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公开(公告)号：CN118378552B
公开(公告)日：2024-09-06
申请号：CN202410827416.4
申请日：2024-06-25
IPC分类号： G06F30/27 , G06F30/15 , G06N3/044 , G06N3/084 , G06N3/006 , F02K9/72 , G06F119/02 , G06F119/08 , G06F119/14 , G06F113/08
摘要： 本申请公开了一种火箭发动机稳定性预测方法、装置、设备及介质，应用于航空航天技术领域，用以解决现有技术对火箭发动机燃烧稳定性预测的成本较高、周期较长的问题。具体为：获取火箭发动机的结构特征数据和工况特征数据，采用具有反向传播神经网络特点的火箭发动机燃烧稳定性仿真模型，基于结构特征数据和工况特征数据，计算火箭发动机在运行过程中流场变化特征数据，从而可以基于流场变化特征数据，进一步预测火箭发动机的燃烧稳定性，进而可以高效且精准地预测出火箭发动机在目标工况下燃烧稳定性特征以及不同因素对火箭发动机燃烧稳定性的影响。
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公开(公告)号：CN118378552A
公开(公告)日：2024-07-23
申请号：CN202410827416.4
申请日：2024-06-25
IPC分类号： G06F30/27 , G06F30/15 , G06N3/044 , G06N3/084 , G06N3/006 , F02K9/72 , G06F119/02 , G06F119/08 , G06F119/14 , G06F113/08
摘要： 本申请公开了一种火箭发动机稳定性预测方法、装置、设备及介质，应用于航空航天技术领域，用以解决现有技术对火箭发动机燃烧稳定性预测的成本较高、周期较长的问题。具体为：获取火箭发动机的结构特征数据和工况特征数据，采用具有反向传播神经网络特点的火箭发动机燃烧稳定性仿真模型，基于结构特征数据和工况特征数据，计算火箭发动机在运行过程中流场变化特征数据，从而可以基于流场变化特征数据，进一步预测火箭发动机的燃烧稳定性，进而可以高效且精准地预测出火箭发动机在目标工况下燃烧稳定性特征以及不同因素对火箭发动机燃烧稳定性的影响。
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公开(公告)号：CN118378496A
公开(公告)日：2024-07-23
申请号：CN202410827380.X
申请日：2024-06-25
摘要： 本发明提供了一种液‑液同轴离心式喷注器动态喷雾特性预测方法及装置，先建立液‑液同轴离心式喷注器的三维模型并进行网格划分，再建立连续相与离散相之间的转换机制，之后基于划分出的网格和转换机制进行预设时段内流动工质在液‑液同轴离心式喷注器中的流动仿真，并在流动仿真过程中在液‑液同轴离心式喷注器的上游和下游施加第一脉动，进而对BP神经网络进行优化并利用流动仿真结果训练优化后BP神经网络以得到动态喷雾特性预测模型，最终通过动态喷雾特性预测模型实现液‑液同轴离心式喷注器的动态喷雾特性预测。采用本发明可以提高液‑液同轴离心式喷注器动态喷雾特性分析的效率和准确性。
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公开(公告)号：CN118378496B
公开(公告)日：2024-08-23
申请号：CN202410827380.X
申请日：2024-06-25
摘要： 本发明提供了一种液‑液同轴离心式喷注器动态喷雾特性预测方法及装置，先建立液‑液同轴离心式喷注器的三维模型并进行网格划分，再建立连续相与离散相之间的转换机制，之后基于划分出的网格和转换机制进行预设时段内流动工质在液‑液同轴离心式喷注器中的流动仿真，并在流动仿真过程中在液‑液同轴离心式喷注器的上游和下游施加第一脉动，进而对BP神经网络进行优化并利用流动仿真结果训练优化后BP神经网络以得到动态喷雾特性预测模型，最终通过动态喷雾特性预测模型实现液‑液同轴离心式喷注器的动态喷雾特性预测。采用本发明可以提高液‑液同轴离心式喷注器动态喷雾特性分析的效率和准确性。
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公开(公告)号：CN118686762A
公开(公告)日：2024-09-24
申请号：CN202410689750.8
申请日：2024-05-30
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F03H1/00
摘要： 本发明涉及空间电推进装置中和器的装配结构及其装配方法，为解决现有钨丝中和器装配结构较为单一，电子发射调节能力差，难以满足不同工况条件下中和需求的问题，而提供微型射频离子推力器中钨丝中和器的装配结构及装配方法。本发明包括底座，底座包括连接体和设置在连接体一端的底板；底板上设置有至少一组固定件，一组固定件包括两个配套的钨丝固定件；底板上设置有至少两组定位孔或两个限位槽，或一组定位孔和一个限位槽；一组定位孔包括至少两个定位孔；每个定位孔或限位槽均设置在靠近底板边缘的位置；每个钨丝固定件的形状均为L型，每条钨丝设置在一组固定件的钨丝安装槽内。
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公开(公告)号：CN118095019A
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202410512958.2
申请日：2024-04-26
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： G06F30/23 , G06F111/10 , G06F119/14
摘要： 本发明公开一种发动机结构振动疲劳裂纹扩展寿命的计算方法及装置，涉及力学性能测试表征技术领域，以获得可靠的断裂力学参数和裂纹扩展速率曲线，给出准确量化的裂纹扩展寿命，为重复使用发动机寿命评估提供方法指导。所述计算方法包括：获取发动机结构的有限元模型中考核段应力响应的时域随机应力谱；基于时域随机应力谱，对发动机结构的裂纹模型进行有限元分析处理，确定含裂纹结构的断裂力学参数；对按照预设裂纹扩展模式建立的裂纹扩展速率模型进行振动疲劳性能试验，利用参数识别确定裂纹扩展速率模型对应的目标参数值；结合裂纹扩展速率模型对应的参数值以及预设临界裂纹长度值进行裂纹扩展寿命计算，获得目标裂纹扩展寿命。
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公开(公告)号：CN113741482B
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202111107193.7
申请日：2021-09-22
IPC分类号： G05D1/02
摘要： 本发明公开了一种基于异步遗传算法的多智能体路径规划方法，该方法在传统遗传算法的基础之上，加入了聚类算法的思想以及精英保留策略。首先将在起始位置的多个智能体按照某一特征划分成若干个含智能体数目相等的类，对多智能体要到达的目标位置也划分为对应数目的类；再对每一个类中的智能体利用遗传算法框架并行化进行路径规划，得到每一类中的最优路径；将各个类中得到的最优路径进行汇总，从而获得整个多智能体系统的最优路径。该方法的使用能够快速实现对大规模多智能体系统的路径规划，为大规模多智能体系统执行任务奠定基础。
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公开(公告)号：CN118761251A
公开(公告)日：2024-10-11
申请号：CN202410682618.4
申请日：2024-05-29
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： G06F30/23 , G06F30/17 , G16C60/00 , G06T17/00 , G06F119/14 , G06F119/08
摘要： 本发明公开了一种球阀的密封性确定方法、装置以及电子设备，涉及球阀技术领域，用于提供一种成本低、效率高，能够模拟球阀在装配、打开/关闭动作全过程的有限元仿真分析方法。所述球阀的密封性确定方法包括：基于球阀的三维几何模型，建立所述球阀的动力学有限元初始模型；对所述球阀的动力学有限元初始模型中所述球阀的结构材料参数、所述球阀的密封影响参数、所述球阀的结构阻尼参数和所述球阀的载荷进行设置，以确定所述球阀的动力学有限元模型；基于所述球阀的动力学有限元模型，利用显示动力学分析方法，获取所述球阀的密封结果。
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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
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/10
摘要： 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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