公开(公告)号：CN117113864A

公开(公告)日：2023-11-24

申请号：CN202310920385.2

申请日：2023-07-25

Applicant: 北京航天动力研究所

Inventor： 李子亮 ,  杜宁 ,  曲直 ,  刘士杰 ,  马志瑜 ,  刘阳旻

IPC: G06F30/28 ,  G06F30/23 ,  G06F113/08 ,  G06F119/14 ,  G06F111/10

Abstract: 本发明涉及一种火箭发动机过膨胀喷管侧向力确定方法、系统及设备，包括建立与火箭发动机喷管相同尺寸的三维几何模型和外场流体域；对三维几何模型和外场流体域进行网格划分，确定边界条件；建立并修正满足粘性纳维‑斯托克斯方程的SST k‑ω湍流模型，到计算模型；基于确定的边界条件采用计算模型对火箭发动机过膨胀喷管流场进行瞬态迭代求解，通过对瞬时壁面压力积分，完成火箭发动机过膨胀喷管侧向力计算。本发明弥补了现有湍流模型的理论缺陷，解决了现有湍流模型无法准确预测过膨胀喷管内燃气分离流动与侧向力的难题，计算结果的准确性显著提高。

公开(公告)号：CN119267955A

公开(公告)日：2025-01-07

申请号：CN202411454532.2

申请日：2024-10-17

Applicant: 北京航天动力研究所

Inventor： 王希杰 ,  杨进慧 ,  王朝晖 ,  王晓丽 ,  田原 ,  马志瑜 ,  杜宁 ,  曾鼎 ,  王仙 ,  杨继东 ,  张强 ,  曲直 ,  石珊珊

IPC: F23R3/28 ,  F23R3/58

Abstract: 本发明公开了一种排放冷却点火器出口火焰补燃装置，该装置上端为带有喷注孔的锥体，排放冷却点火器喷出的中心高温燃气经锥体强制导流向四周流动，与外层的冷却燃料初步掺混后，共同经由锥体上的喷注孔向下游流动，喷注孔对称分布，从喷注孔流出的混合气在锥腔内互击掺混，实现充分补燃；装置中端设置异径凹腔，混合气流出锥腔后，进入异径凹腔，在凹腔内产生涡流，充分降低混合气流速；装置下端为出流口，补燃后的燃气在此处节流后流出点火器。本发明设计的补燃装置能够使点火器中心高温燃气与冷却燃料充分补燃，提高点火器出口火焰的能量，增强点火器出口火焰稳定性，从而提高点火器点燃火箭发动机的可靠性。

公开(公告)号：CN117629786A

公开(公告)日：2024-03-01

申请号：CN202311366863.6

申请日：2023-10-20

Applicant: 北京航天动力研究所

Inventor： 刘士杰 ,  黄文昊 ,  马佳媚 ,  连军伟 ,  梁国柱 ,  叶莺樱 ,  曲直

IPC: G01N3/32 ,  G01N3/02 ,  G01M13/00

Abstract: 本发明涉及一种氢氧燃烧热环境试验装置及方法，包括装置主体、凹形挡板、凸形挡板、燃烧室连接装置、两个尾部连接件、两个尾部固定挡板、两个预紧螺栓、叶片试件；凸形挡板插入装置主体上端开口，凹形挡板插入装置主体下端开口，凸形挡板、凹形挡板之间的空隙形成试验流道；叶片试件从装置主体中心穿过且位于试验流道最低处，轴向与试验流道方向垂直；叶片试件两端设有螺纹孔，预紧螺栓从尾部固定挡板穿入，并旋入叶片试件的螺纹孔施加预紧力，模拟试验过程中的叶片离心载荷。本发明解决了在高温高压氢氧热燃气环境下安全可靠性地对航天涡轮叶片施加机械载荷的问题。