公开(公告)号：CN112453610A

公开(公告)日：2021-03-09

申请号：CN202011104367.X

申请日：2020-10-15

Applicant: 北京航天动力研究所

Inventor： 刘士杰 ,  梁国柱 ,  康红雷 ,  李子亮 ,  庞红丽 ,  刘继超 ,  叶莺樱

IPC: B23H9/10 ,  B23H11/00

Abstract: 一种小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的电火花加工方法，包括叶片模型特性分析、疲劳试样图纸设计、加工电极设计、电火花加工方法、叶片试样表面观测与深处理。试样加工完成后，结合有限元软件进行叶片变形行为计算分析，得到考核部位的应力应变状态，以此指导疲劳验证实验，用于航天冲击式涡轮叶片的可重复使用性相关的特性研究。本发明直接成型叶片试样，从根本上保证了试样设计要求和加工质量。加工工具制造渠道广泛，加工成本和试样加工数量方便控制。有限元计算分析和疲劳试样表面微结构观测保证了疲劳实验结果的可信性。在很大程度上克服了小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样设计加工的困难。

公开(公告)号：CN108304684A

公开(公告)日：2018-07-20

申请号：CN201810238237.1

申请日：2018-03-22

Applicant: 北京航天动力研究所

Inventor： 李子亮 ,  薛薇 ,  吴瑾清 ,  胡慧 ,  武小平 ,  刘业奎

IPC: G06F17/50

Abstract: 本发明一种火箭发动机尾喷射流仿真方法及系统。(1)建立与火箭发动机喷管相同尺寸的三维几何模型；(2)对三维几何模型进行网格划分并加密，确定边界条件；(3)建立计算模型，确保尾喷射流过程满足粘性纳维-斯托克斯方程；(4)采用计算模型对火箭发动机尾喷射流模型进行迭代求解，完成火箭发动机尾喷射流的仿真过程。本发明采用温度修正的SST k-ω湍流模型计算火箭发动机尾喷射流，弥补了现有湍流模型无法准确预测大温度梯度下超音速可压缩射流的缺陷，仿真结果的准确性显著提高，仿真结果与实验结果误差缩小至1％。

公开(公告)号：CN112453610B

公开(公告)日：2022-04-22

申请号：CN202011104367.X

申请日：2020-10-15

Applicant: 北京航天动力研究所

Inventor： 刘士杰 ,  梁国柱 ,  康红雷 ,  李子亮 ,  庞红丽 ,  刘继超 ,  叶莺樱

IPC: B23H9/10 ,  B23H11/00

Abstract: 一种小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样的电火花加工方法，包括叶片模型特性分析、疲劳试样图纸设计、加工电极设计、电火花加工方法、叶片试样表面观测与深处理。试样加工完成后，结合有限元软件进行叶片变形行为计算分析，得到考核部位的应力应变状态，以此指导疲劳验证实验，用于航天冲击式涡轮叶片的可重复使用性相关的特性研究。本发明直接成型叶片试样，从根本上保证了试样设计要求和加工质量。加工工具制造渠道广泛，加工成本和试样加工数量方便控制。有限元计算分析和疲劳试样表面微结构观测保证了疲劳实验结果的可信性。在很大程度上克服了小尺寸航天冲击式涡轮叶片疲劳试样设计加工的困难。

公开(公告)号：CN108304684B

公开(公告)日：2021-06-11

申请号：CN201810238237.1

申请日：2018-03-22

Applicant: 北京航天动力研究所

Inventor： 李子亮 ,  薛薇 ,  吴瑾清 ,  胡慧 ,  武小平 ,  刘业奎

IPC: G06F30/17 ,  G06F30/15 ,  G06F30/23 ,  G06F111/10 ,  G06F119/08

Abstract: 本发明一种火箭发动机尾喷射流仿真方法及系统。(1)建立与火箭发动机喷管相同尺寸的三维几何模型；(2)对三维几何模型进行网格划分并加密，确定边界条件；(3)建立计算模型，确保尾喷射流过程满足粘性纳维‑斯托克斯方程；(4)采用计算模型对火箭发动机尾喷射流模型进行迭代求解，完成火箭发动机尾喷射流的仿真过程。本发明采用温度修正的SST k‑ω湍流模型计算火箭发动机尾喷射流，弥补了现有湍流模型无法准确预测大温度梯度下超音速可压缩射流的缺陷，仿真结果的准确性显著提高，仿真结果与实验结果误差缩小至1％。

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。