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公开(公告)号：CN117052564A
公开(公告)日：2023-11-14
申请号：CN202311114447.7
申请日：2023-08-31
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及液体火箭发动机再生冷却喷管，为解决现有喷管尾缘的“非冷却段”需要承受本机及相邻发动机产生的辐射和热载荷，造成局部温度过高，导致再生冷却剂泄露，冷却系统失效等问题，而提出一种液体火箭发动机再生冷却喷管尾缘冷却装置及其制作方法，包括喷管内侧板、喷管尾缘板和喷管外侧板，喷管内侧板的外壁上设置有多个矩形长肋片和矩形短肋片；矩形长肋片和矩形短肋片均为直肋，相邻的矩形长肋片和矩形短肋片之间形成用于流通推进剂的冷却通道，喷管内侧板延伸段沿矩形长肋片的端头进行翻边形成喷管尾缘板和喷管外侧板；喷管尾缘板的内壁与矩形长肋片的端头贴合连接，并与矩形短肋片的端头之间形成用于推进剂掉转流动方向的冷却通道弯头。
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公开(公告)号：CN119314571A
公开(公告)日：2025-01-14
申请号：CN202411258469.5
申请日：2024-09-09
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开一种湍流燃烧特性的预测方法、装置、设备及介质，以对碳氢燃料湍流燃烧特性进行快速、准确的预测，所述湍流燃烧特性的预测方法，包括：构建三步反应机理，三步反应机理包括由碳氢燃料和氧气作为反应燃料的第一反应机理；由一氧化碳和氧气作为反应燃料的第二反应机理；由氢气和氧气作为反应燃料的第三反应机理；通过零维等压火焰模型，以碳氢燃料为燃料，进行三步反应机理，确定碳氢燃料完全燃烧时的最高温度作为绝热平衡温度，以及确定碳氢燃料燃烧过程中温度变化率的最大值点作为点火延迟；通过一维等压火焰模型，以碳氢燃料为燃料，进行三步反应机理，根据反应压力和层流火焰速度之间的指数关系，确定层流火焰速度。
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公开(公告)号：CN116702374A
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202310812237.9
申请日：2023-07-04
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开一种涡轮泵密封结构设计方法、装置及设备，涉及液体火箭发动机技术领域，以解决用于液体火箭发动机中的密封结构密封性能差的问题。方法包括：基于多组密封结构的参数方案，对密封流体域涡轮泵流场仿真模型进行稳态流场计算，确定在目标条件内的参数方案；基于目标条件内的参数方案，进行非定常流场计算，得到目标条件内各参数方案对应的非定常涡动位移及流体激振力信号，进行转子稳定性分析，得到目标条件内的各参数方案对应的转子稳定性数据；根据转子稳定性数据确定目标参数方案。本发明提供的涡轮泵密封结构设计方法的密封结构可以应用于液体火箭发动机涡轮泵且密封泄漏量小、转子耗功低、转子稳定性高。
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公开(公告)号：CN113074064A
公开(公告)日：2021-07-06
申请号：CN202110505829.7
申请日：2021-05-10
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于微通道再生冷却技术的NOFBX推力室，以解决现有的液体火箭发动机液膜冷却和再生冷却无法满足NOFBX燃烧室冷却需求的问题。该推力室包括燃烧室、喷注器、电火花塞和推进剂入口导管。燃烧室包括内壳体、外壳体、盖板和环形堵盖，内壳体和外壳体同轴设置，两者之间形成第一通道，盖板设置在外壳体前端，环形堵盖设置在第一通道后端；喷注器包括喷注器主体和喷注器芯体，喷注器主体的环形喷注板前端面上设置有环形凹槽，槽底设置有多个直流喷注孔，喷注器芯体由第一多孔介质材料制成，设置在环形凹槽内；喷注器设置在内壳体前端内侧，与盖板之间形成第二通道，第一通道和第二通道内设置有由第二多孔介质材料制成的再生冷却通道芯体。
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公开(公告)号：CN118427961A
公开(公告)日：2024-08-02
申请号：CN202410378727.7
申请日：2024-03-29
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开燃气发生器的燃烧仿真分析方法、装置和计算机存储介质，涉及火箭发动机技术领域，以解决燃气发生器在进行燃烧仿真时的仿真精度低的问题。燃气发生器的燃烧仿真分析方法包括：获取燃气发生器燃烧过程对应的燃烧条件，燃烧条件包括推进剂组合、预先划分的燃烧中心区以及预设的第一混合比，第一混合比为推进剂组合中的氧化剂与燃料在燃烧中心区的流量之比，确定第一混合比下的燃烧产物参数中的燃气组分以及燃气组分中每种组分的含量，进而采用化学反应方程式，确定与第一混合比对应的目标燃烧化学反应方程，最后基于目标燃烧化学反应方程和预设的燃烧控制模型，进行燃气发生器的燃烧仿真数值模拟。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116380967A
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202310307081.9
申请日：2023-03-27
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开一种热防护材料测试系统，涉及液体火箭发动机组件测试试验技术领域，以解决现有热防护材料测试系统无法提供分布均匀，范围较宽的热环境条件，且无法集中测试不同热防护方案对应的热防护材料在不同的热环境下的热防护性能，试验时间长的问题。包括：试验平台，石墨加热器，试验模拟件；石墨加热器在接通电流时产生热流密度满足预设阈值的热流，形成热源辐射表面，模拟试验的热环境；试验模拟件活动安装在所述试验平台上，试验模拟件在所述试验平台的试验位置进行热防护材料的热防护性能测试试验。本发明提供的热防护材料测试系统用于为热防护材料测试试验提供较宽范围的热环境条件。
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公开(公告)号：CN115964804A
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202211679551.6
申请日：2022-12-26
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F119/08 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开了一种液体火箭发动机组件固体壁面辐射热流数值模拟方法，包括：建立分析对象的三维几何模型；建立三维几何模型对应的仿真几何模型；对仿真几何模型进行热分析网格划分，并对划分后的网格进行参数配置；设置各网格节点的射线数和射线截断分数；根据设置的各网格节点的射线数和射线截断分数，计算得到网格节点间的无量纲辐射传递因子；根据网格节点间的无量纲辐射传递因子，计算得到热源投射到受热体表面的辐射热流密度。本发明解决了发动机高温固体壁面对其它组件的辐射热流计算难题。
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公开(公告)号：CN119323099A
公开(公告)日：2025-01-17
申请号：CN202411258473.1
申请日：2024-09-09
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F17/10 , G06F119/08 , G06F113/08 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开一种非结构网格气液相变能量源项的预测方法及装置，涉及液体火箭发动机技术领域，以解决现有技术中的能量源项预测方法对非结构网络能量源项预测精度低的问题。系统包括：获取非均匀结构网格中多个网格单元的流体数据；基于多个网格单元的流体数据，得到相界面网格单元；对相界面网格单元进行相变能量源项构造，得到非均匀笛卡尔网格单元的相变能量源项；根据非结构网格单元的特征长度以及非均匀笛卡尔网格单元的相变能量源项，得到非结构网格单元的相变能量源项；其中，非均匀笛卡尔网格相变能量源项的形式与结构网格的相变能量源项的形式一致；从而提升了对非结构网络能量源项的预测精度。
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公开(公告)号：CN119227345A
公开(公告)日：2024-12-31
申请号：CN202411211925.0
申请日：2024-08-30
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 一种空间离散网格面的排序标记并统计仿真均匀度的方法，应用于包含数量众多喷嘴的单一燃烧室的喷嘴流量、温度、压力等及均匀性的仿真工作，通过python程序完成对喷嘴网格面的排序标记工作，并将相关内容存储为伴随几何、网格的单一文件，在完成仿真计算工作后，再次通过python程序读取该伴随文件，统计每个标记网格面上的速度、温度、压力等参数及对应参数在该网格面下的分布均匀度，并最终获得全部喷嘴的分配均匀度，并生成相关文件，基于该方法判断喷嘴的设计和排布是否满足设计需要，并进行分析改进。
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公开(公告)号：CN116448429A
公开(公告)日：2023-07-18
申请号：CN202310261156.4
申请日：2023-03-17
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G01M15/02
Abstract: 本发明公开了一种交变热环境下燃油与高温合金试验装置及方法，以解决目前燃油在实际的交变环境下的性能变化及其与高温合金的相容性等参数难以获取的技术问题。具体包括依次连通的介质贮箱、试验单元以及回收贮箱；所述介质贮箱用于储存常温燃油；所述试验单元包括试验壳体和第一加热机构；所述试验壳体内设有分别与介质贮箱和回收贮箱连通的高温燃油腔；所述高温燃油腔的内壁上设有第一测温口；所述第一加热机构与所述试验壳体连接，用于对试验壳体进行加热；回收贮箱用于回收从高温燃油腔流出的燃油；所述介质贮箱与试验单元之间的管路上设有A阀门；所述试验单元与回收贮箱之间的管路上设有D阀门。
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