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公开(公告)号：CN118779992A
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202410716349.9
申请日：2024-06-04
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/17 , G06F17/11 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于modelica语言的涡轮泵频域仿真模型建模方法，解决了现有技术无法保证涡轮与泵组件模型相对独立，导致涡轮与泵组件模型的可读性与重用性较差，难以确保涡轮与泵组件模型的准确性的问题，具体包括：步骤1、通过Laplace变换方法将涡轮组件与泵组件的控制方程分别转化为以Laplace变量s为自变量的方程组；步骤2、基于方程组分别建立涡轮组件与泵组件的数学模型，并通过功率平衡方程将两个数学模型耦合在一起；步骤3、基于模块化建模的原则，确定组件接口的传递变量；步骤4、通过确定的传递变量将耦合后的数学模型分别分装于涡轮组件模型与泵组件模型，得到基于modelica语言的涡轮泵频域仿真模型。
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公开(公告)号：CN113590569B
公开(公告)日：2023-10-24
申请号：CN202110856995.1
申请日：2021-07-28
Applicant: 西安航天动力研究所 , 苏州同元软控信息技术有限公司
IPC: G06F16/176 , G06F16/23
Abstract: 本发明涉及一种液体火箭发动机数据主模型系统及构建访问方法，以解决液体火箭发动机系统研发阶段不同软件工具产生的大量数据人工管理工作量大、易出错且不能保证数据的一致性和最新性的问题。该系统包括设计仿真软件模块、文件结构树、数据上传模块、信息文件生成模块、数据主模型和集成接口模块。该系统的构建方法包括：构建文件结构树和集成接口模块、生成数据文件、数据文件上传、生成信息文件、文件存储到文件结构树生成数据主模型；该系统的访问方法包括：寻找访问目标的分类、信息文件遍历、调用集成接口模块解析数据文件、数据显示。该方法实现了各个设计仿真软件的协同和数据共享，保证了互通数据的一致性和最新性。
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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：CN113777215B
公开(公告)日：2023-08-25
申请号：CN202111130869.4
申请日：2021-09-26
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于射流助爆研究的试验装置。为了解决射流与燃烧通道的端壁或点火点间的相对距离固定，以及试验装置不具备光学观测条件的技术问题，提出了一种用于射流助爆研究的试验装置。该装置由可沿其长度方向移动的滑板，L形竖直段与滑板相接的L形中板和两个开有观察窗口的侧壁面组件构成。滑板上设置有与射流气接口相通的射流狭缝；中板靠近竖直段设置有安装火花塞的通孔；一侧侧壁面组件上安装有可燃混气通道。各组件连接处均设置有密封结构。滑板相对中板移动即可改变射流狭缝与可燃混气接口和火花塞的相对距离。本发明实现了射流与燃烧通道的端壁或点火点间距离的自由调整，并可使用光学手段对内部燃烧现象进行观测，使用更为便捷。
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公开(公告)号：CN116484581A
公开(公告)日：2023-07-25
申请号：CN202310290555.3
申请日：2023-03-23
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/02 , G06F119/14 , G06F111/04
Abstract: 本发明涉及一种基于模型库的发动机架构系统的生成系统、方法、介质及设备，以解决目前发动机模型设计过程中设计参数和架构无法传承，从而降低了新型号发动机模型的设计效率的技术问题。该系统包括目标需求模型构建模块、目标需求模型匹配模块、需求模型库构建模块、发动机架构模型库构建模块、目标需求集合匹配模块及目标发动机架构系统构建模块。该方法包括：1、采用SysML语言构建需求模型库和发动机架构模型库；2、基于SysML语言构建目标需求模型；3、获得与目标需求模型相匹配的目标需求集合；4、从发动机架构模型库筛选满足需求的多个架构系统；5、输入约束条件，筛选获得目标发动机架构系统。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113700960B
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202111012321.X
申请日：2021-08-31
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F16L23/20 , F16L23/036 , F16L23/032
Abstract: 本发明提供一种用于液体火箭发动机的非压溃式密封连接法兰，解决现有液体火箭发动机法兰连接密封失效，导致液体火箭发动机试验失败的问题。该非压溃式密封连接法兰包括第一法兰、第二法兰和金属垫片；第一法兰的密封侧设置为向内凹陷的阶梯凹台阶，第二法兰的密封侧设置为向外凸起的阶梯凸台阶，阶梯凹台阶和阶梯凸台阶相配合，并将金属垫片设置在阶梯凹台阶和阶梯凸台阶形成的密封槽内，形成该非压溃式密封连接。本发明非压溃式密封连接法兰通过阶梯平面组合实现密封，在易于装配的同时，还确保了垫片因空间限制不会被压溃，从而节省实验成本与时间。
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公开(公告)号：CN113982787A
公开(公告)日：2022-01-28
申请号：CN202111413976.8
申请日：2021-11-25
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: F02K9/96
Abstract: 本发明提供一种气液针栓喷注器的缩尺方法，解决现有对于地面级大推力发动机是直接对全尺寸的针栓喷注器开展试验研究，存在费时费力的问题。该方法包括步骤1)根据推力室所需推力缩小比例数n，确定推力室缩尺件推力缩小至推力室原型件推力的1/n；2)确定气液针栓喷注器缩尺件结构尺寸参数,使其满足：缩尺件端头径向孔孔数为气液针栓喷注器原型件端头径向孔的孔数的1/n，缩尺件端头径向孔孔径与气液针栓喷注器原型件端头径向孔孔径相同，缩尺件端头环缝宽度a1与气液针栓喷注器原型件端头环缝宽度a0相同，缩尺件针栓头直径dh1与气液针栓喷注器原型件的针栓头直径dh0满足以下条件式：其中，n的取值满足条件：dh0＞(n‑1)a0，且N0能够被n整除。
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公开(公告)号：CN113777215A
公开(公告)日：2021-12-10
申请号：CN202111130869.4
申请日：2021-09-26
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于射流助爆研究的试验装置。为了解决射流与燃烧通道的端壁或点火点间的相对距离固定，以及试验装置不具备光学观测条件的技术问题，提出了一种用于射流助爆研究的试验装置。该装置由可沿其长度方向移动的滑板，L形竖直段与滑板相接的L形中板和两个开有观察窗口的侧壁面组件构成。滑板上设置有与射流气接口相通的射流狭缝；中板靠近竖直段设置有安装火花塞的通孔；一侧侧壁面组件上安装有可燃混气通道。各组件连接处均设置有密封结构。滑板相对中板移动即可改变射流狭缝与可燃混气接口和火花塞的相对距离。本发明实现了射流与燃烧通道的端壁或点火点间距离的自由调整，并可使用光学手段对内部燃烧现象进行观测，使用更为便捷。
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公开(公告)号：CN113569419A
公开(公告)日：2021-10-29
申请号：CN202110880359.2
申请日：2021-08-02
Applicant: 西安航天动力研究所 , 苏州同元软控信息技术有限公司
IPC: G06F30/20 , G06T17/00 , G06F119/20
Abstract: 本发明涉及一种液体火箭发动机三维总装模型快速生成系统及方法，以解决液体火箭发动机总体布局阶段需手动构建三维总装模型和进行大量布局方案对比导致研发周期长，人力成本大的问题。该系统包括方案论证模块和三维总装快速布局模块；三维总装快速布局模块包括xml读取模块、三维总装模型生成模块和干涉检查模块。该方法步骤为：1、进行方案论证；2、生成三维结构信息xml文件；3、生成三维结构信息内存数据；4、生成组合件模型，选择出符合要求的骨架模型；5、自动组装生成三维总装模型；6、进行干涉检查；7、输出三维总装模型，若无输出，返回步骤1修改论证方案，直至输出三维总装模型。
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公开(公告)号：CN112326232B
公开(公告)日：2021-09-03
申请号：CN202011313729.6
申请日：2020-11-20
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G01M13/003 , G01M3/02
Abstract: 本发明公开了一种超高温高压截止阀考核试验装置及方法，该试验装置通过设计了与实际超高温高压截止阀特性一致的截止阀试验件，配合富氧燃烧器、可调喷管、整流测量管、排气补压喷管、温度测点以及压力测点对截止阀试验件在高温低压工况下、高温高压和高温低压切换工况下以及高温高压工况下进行了考核，有效模拟了高温高压阀截止阀在不同热载荷类型下的抗氧化性能、热防护可靠性、高温高压密封和启闭响应特性。
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