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公开(公告)号：CN118467979B
公开(公告)日：2024-11-19
申请号：CN202410916047.6
申请日：2024-07-09
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开一种发动机热力组件传热预测方法、装置及设备，涉及液体火箭发动机技术领域，以解决现有技术中无法对发动机热力组件的传热进行实时动态预测的问题。方法包括：从构建完成的发动机传热数字孪生平台中获取发动机热力组件在传热过程中的多个样本数据，样本数据中至少包括第一数量个气壁温节点；基于多个样本数据以及第一数量个的气壁温节点，得到第一矩阵；对第一矩阵进行数据预处理得到第一正交基矩阵；以多个样本数据作为输入，第一系数矩阵作为输出，对预设的网络模型进行模型训练，得到发动机热力组件的传热特征模型，利用该传热特征模型对发动机热力组件进行实时动态传热预测；实现了对发动机热力组件传热的实时动态预测。
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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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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：CN119534536A
公开(公告)日：2025-02-28
申请号：CN202411742435.3
申请日：2024-11-29
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种火箭发动机配件，具体涉及一种涡轮泵隔离腔换热系数测试装置及热状态分析方法，目的是解决现有涡轮泵隔离腔难以通过试验的方法获得其内部结构热状态的问题。本发明包括依次连接的燃料腔模拟件、隔离腔模拟件和氧化剂腔模拟件；燃料腔模拟件为第一圆环腔，氧化剂腔模拟件为第三圆环腔，隔离腔模拟件为大端与第二圆环腔一端连接的圆台，圆台的小端与第一圆环腔的一端连接，第二圆环腔的另一端与第三圆环腔的一端连接；第一圆环腔的另一端设置有第一圆环板，第三圆环腔的另一端设置有第三圆环板；第一圆环腔和圆台之间、第二圆环腔和第三圆环腔之间均设置有隔离圆环板。
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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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118499152A
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202410955553.6
申请日：2024-07-17
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明属于火箭发动机领域，公开了一种集成式氧蒸发器，集成于发动机燃气管路内部；包括内核换热模块和燃气管路内壁换热模块，燃气管路内壁换热模块套设在内核换热模块的外围，二者同轴设置，内核换热模块和燃气管路内壁换热模块之间通过周向均布的多个支撑板换热模块进行固定与连通，各换热模块间具有中空空间，形成燃气通道，氧工质从燃气管路内壁换热模块进入内核换热模块，依次利用内核换热模块、各支撑板换热模块和燃气管路内壁换热模块中的换热通道，实现与燃气通道内燃气的热量交换。本发明能够缩小发动机包络，提高发动机的推质比，降低整体结构质量，同时仍能够满足火箭推进剂贮箱增压所需的换热与流阻要求。
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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：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：CN113806986B
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202111129198.X
申请日：2021-09-26
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种横向振荡压力场下撞击式喷嘴雾化过程的仿真方法，以解决目前固定网格的界面捕捉方法难以适用于雾化过程，及难以通过仿真技术构造出与燃烧室声学模态一致的大幅值振荡压力场的技术问题。该方法包括以下步骤：1、以喷嘴的中心轴线为中心，沿圆柱形燃烧室径向切面上截取一段环形区域，展开构建一阶横向振型；2、按笛卡尔网格的格式对方形计算域进行空间离散；3、采用树形网格自适应方法，通过设定自适应加密准则，对计算域中网格进行加密；4、通过多尺度仿真算法求解得撞击式喷雾场；5、在与液膜垂直的相对边界上设置声学扰动条件构造一阶横向振荡压力场；6、将一阶横向振荡压力场与撞击式喷雾场耦合求解。
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