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公开(公告)号：CN112035933A
公开(公告)日：2020-12-04
申请号：CN202010916764.0
申请日：2020-09-03
申请人： 西北工业大学 , 上海新力动力设备研究所 , 金通灵科技集团股份有限公司
IPC分类号： G06F30/13 , G06F30/23 , G06F111/10 , G06F119/08
摘要： 本发明提供考虑结构间隙的固体火箭发动机喷管热结构耦合分析方法，包括S1:建立喷管内流场模型，确定沿喷管轴向不同位置截面积，通过牛顿迭代方法进行喷管内流场准一维等熵流动分析；S2：采用巴兹公式，确定喷管对流换热系数边界；S3：建立喷管热结构数值分析工程；建立喷管热防护结构的二维轴对称模型；建立喷管热防护结构的材料模型；S4：进行喷管热防护结构传热数值分析，包括模型设置、材料设定、接触设置、网格划分、求解参数设置、边界条件设置和求解及结果后处理；S5：进行喷管热防护结构热应力数值分析，包括求解参数设置、边界条件设置、求解和结果后处理。该方法丰富固体火箭发动机精细化分析方法，提高设计、分析技术水平。
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公开(公告)号：CN112035933B
公开(公告)日：2022-02-22
申请号：CN202010916764.0
申请日：2020-09-03
申请人： 西北工业大学 , 上海新力动力设备研究所 , 金通灵科技集团股份有限公司
IPC分类号： G06F30/13 , G06F30/23 , G06F111/10 , G06F119/08
摘要： 本发明提供考虑结构间隙的固体火箭发动机喷管热结构耦合分析方法，包括S1:建立喷管内流场模型，确定沿喷管轴向不同位置截面积，通过牛顿迭代方法进行喷管内流场准一维等熵流动分析；S2：采用巴兹公式，确定喷管对流换热系数边界；S3：建立喷管热结构数值分析工程；建立喷管热防护结构的二维轴对称模型；建立喷管热防护结构的材料模型；S4：进行喷管热防护结构传热数值分析，包括模型设置、材料设定、接触设置、网格划分、求解参数设置、边界条件设置和求解及结果后处理；S5：进行喷管热防护结构热应力数值分析，包括求解参数设置、边界条件设置、求解和结果后处理。该方法丰富固体火箭发动机精细化分析方法，提高设计、分析技术水平。
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公开(公告)号：CN112036018B
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202010851283.6
申请日：2020-08-21
申请人： 西北工业大学 , 上海新力动力设备研究所 , 北京机电工程总体设计部
摘要： 本发明提供了一种基于二次开发技术的固体火箭发动机尾焰流场计算方法，属于固体火箭发动机研究领域，包括：尾焰流场模型建立的参数化及模板化；尾焰流场网格划分的参数化及模板化；尾焰流场求解的参数化及模板化；尾焰流场计算参数输入及模板化脚本运行。该方法避免了复杂的模型建立过程，提高了模型建立的效率；建立网格划分的参数化模板，避免了传统CFD求解过程中时间占比较高的网格划分过程，提高了网格划分效率；能够自动完成复杂的物理模型、边界条件、求解参数等设置，避免了大量重复性工作，提高了求解效率。
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公开(公告)号：CN112036018A
公开(公告)日：2020-12-04
申请号：CN202010851283.6
申请日：2020-08-21
申请人： 西北工业大学 , 上海新力动力设备研究所 , 北京机电工程总体设计部
摘要： 本发明提供了一种基于二次开发技术的固体火箭发动机尾焰流场计算方法，属于固体火箭发动机研究领域，包括：尾焰流场模型建立的参数化及模板化；尾焰流场网格划分的参数化及模板化；尾焰流场求解的参数化及模板化；尾焰流场计算参数输入及模板化脚本运行。该方法避免了复杂的模型建立过程，提高了模型建立的效率；建立网格划分的参数化模板，避免了传统CFD求解过程中时间占比较高的网格划分过程，提高了网格划分效率；能够自动完成复杂的物理模型、边界条件、求解参数等设置，避免了大量重复性工作，提高了求解效率。
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公开(公告)号：CN117875115A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202311796100.5
申请日：2023-12-25
申请人： 上海新力动力设备研究所
IPC分类号： G06F30/23 , G06F30/10 , G06F119/14
摘要： 本发明公开一种橡胶材料的力学实验数据处理和拟合方法，包括：对橡胶材料开展单轴拉伸、双轴拉伸和平面拉伸实验，获得原始实验数据的应力应变曲线；分别对经单轴拉伸、双轴拉伸和平面拉伸的得到的应力应变曲线进行预处理；根据橡胶材料结构的实际工况确定拟合权重大小；使用拟合权重和多个本构模型对预处理后的应力应变曲线进行拟合，并计算得到拟合偏差；选取最小的拟合偏差对应的本构模型作为最佳本构模型，并评价最佳本构模型的稳定性。本发明提高了超弹性橡胶应力应变曲线的拟合精度和质量，得到的仿真材料参数更能准确表征实际工况下的弹性结构件的力学行为，提高产品的仿真准确性。
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公开(公告)号：CN116257983A
公开(公告)日：2023-06-13
申请号：CN202211706484.2
申请日：2022-12-29
申请人： 上海新力动力设备研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06F119/08
摘要： 一种固体火箭发动机喷管结构烧蚀冷却过程快速计算方法，包括：输入喷管结构中每一层的几何参数、物性参数、初边值条件；设定传热时长，设定单元的几何参数参考值；确定每一层的单元数量和单元径向厚度；确定每一层中各单元的物性参数、内外表面径向坐标、初始温度和分解量；确定喷管结构的传热时间步长和传热时间步长总数M；基于传热时间步长和传热时间步长总数，按时间顺序，根据每一层中各单元的物性参数、内外表面径向坐标、初始温度和分解量，依次迭代计算每个传热时间步长后，获得每一层的所有单元的温度；直到传热时间步长达到M，获得传热时间结束后喷管结构的各单元温度。
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公开(公告)号：CN113255072B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN202110450166.3
申请日：2021-04-25
申请人： 上海新力动力设备研究所
IPC分类号： G06F30/17 , G06F30/20 , G06F113/08 , G06F119/08
摘要： 本发明一种固体火箭发动机包覆套结构传热过程快速计算方法，所述计算方法包括：输入阶段、计算和计算过程提示阶段、计算结果显示阶段和计算数据保存阶段。所述输入阶段用于输入包覆套结构各层的几何参数、物性参数、初边值条件、传热时长和单元几何参数参考值。所述计算和计算过程提示阶段根据输入阶段的数值和条件进行传热过程计算，并根据实际计算完成度显示计算完成情况提示。所述计算结果显示阶段用于显示计算所得传热完成后的数据云图和数据曲线。所述计算数据保存阶段用于计算结果数据保存。本发明的方法使用方便、操作简单、计算时间短、计算结果直观、成本低、效益高。
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公开(公告)号：CN110985233A
公开(公告)日：2020-04-10
申请号：CN201911084656.5
申请日：2019-11-08
申请人： 上海新力动力设备研究所
摘要： 本发明提供了一种双脉冲固体火箭发动机接线板组合，包括：接线板、接线柱、弹簧、销、及平垫圈。接线柱从接线板侧壁的通孔穿过，连同弹簧及一、二脉冲点火装置接线片，一起固定在接线板的方孔内，最后将接线柱的小端用平垫圈及销固定在接线板上。该接线板组合通过接线板两端的沉孔用螺钉固定在发动机隔舱上。其优点和有益效果是：结构简单，装配方便；通过弹簧预紧力挤压一、二脉冲点火装置接线片使其紧贴在一起，点火线路可靠连接，减少了接插件连接带来的电器故障模式；接线板组合件对线缆起到固定保护作用；此外，各点火回路间标识明确，便于检查线路的正确性，确保固体火箭发动机点火电路工作的可靠。
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公开(公告)号：CN117852337A
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202311783933.8
申请日：2023-12-22
申请人： 上海新力动力设备研究所
摘要： 本发明一种基于局部粒子模型的软隔层结构承压的仿真计算方法，具体是建立软隔层有限元模型；对软隔层有限元模型进行求解尝试，得到仿真计算结果，确定软隔层有限元模型大变形区域，进而获得该区域网格发生畸变时的应变阈值；对软隔层有限元模型大变形区域的网格进行调整，当应变超过应变阈值时，网格模型自动转变为粒子模型；重新对软隔层有限元模型进行求解计算，得到仿真结果。本发明方法可有效避免局部网格严重畸变的情况，不需要经过大量试算、网格重构迭代等复杂又耗时的计算步骤，具有较好的通用性，可加快固体脉冲发动机的研制周期。
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公开(公告)号：CN111077268A
公开(公告)日：2020-04-28
申请号：CN201911248614.0
申请日：2019-12-09
申请人： 上海新力动力设备研究所
IPC分类号： G01N33/00
摘要： 本发明提供一种固体发动机液体绝热层包覆质量的检验平台，包括模拟壳体、液体绝热层、药柱。制作与目标发动机尺寸相同的模拟壳体，将液体绝热层输送至透明壳体内，将药柱按照实际固体发动机装配关系和装配工艺放入透明壳体内，观察液体绝热层的流动填充状态，评估填充效率和药柱包覆品质。本发明的方法克服了实际固体发动机无法直观评估填充效率和药柱包覆质量的问题，对于改进液体绝热层配方设计、优化装配工艺具有指导意义。
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