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公开(公告)号：CN117910303A
公开(公告)日：2024-04-19
申请号：CN202311846351.X
申请日：2023-12-29
申请人： 北京天兵科技有限公司
IPC分类号： G06F30/23 , G06T17/20 , G06F30/28 , G06F30/15 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F111/10 , G06F119/08
摘要： 本发明实施例提供一种超声速飞行器飞行中舱内泄压瞬态仿真分析方法和装置，方法包括：根据飞行器模型在有限元软件中构建仿真模型；将飞行弹道参数加载到有限元软件中，基于仿真模型在有限元软件中仿真，得到飞行弹道参数对应的仿真结果数据；根据飞行弹道参数对应的仿真结果数据，判断飞行器模型的各舱段的泄压口参数是否满足设计要求；如果飞行器模型的各舱段的泄压口参数不满足设计要求，则调整飞行器模型的各舱段的泄压口参数，并返回到根据飞行器模型在有限元软件中构建仿真模型的步骤执行；如果飞行器模型的各舱段的泄压口参数满足设计要求，则输出仿真结果数据，并将满足设计要求的飞行器模型的各舱段的泄压口参数作为飞行器设计参数。
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公开(公告)号：CN117910381A
公开(公告)日：2024-04-19
申请号：CN202311844996.X
申请日：2023-12-29
申请人： 北京天兵科技有限公司
IPC分类号： G06F30/28 , G06F30/27 , G06F30/17 , G06T17/20 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F111/10
摘要： 本发明提供一种稀薄气体环境下上面级发动机喷流与热控方案的联合仿真设计方法和装置，该方法包括：对上面级的热环境条件进行仿真分析以确定热控方案；获取上面级热控仿真模型，对该模型进行网格划分；根据弹道参数、发动机喷流参数、上面级工作时间和热控方案对上面级热控仿真模型进行仿真计算获得仿真计算结果，根据上面级的周围流体材料的性质对计算结果进行仿真分析，获得仿真分析结果；判断仿真分析结果是否满足设计要求，如果仿真设计结果不满足设计要求，重新设计热控方案的类型和热控方案的材料并赋值给上面级热控仿真模型重新进行仿真计算。本发明实施例在稀薄大气环境条件下，联合对热环境、热控方案进行仿真分析，设计出满足要求的热控方案。
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公开(公告)号：CN117669063A
公开(公告)日：2024-03-08
申请号：CN202311864580.4
申请日：2023-12-29
申请人： 北京天兵科技有限公司
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14 , G06F119/08
摘要： 本发明提供一种发动机喷流与分流导流槽导流的耦合设计方法和装置，该耦合设计方法包括：构建火箭、发射台与分流导流槽的仿真模型，并对仿真模型进行网格划分；根据火箭的发动机喷流参数对仿真模型进行仿真计算，获得仿真模型中每一个网格的温度、压力和速度；加载周围流体材料参数仿真计算结果进行仿真分析，根据仿真分析结果确定火箭、分流导流槽和发射台的热环境数据；当判断火箭、分流导流槽和发射台的热环境数据不满足要求时，则重新设计分流导流槽关键参数进行仿真计算。本发明实施例可准确预测发动机底部热环境及时对燃气喷流进行导流，对分流导流槽型面开展优化设计，提高火箭发射的成功率。
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公开(公告)号：CN117910382A
公开(公告)日：2024-04-19
申请号：CN202311844998.9
申请日：2023-12-29
申请人： 北京天兵科技有限公司
IPC分类号： G06F30/28 , G06F30/17 , G06T17/20 , F02K9/00 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F111/10
摘要： 本发明提供一种发动机导流槽导流与喷水降温的耦合设计方法和装置，该方法包括：获取火箭与导流槽的仿真模型，并对仿真模型进行网格划分；根据火箭燃气喷流参数和预设的导流槽喷水参数对仿真模型进行仿真计算得到每一个网格上的压力，温度和速度，加载周围流体材料参数对仿真计算结果进行仿真分析，根据仿真分析结果确定火箭和导流槽的热环境数据，判断火箭和导流槽的热环境数据是否满足设计要求，如果不满足则重新设计导流槽喷水参数，并赋值给仿真模型重新进行仿真计算。本发明实施例可以准确的预测发动机底部热环境，以及对导流槽进行喷水降温以及时对燃气喷流进行导流和有效降低导流槽表面热流的效果，提高火箭发射的成功率。
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公开(公告)号：CN117875116A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202311824440.4
申请日：2023-12-27
申请人： 北京天兵科技有限公司
IPC分类号： G06F30/23 , G06F30/28 , G06F30/15 , G16C60/00 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F113/28 , G06F119/08 , G06F119/12
摘要： 本发明实施例提供一种全弹道气动流固耦合非定常热流结构温度仿真方法和装置，所述方法包括：根据预设飞行器模型在有限元软件中构建仿真模型；所述仿真模型用于在有限元软件中进行仿真；针对至少一组飞行弹道参数中的每组飞行弹道参数，基于所述仿真模型在有限元软件中进行仿真，得到所述飞行弹道参数对应的飞行器结构材料参数和仿真结果数据；比较所有组的飞行弹道参数对应的仿真结果数据，选出工况最恶劣的仿真结果数据对应的飞行弹道参数，将选出的飞行弹道参数对应的飞行器结构材料参数作为飞行器的设计参数。
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公开(公告)号：CN221993028U
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202323634705.2
申请日：2023-12-29
申请人： 北京天兵科技有限公司
IPC分类号： G01M99/00
摘要： 本实用新型提供了一种用于液体运载火箭安控自毁装置的试验工装，自毁装置的主体结构为圆柱体，所述自毁装置的头部设有引爆器，包括：底座；挡板，所述挡板设置在所述底座上并与所述底座垂直连接；支架，设在所述挡板的一侧，所述支架的高度低于所述挡板的高度，所述支架为多个，多个所述支架垂直设在所述底座上；卡紧装置，所述卡紧装置活动设在所述支架上。本试验工装拆装便捷，结构稳定，生产成本低。
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