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公开(公告)号：CN112036018B
公开(公告)日：2022-07-15
申请号：CN202010851283.6
申请日：2020-08-21
Applicant: 西北工业大学 , 上海新力动力设备研究所 , 北京机电工程总体设计部
Abstract: 本发明提供了一种基于二次开发技术的固体火箭发动机尾焰流场计算方法，属于固体火箭发动机研究领域，包括：尾焰流场模型建立的参数化及模板化；尾焰流场网格划分的参数化及模板化；尾焰流场求解的参数化及模板化；尾焰流场计算参数输入及模板化脚本运行。该方法避免了复杂的模型建立过程，提高了模型建立的效率；建立网格划分的参数化模板，避免了传统CFD求解过程中时间占比较高的网格划分过程，提高了网格划分效率；能够自动完成复杂的物理模型、边界条件、求解参数等设置，避免了大量重复性工作，提高了求解效率。
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公开(公告)号：CN112036018A
公开(公告)日：2020-12-04
申请号：CN202010851283.6
申请日：2020-08-21
Applicant: 西北工业大学 , 上海新力动力设备研究所 , 北京机电工程总体设计部
Abstract: 本发明提供了一种基于二次开发技术的固体火箭发动机尾焰流场计算方法，属于固体火箭发动机研究领域，包括：尾焰流场模型建立的参数化及模板化；尾焰流场网格划分的参数化及模板化；尾焰流场求解的参数化及模板化；尾焰流场计算参数输入及模板化脚本运行。该方法避免了复杂的模型建立过程，提高了模型建立的效率；建立网格划分的参数化模板，避免了传统CFD求解过程中时间占比较高的网格划分过程，提高了网格划分效率；能够自动完成复杂的物理模型、边界条件、求解参数等设置，避免了大量重复性工作，提高了求解效率。
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公开(公告)号：CN112035933A
公开(公告)日：2020-12-04
申请号：CN202010916764.0
申请日：2020-09-03
Applicant: 西北工业大学 , 上海新力动力设备研究所 , 金通灵科技集团股份有限公司
IPC: G06F30/13 , G06F30/23 , G06F111/10 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供考虑结构间隙的固体火箭发动机喷管热结构耦合分析方法，包括S1:建立喷管内流场模型，确定沿喷管轴向不同位置截面积，通过牛顿迭代方法进行喷管内流场准一维等熵流动分析；S2：采用巴兹公式，确定喷管对流换热系数边界；S3：建立喷管热结构数值分析工程；建立喷管热防护结构的二维轴对称模型；建立喷管热防护结构的材料模型；S4：进行喷管热防护结构传热数值分析，包括模型设置、材料设定、接触设置、网格划分、求解参数设置、边界条件设置和求解及结果后处理；S5：进行喷管热防护结构热应力数值分析，包括求解参数设置、边界条件设置、求解和结果后处理。该方法丰富固体火箭发动机精细化分析方法，提高设计、分析技术水平。
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公开(公告)号：CN112035933B
公开(公告)日：2022-02-22
申请号：CN202010916764.0
申请日：2020-09-03
Applicant: 西北工业大学 , 上海新力动力设备研究所 , 金通灵科技集团股份有限公司
IPC: G06F30/13 , G06F30/23 , G06F111/10 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供考虑结构间隙的固体火箭发动机喷管热结构耦合分析方法，包括S1:建立喷管内流场模型，确定沿喷管轴向不同位置截面积，通过牛顿迭代方法进行喷管内流场准一维等熵流动分析；S2：采用巴兹公式，确定喷管对流换热系数边界；S3：建立喷管热结构数值分析工程；建立喷管热防护结构的二维轴对称模型；建立喷管热防护结构的材料模型；S4：进行喷管热防护结构传热数值分析，包括模型设置、材料设定、接触设置、网格划分、求解参数设置、边界条件设置和求解及结果后处理；S5：进行喷管热防护结构热应力数值分析，包括求解参数设置、边界条件设置、求解和结果后处理。该方法丰富固体火箭发动机精细化分析方法，提高设计、分析技术水平。
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公开(公告)号：CN112769939B
公开(公告)日：2023-03-21
申请号：CN202110041905.3
申请日：2021-01-13
Applicant: 北京机电工程总体设计部
IPC: H04L67/06 , H04L67/568 , H04L69/22 , H04L67/01 , H04L1/00
Abstract: 本发明公开了一种用于实时通讯的大数据可靠传输方法。该方法主要针对需要在实时通讯环境下传输文件时，各已知方法无法同时保证交互简单、传输可靠、速度快和传输超大文件的问题。通过建立用于文件传输的交互机制，传输质量保障机制、文件传输交互协议，采用实时校验，快速反馈方式，既保证了文件传输的正确性，又保证了文件传输的效率，具备大文件传输和并行传输优点。本方法交互简单，易于实现，适用广泛，满足有操作系统和无操作系统运行环境下的大文件的快速传输需求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112769939A
公开(公告)日：2021-05-07
申请号：CN202110041905.3
申请日：2021-01-13
Applicant: 北京机电工程总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种用于实时通讯的大数据可靠传输方法。该方法主要针对需要在实时通讯环境下传输文件时，各已知方法无法同时保证交互简单、传输可靠、速度快和传输超大文件的问题。通过建立用于文件传输的交互机制，传输质量保障机制、文件传输交互协议，采用实时校验，快速反馈方式，既保证了文件传输的正确性，又保证了文件传输的效率，具备大文件传输和并行传输优点。本方法交互简单，易于实现，适用广泛，满足有操作系统和无操作系统运行环境下的大文件的快速传输需求。
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公开(公告)号：CN111350616B
公开(公告)日：2023-12-12
申请号：CN202010141640.X
申请日：2020-03-03
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明涉及一种无约束条件下固体火箭发动机微小推力偏心测量的方法，该方法通过给发动机配备一定附载，使其飞行限制在一定的高度和速度范围内，在自由飞行状态下通过陀螺仪传感器测量、记录数据，计算处理数据得到发动机微小推力偏心。飞行器的测试数据和发动机推力均是建立在飞行器直角坐标系下，在该坐标系下，通过求得发动机推力沿三个坐标轴方向上的分量，最后计算得到推力偏心。
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公开(公告)号：CN114878133B
公开(公告)日：2023-07-28
申请号：CN202210539673.9
申请日：2022-05-18
Applicant: 西北工业大学 , 中国兵器工业试验测试研究院
Abstract: 本发明公开了一种超音速自由射流中的变马赫数试验方法，涉及航空航天技术领域，所设计的试验装置能够实现流场均匀区马赫数的宽范围、连续迅速变化，满足超音速飞行器的试验要求。同时易于调节，调节过程不会产生新的波系或尾流扰动。仅包含扩张段的装置设计提高了自由射流来流的利用效率，同时提高了变马赫数试验装置速度和空域的极限模拟能力。在基本参数选定的前提下，可采用直接优化算法计算优化后的装置内型面，防止变马赫数可调风洞喷管型线的复杂优化设计平台计算消耗大量算力，同时避免了多个设计变量优化过程中收敛于局部最优解或奇异解。
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公开(公告)号：CN118862608A
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202411064192.2
申请日：2024-08-05
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/25 , G06F30/28 , G06F17/11 , G06F17/16 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种基于FTLE的固冲发动机掺混表征方法，该方法包括：对固冲发动机模型进行网格划分，基于划分后的固冲发动机模型，确定固冲发动机的初始内流场；根据固冲发动机的初始内流场，在设定时间步长内迭代计算瞬态内流场数据，并按预定频次进行存储得到瞬态内流场数据；将瞬态内流场数据导入流体动力学计算软件中，选取任一二维截面，通过插值将二维截面的瞬态内流场数据转化至笛卡尔网格下，得到新的瞬态内流场数据，并批量化处理获取若干新的瞬态内流场数据；将若干新的瞬态内流场数据导入FTLE计算模块，输出固冲发动机的FTLE分布图。解决了因掺混过程过于复杂而难以预估掺混性能的问题，为固冲发动机掺混增强技术以及燃烧效率的提高奠定了基础。
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公开(公告)号：CN118583501A
公开(公告)日：2024-09-03
申请号：CN202410690584.3
申请日：2024-05-30
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本申请公开了一种主动引射下固体火箭发动机后效推力测量系统及方法，该测量系统包括滑动安装机构、前推力传感器和主动引射装置；所述滑动安装机构上滑动安装有试验发动机；所述前推力传感器安装于所述试验发动机的前端，所述前推力传感器的检测端和传感器固定板无挤压接触，所述传感器固定板固定安装；所述主动引射装置包括引射喷管，所述引射喷管的进口与所述试验发动机后端的尾喷管的出口连接，所述引射喷管的侧壁设置有引射进气口。本申请通过主动引射模拟真实高空试验环境，从而能够快速地为发动机喷管尾部提供所需的低背压环境，本申请解决了现有技术中的后效推力测量装置存在结构复杂及难以快速提供所需要的低背压条件的问题。
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