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公开(公告)号：CN109506831B
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN201811353091.1
申请日：2018-11-14
申请人： 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G01L23/00
摘要： 本发明一种火箭起飞底阻检测装置，包括模拟箭体(1)、发动机(2)、气动阻力测试装置(3)、吊装设备(4)；所述模拟箭体(1)包括从上往下依次连接的头罩(11)、箭体外壳(12)、火箭底裙(13)，头罩(11)下部与箭体外壳(12)上部连接，模拟箭体外壳(12)下部与火箭底裙(13)上部连接，模拟箭体(1)包覆模拟发动机(2)；所述气动阻力测试装置(3)包括第一测力装置(31)、第二测力装置(32)，第一测力装置固定于模拟发动机顶部；第二套测力装置固定于模拟头罩与模拟箭体外壳连接处；所述吊装设备(4)下端与模拟发动机(2)固定，上端穿过头罩中心，将整个模拟箭体一起吊装于顶壁(31)，模拟箭体(1)可沿吊装设备(4)自由滑动一定距离。
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公开(公告)号：CN109506831A
公开(公告)日：2019-03-22
申请号：CN201811353091.1
申请日：2018-11-14
申请人： 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G01L23/00
摘要： 本发明一种火箭起飞底阻检测装置，包括模拟箭体(1)、发动机(2)、气动阻力测试装置(3)、吊装设备(4)；所述模拟箭体(1)包括从上往下依次连接的头罩(11)、箭体外壳(12)、火箭底裙(13)，头罩(11)下部与箭体外壳(12)上部连接，模拟箭体外壳(12)下部与火箭底裙(13)上部连接，模拟箭体(1)包覆模拟发动机(2)；所述气动阻力测试装置(3)包括第一测力装置(31)、第二测力装置(32)，第一测力装置固定于模拟发动机顶部；第二套测力装置固定于模拟头罩与模拟箭体外壳连接处；所述吊装设备(4)下端与模拟发动机(2)固定，上端穿过头罩中心，将整个模拟箭体一起吊装于顶壁(31)，模拟箭体(1)可沿吊装设备(4)自由滑动一定距离。
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公开(公告)号：CN107421710A
公开(公告)日：2017-12-01
申请号：CN201710593743.8
申请日：2017-07-20
申请人： 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明公开了一种火箭发射燃气流冲击模拟试验装置，该装置包括试验台板、试验架、测试板、锥形头导向杆、发动机以及固定支架，所述试验台板的上表面开有条形的滑槽，所述试验架的底端置于所述滑槽中，所述试验台板和所述试验架通过螺栓固定连接，所述测试板固定于所述试验架上，所述锥形头导向杆具有锥形头前端以及平头末端，所述锥形头前端抵触所述测试板的外侧面，所述平头末端与所述发动机的喷口连接，所述测试板的内侧面固定连接传感器，所述发动机固定于固定支架上。本发明涉及的火箭发射燃气流冲击模拟试验装置具有生产周期短、测试时间短、结构简单、成本较低等突出优点。
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公开(公告)号：CN109858150B
公开(公告)日：2023-02-03
申请号：CN201910094877.4
申请日：2019-01-31
申请人： 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
摘要： 本发明公开了一种复杂发射技术条件的燃气流场网格模型生成方法，首先对火箭及发射系统实体结构模型进行简化，得到流场计算模型；然后以火箭待发射状态喷口中心为参考中心，以喷口直径为参考尺度对发射燃气流场计算域进行分区划分；接着继续以喷口直径为参考尺度生成燃气流冲击扰动区域面网格及燃气流场外围面网格，以喷口直径为参考尺度生成子区域体网格；最后对网格质量、分辨率和规模进行评估。本发明方法在保证足够的网格分辨率条件下，有效控制了网格质量、数量，节约了计算资源，提高了计算效率。
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公开(公告)号：CN108917471A
公开(公告)日：2018-11-30
申请号：CN201810697646.8
申请日：2018-06-29
申请人： 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： F41F3/04
摘要： 一种内外冷却相结合的发射平台，发射平台台体上设置有支承框以及用于燃气流排导燃气的导流孔，支承框加工成相互贯通的中空结构，形成内置流道，所述内置流道作为冷却水流道和供水通道；支承框上表面以及面向导流孔的侧壁上开设有与所述内置流道连通的喷水孔阵列。本发明既提高了对发射台本体结构的热防护能力，也降低了系统之间的安装复杂程度。同时结合外表面喷水冷却方式，充分实现了发射平台的内外冷却。
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公开(公告)号：CN108917471B
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN201810697646.8
申请日：2018-06-29
申请人： 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： F41F3/04
摘要： 一种内外冷却相结合的发射平台，发射平台台体上设置有支承框以及用于燃气流排导燃气的导流孔，支承框加工成相互贯通的中空结构，形成内置流道，所述内置流道作为冷却水流道和供水通道；支承框上表面以及面向导流孔的侧壁上开设有与所述内置流道连通的喷水孔阵列。本发明既提高了对发射台本体结构的热防护能力，也降低了系统之间的安装复杂程度。同时结合外表面喷水冷却方式，充分实现了发射平台的内外冷却。
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公开(公告)号：CN108580076A
公开(公告)日：2018-09-28
申请号：CN201810403859.5
申请日：2018-04-28
申请人： 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： B05B7/04
摘要： 本发明公开了一种内雾化喷嘴及使用该内雾化喷嘴的内雾化喷头，该内雾化喷嘴包括喷嘴本体，该喷嘴本体上设有气流通道和液体通道，气流通道与液体通道呈夹角布置，且气流通道与液体通道在内雾化喷嘴内部相交，液体通道内的液体被气流通道中的气流雾化后向外喷出。本发明待雾化液体介质在喷头内部实现雾化，能够有效减少雾化喷头外部污染对雾化效果的影响。
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公开(公告)号：CN107368626A
公开(公告)日：2017-11-21
申请号：CN201710462680.2
申请日：2017-06-19
申请人： 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F17/50
摘要： 本发明公开了一种确定火箭发射燃气流场边界条件封闭的方法，该方法包括如下步骤：步骤1，获取火箭发动机的参数；步骤2，确定推力系数和流量系数的范围；步骤3，利用膨胀比确定压力比随比热比的变化规律；步骤4，利用推力系数确定压力比随比热比的变化规律；步骤5，确定比热比和压力比；步骤6，确定燃气总温；步骤7，判断发动机推力和发动机流量是否符合边界条件封闭，如果满足，则执行步骤8；否则重新确定比热比、压力比及燃气总温；步骤8，确定物性参数。本发明创新地提供了一种保证发射燃气动力学三维仿真进口边界参数和物性参数符合封闭性的方法，从而极大地降低了仿真结果与试验结果之间的误差，提高仿真结果的真实性和可靠性。
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公开(公告)号：CN107368626B
公开(公告)日：2020-08-07
申请号：CN201710462680.2
申请日：2017-06-19
申请人： 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： G06F30/20 , G06F111/10
摘要： 本发明公开了一种确定火箭发射燃气流场边界条件封闭的方法，该方法包括如下步骤：步骤1，获取火箭发动机的参数；步骤2，确定推力系数和流量系数的范围；步骤3，利用膨胀比确定压力比随比热比的变化规律；步骤4，利用推力系数确定压力比随比热比的变化规律；步骤5，确定比热比和压力比；步骤6，确定燃气总温；步骤7，判断发动机推力和发动机流量是否符合边界条件封闭，如果满足，则执行步骤8；否则重新确定比热比、压力比及燃气总温；步骤8，确定物性参数。本发明创新地提供了一种保证发射燃气动力学三维仿真进口边界参数和物性参数符合封闭性的方法，从而极大地降低了仿真结果与试验结果之间的误差，提高仿真结果的真实性和可靠性。
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公开(公告)号：CN109900154A
公开(公告)日：2019-06-18
申请号：CN201910193903.9
申请日：2019-03-13
申请人： 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC分类号： F41F3/04
摘要： 一种火箭发射燃气流场准稳态预示方法，包括如下步骤：步骤一、根据火箭的喷口尺寸、火箭垂直起飞高度、发射系统的结构，确定火箭在多个垂直起飞高度条件下燃气流场预示的特征工况；步骤二、根据特征工况，建立燃气流场计算网格模型，采用某一数值模拟方法计算燃气流场；步骤三、确定网格分辨率，确定数值模拟方法；步骤四、根据火箭发射极限条件下燃气流场极限预示工况、步骤三中确定的网格分辨率，建立极限预示工况的燃气流场计算网格模型，利用步骤三中确定的数值模拟方法，计算火箭发射极限条件下的燃气流场。
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