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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：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：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：CN118643652A
公开(公告)日：2024-09-13
申请号：CN202410689825.2
申请日：2024-05-30
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06F30/17 , G16C60/00 , G06F119/14 , G06F113/22
摘要： 本发明公开一种对于点阵多孔混杂结构的评估方法及装置，涉及材料加工技术领域，以解决现有技术中对点阵多孔混杂结构的设计评估准确性低的问题。方法包括：建立金属点阵结构力学模型及填充材料结构力学模型，基于金属点阵结构力学模型以及填充材料结构力学模型，采用嵌入式建模方法，建立点阵多孔混杂结构力学模型；基于点阵多孔混杂结构力学模型，分析填充材料对点阵多孔混杂结构的力学性能增强机理，得到第一力学性能增强机理分析结果；根据第一力学性能增强机理分析结果，建立参数化点阵多孔混杂结构力学模型；最后采用参数化点阵多孔混杂结构力学模型，对点阵多孔混杂结构进行评估；提高了对点阵多孔混杂结构的设计评估准确性。
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公开(公告)号：CN118622518A
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202410848974.9
申请日：2024-06-27
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明提供了一种适用于多次起动液氧煤油补燃发动机的起动点火系统，包括起动系统和点火剂供应系统；所述起动系统包括通过挤压供应起动煤油的起动箱、用于控制推力的煤油流量调节装置、用于给燃气发生器供应点火剂的燃气发生器点火导管、气控阀、用于给推力室供应点火剂的推力室点火导管；所述的点火剂供应系统包括点火剂贮箱、点火剂起动箱、点火剂供应阀；所述燃气发生器点火导管和推力室点火导管第一次起动时预先充填点火剂，使用自身携带点火剂点火，后续起动通过点火剂起动箱充填点火剂进行点火；在多次起动间，点火剂经点火剂贮箱落压充填点火剂起动箱，利用高压惰性气体挤压点火剂起动箱，充填燃气发生器点火导管、推力室点火导管及其连接管路。
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公开(公告)号：CN118583440A
公开(公告)日：2024-09-03
申请号：CN202410689623.8
申请日：2024-05-30
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： G01M10/00
摘要： 本发明公开两相流动模型气液流通比例试验标定方法、装置及设备，涉及航天技术领域，包括：关闭液体开关阀，打开气体开关阀和背压阀，通过气体流量计测第一气体流量、两相流动管路的第一进口压力以及第一出口压力，计算气体流阻系数；关闭气体开关阀，打开液体开关阀和背压阀，通过液体流量计测第一液体流量、两相流动管路第二进口压力以及第二出口压力，计算液体流阻系数；打开气体开关阀、液体开关阀和背压阀，通过流量计测第二气体流量、第二液体流量、两相流动管路第三进口压力和第三出口压力；结合两相流中液体的体积占比，计算修正指数以及携带系数；进而确定两相流动模型气液流通比例。本发明提高了仿真模型计算精度，提高工程实用性。
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公开(公告)号：CN118407858A
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202410222251.8
申请日：2024-02-28
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及一种一体化液体火箭发动机推力传递装置，包括十字梁(包括中心腹板、鸡冠状加强板、对接面)、传力座(包括燃气出入口对接法兰、弯管、圆形锥筒、传力柱)；中心腹板为十字形结构，对接面设置在十字梁的四个端部，位置低于十字梁的最大高度；十字梁靠近每个对接面的梁顶设有鸡冠状加强板；燃气出入口对接法兰之间通过弯管连通，弯管外侧靠近燃气入口对接法兰的顶部壁面设有圆形锥筒；十字梁与传力座之间可拆卸连接，且十字梁与传力座的对接面均为十字形对接面；传力柱从传力座的十字形对接面延伸至燃气出口对接法兰。本发明能够同时实现输送燃气和推力传递功能，缩小发动机的外包络尺寸，简化总装布局，提升发动机的推重比。
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公开(公告)号：CN115952699B
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202310242794.1
申请日：2023-03-14
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G16C60/00 , G01N3/20 , G01N25/16 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本发明公开一种用于发动机涂层的材料性能参数的确定方法，涉及表面涂层材料性能参数测试技术领域，以提供一种能测试发动机涂层在不同温度下的材料性能参数的技术方案。用于发动机涂层的材料性能参数的确定方法，包括以下步骤：将多个涂层试样依次置于不同的预设温度下，并测定每个涂层试样在不同的预设温度下弯曲后的中性面的长度；基于斯托尼公式，建立表征涂层试样的材料性能参数的第一关系；基于涂层试样弯曲变形后，面力的平衡关系，以及试样在不同预设温度下的中性面的长度，建立表征涂层试样的材料性能参数的第二关系；基于每个试样在不同预设温度下的中性面的长度，以及第一关系和第二关系，确定发动机涂层的材料性能参数。
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公开(公告)号：CN116091488A
公开(公告)日：2023-05-09
申请号：CN202310208856.7
申请日：2023-03-07
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： G06T7/00 , G06T7/11 , G06T7/13 , G06T7/136 , G06T7/187 , G06T7/60 , G01B11/02 , G01M15/00 , F02K9/96
摘要： 本发明公开一种发动机摇摆试验的位移测试方法及位移测试系统，涉及结构试验技术领域，以简化现有的发动机摇摆试验的测试过程，且在节约人力成本和时间成本的同时，提高测试精确度。所述方法包括：对待测发动机结构的未摇摆图像进行分割处理，确定对应的目标区域；基于实时获取的待测发动机结构的摇摆图像，确定在目标区域中的预设标记点的椭圆亚像素级边缘坐标；基于椭圆亚像素级边缘坐标，确定椭圆中心坐标；基于预存的空间坐标系与椭圆中心坐标之间的对应关系，结合椭圆中心坐标确定预设标记点对应的空间坐标；基于每个预设标记点的空间坐标，确定位移参数，位移参数为待测发动机结构处于摇摆状态时相对于待测发动机结构处于零位状态时的位移。
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