭发动机燃气调节阀进行高精度的压强修正，从而提升固体火箭发动机燃气调节阀仿真建模的效率和准确性。
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公开(公告)号：CN117077293A
公开(公告)日：2023-11-17
申请号：CN202311310459.7
申请日：2023-10-11
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明公开了一种固体火箭发动机多学科耦合性能仿真方法及系统，该方法包括：将装药外轮廓与装药内型面间的区域作为装药区域，并离散为网格；生成全计算域的符号距离场函数，初始化燃烧室壳体厚度与绝热层厚度；计算发动机的压强分布及绝热层的暴露标识；更新燃烧室壳体厚度、绝热层厚度、燃烧室壳体内轮廓以及装药外轮廓；判断是否达到迭代终止条件：若是则完成固体火箭发动机的多学科耦合性能仿真；否则更新符号距离场函数后继续迭代。本发明属于发动机设计领域，建立了壳体厚度和绝热层厚度逐次更新的方法，提升了仿真效率，能够为固体发动机设计提供更加准确、快速的仿真模型，显著提高固体火箭发动机仿真效率和性能挖潜。
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公开(公告)号：CN116738583B
公开(公告)日：2023-10-31
申请号：CN202311029449.6
申请日：2023-08-16
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明公开了一种固体火箭发动机装药构型约束设计方法，包括：对设计变量进行实验设计，得到初始的样本点，并将最优的若干个体存储至精英档案；构建代理模型；根据当前精英档案中各样本点的可行性确定采样准则，并搜索一个满足采样准则的新样本点，并迭代更新代理模型与精英档案。本发明应用于构型设计技术领域，以代理模型技术为基础，基于非精确搜索的高效三阶段约束采样技术，通过引入精英档案平衡目标的可行性与最优性，能够在确保优化效率的同时定位模型的全局可行最优点，从而显著提高固体火箭发动机装药构型设计效率，有效解决固体火箭发动机装药构型设计寻优效率低下且约束条件难以处理的问题。
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公开(公告)号：CN116702334B
公开(公告)日：2023-10-20
申请号：CN202310974346.0
申请日：2023-08-04
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明涉及一种用于固体发动机总体设计案例的稀疏化存储方法，包括：S1.针对所有的设计案例采用径向基方法构建预测代理模型，并获取预测代理模型针对所有设计案例的初始误差值；S2.获取设计案例中的最优设计案例；S3.保留最优设计案例，并采用增强随机进化算法进行实验设计，获取关于所有设计案例的中心点；S4.根据均匀分布的中心点对所有设计案例进行聚类处理，获取多个样本类；其中，样本类包含至少一个设计案例；S5.按照设计案例的数量，将样本类按照设计案例由多至寡的方式排序；S6.按照步骤S5的排列顺序对样本类进行冗余案例的剔除，获得稀疏化后的设计案例。本发明实现了固体发动机总体设计案例稀疏化存储。
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公开(公告)号：CN116776748A
公开(公告)日：2023-09-19
申请号：CN202311045973.2
申请日：2023-08-18
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G06F30/27 , G06F18/22 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种喉栓式变推力发动机喉栓喷管构型设计知识迁移优化方法，包括：基于相似性度量选取源任务，并构建低精度模型，基于高精度样本点与低精度模型的预测误差构建误差模型，得到多精度预测模型；搜索多精度预测模型当前最优的高精度样本点，并判断多精度预测模型是否收敛：若是，则将历史最优的高精度样本点作为设计结果并输出；否则，将高精度样本点纳入误差模型，并更新误差模型与多精度预测模型后继续搜索。本发明应用于发动机设计技术领域，通过从源任务中转移知识，有效优化初期对设计空间的探索，优化速度快、寻优能力强、节约了大量的时间成本，具有更高的效率和性能，能有效满足发动机推力性能优化的需求。
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公开(公告)号：CN114810426B
公开(公告)日：2023-06-27
申请号：CN202210447147.X
申请日：2022-04-26
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： F02K9/72
摘要： 本发明公开了一种双级进水旋流燃烧室及燃烧组织方法，包括双级进水旋流器与燃烧室主体，双级进水旋流器上设有若干一级旋流进水通道与二级旋流进水通道，各一级旋流进水通道以相同的径向夹角分布在双级进水旋流器上，各二级旋流进水通道以相同的径向夹角分布在双级进水旋流器上，两级旋流进水通道的旋向相反。本发明应用于稳燃技术领域，通过在旋流水蒸气离心力的作用下在轴向形成负压力梯度，在燃烧室本体内形成中心回流区，燃料与水蒸气掺混后进入中心回流区内燃烧，实现燃料与冲压水流的高效稳定燃烧，实现了粉末燃料与冲压水流高效掺混且稳定燃烧，解决了水下高速巡航工况下，粉末燃料与冲压水流点火启动困难且难以实现稳定高效燃烧等问题。
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公开(公告)号：CN114372373A
公开(公告)日：2022-04-19
申请号：CN202210032542.1
申请日：2022-01-12
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G06F30/20 , G06F30/15 , G06F111/06
摘要： 本发明涉及发动机设计领域，公开了一种变推力固体发动机总体参数多目标优化设计方法，本发明基于拉丁超立方试验设计在设计空间内生成均匀分布的初始样本点，基于变推力发动机多学科仿真模型计算样本点所对应设计方案的发动机质量比及推力调节比，基于已有数据为每一目标函数建立代理模型，并基于序列采样准则逐步增加样本点并更新代理模型，直至真实模型用次数达到给定最大阈值，实现了变推力固体发动机更加高效、合理的总体优化设计。
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公开(公告)号：CN114154354B
公开(公告)日：2022-04-15
申请号：CN202210117227.9
申请日：2022-02-08
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本申请涉及一种固体火箭发动机通用燃面计算方法。所述方法包括:读取初始装药构型的燃烧面和包覆面，建立网格节点到初始燃面和包覆面的最小符号距离函数场，并进行修正，得到满足燃面计算需求的场和场，针对不同计算方式的叠加实现装药剩余体积的计算，根据体积微分进行燃面计算，实现装药构型的通用定义和不依赖于燃面推移过程拓扑结构变化的燃面快速计算；通过初始燃面和包覆面三角面元的有序化组织，提高符号距离函数求解效率，兼具实体造型法对装药构型定义方式的通用性和快速最小距离函数法求解燃面推移过程的高效性和通用性，满足任意构型燃面推移过程快速计算需求，为固体发动机设计和研制提供高效、通用的燃面推移过程快速仿真手段。
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