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公开(公告)号：CN118378574B
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202410827437.6
申请日：2024-06-25
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/28 , G06F30/23 , G06F30/15 , G16C60/00 , F02K9/72 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F119/04
Abstract: 本申请公开了一种火箭发动机推力室寿命预测方法、装置、设备及介质，应用于火箭发动机技术领域，用以解决现有技术对火箭发动机推力室寿命预估准确度较低的问题。包括：采用表征推力室结构材料在力热交变载荷作用下的应力参数和应变参数与损伤参数之间的映射关系的粘塑性损伤本构模型，基于火箭发动机推力室在目标时间范围内的温度场和流体压力获得推力室结构材料在目标时间范围内的应力值、应变值和损伤值；基于目标时间范围内的应力值、应变值和损伤值确定火箭发动机推力室寿命，从而通过利用粘塑性损伤本构模型，可以实现对火箭发动机推力室的结构材料的损伤演化过程的全面分析，进而可以提高火箭发动机推力室寿命预估准确度。
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公开(公告)号：CN118378574A
公开(公告)日：2024-07-23
申请号：CN202410827437.6
申请日：2024-06-25
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/28 , G06F30/23 , G06F30/15 , G16C60/00 , F02K9/72 , G06F113/08 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F119/04
Abstract: 本申请公开了一种火箭发动机推力室寿命预测方法、装置、设备及介质，应用于火箭发动机技术领域，用以解决现有技术对火箭发动机推力室寿命预估准确度较低的问题。包括：采用表征推力室结构材料在力热交变载荷作用下的应力参数和应变参数与损伤参数之间的映射关系的粘塑性损伤本构模型，基于火箭发动机推力室在目标时间范围内的温度场和流体压力获得推力室结构材料在目标时间范围内的应力值、应变值和损伤值；基于目标时间范围内的应力值、应变值和损伤值确定火箭发动机推力室寿命，从而通过利用粘塑性损伤本构模型，可以实现对火箭发动机推力室的结构材料的损伤演化过程的全面分析，进而可以提高火箭发动机推力室寿命预估准确度。
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公开(公告)号：CN118378549A
公开(公告)日：2024-07-23
申请号：CN202410827389.0
申请日：2024-06-25
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明提供了一种智能化降阶模型的部署方法、装置、电子设备及存储介质，涉及数据处理技术领域，方法包括：建立液体火箭发动机部组件智能化降阶模型，得到预训练的深度神经网络模型；将深度神经网络模型进行格式转换，得到开放神经网络交换模型；将开放神经网络交换模型进行转换，生成满足功能模型接口规范的功能模拟单元模型；将功能模拟单元模型通过接口与液体火箭发动机系统级仿真模型连接。该方式中，通过将液体火箭发动机部组件智能化降阶模型转换为开放神经网络交换模型，能够提高预训练的深度神经网络模型的计算效率并且便于转换为其他更为通用模型格式，填补了传统降阶模型部署方法无法处理深度神经网络模型的缺陷。
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公开(公告)号：CN117408080A
公开(公告)日：2024-01-16
申请号：CN202311509159.1
申请日：2023-11-13
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/20 , G06F30/10 , G06F119/14 , G06F111/04 , G06F119/02
Abstract: 本申请提供一种基于逻辑模型的动力系统故障分析方法、装置及设备，涉及故障分析技术领域；包括：获取设备的动力系统的系统信息；基于动力系统的系统信息，构建动力系统的功能模型、结构模型、参数集和性能仿真模型；分别基于动力系统的功能模型、结构模型、参数集和性能仿真模型进行功能故障分析、结构故障分析和性能仿真，得到动力系统的功能故障分析结果、结构故障分析结果和性能偏差分析结果；将动力系统的功能故障分析结果、动力系统的结构故障分析结果与动力系统的性能偏差分析结果组合，得到动力系统的故障分析结果。本申请从功能、性能、结构三个维度识别分析了动力系统潜在故障，完成了动力系统潜在故障的全域识别。
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公开(公告)号：CN113435063B
公开(公告)日：2022-10-14
申请号：CN202110841217.5
申请日：2021-07-23
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/20 , F02K9/96 , F02K9/62 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种热沉推力室瞬态传热计算方法和系统，包括：获取目标热沉推力室的初始热力学参数；基于初始热力学参数，对目标热沉推力室的燃气侧壁面温度进行迭代计算，得到目标燃气侧壁面温度；基于目标燃气侧壁面温度，得到目标热沉推力室的瞬态温度和热流密度。本发明缓解了现有技术中存在的缺乏关于液氧/甲烷发动机热沉推力室瞬态传热计算方法的技术问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118798036A
公开(公告)日：2024-10-18
申请号：CN202410827375.9
申请日：2024-06-25
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/27 , G06F30/17 , G06F18/25 , G06N7/01 , F02K9/72 , G06F119/02 , G06F111/10 , G06F111/08 , G06F119/08
Abstract: 本申请提供了一种液体火箭发动机可靠性评估方法、装置及电子设备，方法包括：获取液体火箭发动机研制阶段中的三种级别试验下的异环境可靠性评估数据；基于三种级别试验下的异环境可靠性评估数据，确定三种级别试验分别对应的先验可靠性的可信度；在可信度达标时，对三种级别试验下的异环境可靠性评估数据进行融合，确定可靠性先验分布信息；将可靠性先验分布信息和试车信息进行融合，得到可靠性后验分布信息；基于可靠性后验分布信息，确定液体火箭发动机的最终可靠性评估结果。本申请能够综合研制阶段多个级别试验下的可靠性评估数据进行分析，可以提高可靠性评估结果的精度和可信度。
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公开(公告)号：CN118760706A
公开(公告)日：2024-10-11
申请号：CN202410827352.8
申请日：2024-06-25
Applicant: 北京航空航天大学 , 中国航天员科研训练中心
IPC: G06F16/2455 , G06F16/248 , G06F16/26 , G06Q10/10 , G06Q50/26
Abstract: 本发明提供了一种火箭发动机多维度技术体系构建与评估方法及装置，涉及火箭发动机技术领域，方法包括：获取火箭发动机的技术信息；基于火箭发动机包含的至少一种信息维度对技术信息进行信息划分，得到各信息维度对应的子技术信息；基于信息维度和对应的子技术信息构建火箭发动机的多维度技术体系，从多维度技术体系中获取与预先确定的待评估技术处于同维度的火箭发动机技术，基于同维度的火箭发动机技术对待评估技术进行多角度评估，得到评估结果。该方式中，提高了技术体系的全面性、实用性和对技术体系管理的便捷性，并且可以对该技术体系中的技术进行评估，辅助用户在查询技术时了解该技术的贡献度、成熟度和满足度。
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公开(公告)号：CN118709760A
公开(公告)日：2024-09-27
申请号：CN202410827447.X
申请日：2024-06-25
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本申请提供基于模糊理论的液体火箭发动机结构可靠性专家信息收集方法及装置，涉及专家信息收集技术领域，包括：获取影响液体火箭发动机结构可靠性的影响因素集、专家语义集和预设的评分偏差阈值；其中，影响因素集包含至少两类影响因素；专家语义集包含各专家针对任一类影响因素的语义信息；基于语义信息和预设的语义信息与评分对照表，得到各专家对各类影响因素的评分；基于各专家对各类影响因素的评分和评分偏差阈值，得到各专家对各类影响因素的模糊评分数和相应影响因素的权重值；基于得到的各类影响因素的权重值，构建影响因素集的权重集。本申请实现了对专家语义进行可靠的定量化描述，对于液体火箭发动机结构可靠性因素领域适用性更强。
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公开(公告)号：CN118395812B
公开(公告)日：2024-08-23
申请号：CN202410827440.8
申请日：2024-06-25
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G16C60/00 , G06F17/13 , G06F17/16 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种基于半隐式欧拉算法的粘塑性损伤本构模型数值实现方法，涉及火箭发动机技术领域，该方法包括：基于半隐式欧拉算法，对预先构建的推力室用铜合金粘塑性损伤本构模型进行数值化计算，确定粘塑性损伤本构方程的材料子程序；然后通过材料力学性能试验，确定粘塑性损伤本构模型参数；再利用粘塑性损伤本构模型参数，调用粘塑性损伤本构方程的材料子程序，实现推力室结构分析，该方法解决了现有推力室粘塑性损伤本构模型的数值实现方法缺乏的技术问题，并且达到了降低计算成本、提高计算稳定性的技术效果。
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公开(公告)号：CN118378458B
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202410827364.0
申请日：2024-06-25
Applicant: 北京航空航天大学 , 中国航天员科研训练中心
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G16C60/00 , F02K9/72 , G06F119/02
Abstract: 本申请提供一种基于可靠性的火箭发动机系统优化方法及装置，涉及火箭发动机研制领域，该方法包括获取发动机的当前优化设计变量组合；基于配置的发动机设计条件和当前优化设计变量组合，确定发动机当前设计的动力信息和属性信息；采用确定的发动机系统优化设计模型，对动力信息和属性信息进行处理，得到处理结果；若处理结果为动力信息和属性信息均满足动力标准和属性标准，则确定发动机各组件分别对应的可靠性变化曲线；基于各可靠性变化曲线，将可靠性标准值对应的最小寿命确定为发动机的当前设计寿命。本申请综合考虑了发动机性能、可靠性和约束条件，能够便于获得发动机整体性能最优的设计结果，提高发动机的设计水平。
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