公开(公告)号：CN114564810B

公开(公告)日：2024-09-10

申请号：CN202111616265.0

申请日：2021-12-27

申请人： 西安航天动力研究所

发明人： 任孝文 ,  陈宏玉 ,  王丹 ,  周晨初 ,  刘占一 ,  李舒欣 ,  周康

IPC分类号： G06F30/20 ,  G06F30/28 ,  G06F17/12 ,  G06F17/13 ,  G06F113/08 ,  G06F119/14

摘要： 本发明涉及一种模型构建方法，具体涉及基于Modelica的常温推进剂充填管路模型构建方法；解决现有常温推进剂充填管路的计算方法无法考虑气体压缩性的影响，不能满足液体火箭发动机起动过程动态仿真准确性的技术问题。该基于Modelica的常温推进剂充填管路模型构建方法，包括根据液体火箭动力系统中的真实充填物理过程和Modelica建模规范，确定状态变量和关键参数，建立连接器，构建概念模型，将管路沿流向平均分为N段网格，构建空间偏导处理模块，将连接器、空间偏导处理模块及控制方程模块组合成为仿真模型；采用常温推进剂仿真模型进行验证，并记录验证数据；将仿真模型的验证数据与相应实验数据进行对比，根据对比结果对仿真模型进行修正与校核。

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

发明人： 李斌 ,  高玉闪 ,  胡海峰 ,  陈宏玉 ,  周晨初 ,  任孝文 ,  李舒欣 ,  李晨沛 ,  陈嘉智 ,  谢豫

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。

公开(公告)号：CN113656916A

公开(公告)日：2021-11-16

申请号：CN202110967449.5

申请日：2021-08-23

申请人： 西安航天动力研究所

发明人： 王丹 ,  陈宏玉 ,  周康 ,  刘占一 ,  李舒欣 ,  周晨初 ,  李晨沛

IPC分类号： G06F30/17

摘要： 本发明提供一种常温推进剂燃气发生器低压点火动态模型建立方法，解决现有推进剂燃气发生器燃烧过程所建立的动态模型，单纯采用转化时间模拟转化量，过高估计点火初始阶段反应能力的问题。该方法包括步骤：1)热力组件动态模型中，在推进剂转化率和前增加转化率修正系数α，得到修正后液体燃料、液体氧化剂、燃烧产物燃气质量积累公式；当Kg≥Kg_rate，α＝c1(t‑t1)2+c1(t‑t1)；当Kg

公开(公告)号：CN113590569A

公开(公告)日：2021-11-02

申请号：CN202110856995.1

申请日：2021-07-28

申请人： 西安航天动力研究所 ,  苏州同元软控信息技术有限公司

发明人： 陈宏玉 ,  王天飞 ,  周晨初 ,  李舒欣 ,  刘占一 ,  王丹 ,  周康 ,  张庆 ,  陈一丹 ,  丁吉

IPC分类号： G06F16/176 ,  G06F16/23

摘要： 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。

公开(公告)号：CN110848565B

公开(公告)日：2021-07-20

申请号：CN201911013567.1

申请日：2019-10-23

申请人： 西安航天动力研究所

发明人： 杨尚荣 ,  杨宝娥 ,  李舒欣 ,  陈鹏飞 ,  刘占一 ,  陈帆 ,  周晨初

IPC分类号： F17C5/06 ,  F17C13/00

摘要： 本发明公开了一种氙气加注系统及方法，属于空间推进系统推进剂加注技术领域。该氙气加注系统包括氙气储罐、电加热器、气源阀、星上气瓶、加注阀、星上气瓶称重装置、真空泵、真空阀、氦气阀、氦气瓶、放气阀、回收装置、回收阀、绝压压力表、纯度分析仪和恒温箱，通过恒温箱对氙气储罐进行降温，使得氙气储罐中的氙为气液两相饱和状态，以便在重力作用下使液态氙处于氙气储罐的下部，气态氙处于氙气储罐的上部。电加热器设置在氙气储罐的顶部，对氙气储罐上部的气态氙进行加热，以增大氙气储罐的压力，通过增加氙气储罐的压力将处于氙气储罐下部的液态氙挤压到星上气瓶中，一次性完成氙气加注，上述氙气加注系统结构简单，提高了加注速度和加注密度。

公开(公告)号：CN113027635A

公开(公告)日：2021-06-25

申请号：CN202110425405.X

申请日：2021-04-20

申请人： 西安航天动力研究所

发明人： 周康 ,  陈宏玉 ,  刘占一 ,  周晨初 ,  王丹 ,  李舒欣 ,  王勇

IPC分类号： F02K9/52

摘要： 本发明提供一种通过射流自击式膜实现头部冷却的针栓喷注器，解决现有针栓式喷注器冷却方式存在加工复杂、冷却成本高以及只能单次使用的问题。该针栓喷注器包括燃烧室、针阀和中心筒；针阀设置在燃烧室的中心通道内，包括针阀上端盖和针阀下筒体，针阀上端盖设置在燃烧上端盖上方，针阀下筒体包括第一筒体和第二筒体，第二筒体的外壁面与燃烧室中心通道内壁面之间设置有环形的推进剂流道，推进剂流道与燃烧室的进液口连通；中心筒设置在针阀的内腔内，其上端设有敞开的内腔进液口，下端设置有内端盖；内端盖上设置有与中心筒内腔连通，且具有相同长径比的多个撞击孔；中心筒的下端沿其周向设置有多个喷注口。

公开(公告)号：CN107088485A

公开(公告)日：2017-08-25

申请号：CN201710418270.8

申请日：2017-06-06

申请人： 西安航天动力研究所

发明人： 徐云飞 ,  李龙飞 ,  陈鹏飞 ,  洪流 ,  周晨初

IPC分类号： B05B7/14

CPC分类号： B05B7/1486

摘要： 本发明提供了一种用于在空间环境中生成低速烟幕的撞击反射式喷射器，包括混合室、喷射件和扩张件。混合室包括开设在其外壁上且位于同侧的一个混合室出口和多个混合室入口。混合室入口相对于混合室出口的中心轴线沿圆周方向均匀分布。喷射件与混合室入口数量相同，每一个喷射件的一端均密封地穿过相应的混合室入口并且插入所述混合室的内腔中，每一个喷射件的另一端均与外部用于供应烟幕粒子与气体的混合物的供应系统连接，喷射件的中心轴线在混合室的内腔中相交于一点。扩张件包括与混合室出口连接的颈部和从所述颈部向外扩张的扩张部。本发明解决了本领域现有技术中空间环境下生成的烟幕速度较快以及烟幕扩散范围难以控制的技术问题。

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

申请人： 西安航天动力研究所

发明人： 李晨沛 ,  胡海峰 ,  周晨初 ,  冀鹏 ,  刘占一 ,  李舒欣 ,  陈嘉智

IPC分类号： G06F30/17 ,  G06F17/11 ,  G06F119/14

摘要： 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。

公开(公告)号：CN118427959A

公开(公告)日：2024-08-02

申请号：CN202410378722.4

申请日：2024-03-29

申请人： 西安航天动力研究所

发明人： 胡海峰 ,  周晨初 ,  彭祺擘 ,  李宁 ,  张江涛 ,  李舒欣 ,  陈嘉智 ,  谢豫 ,  李晨沛

IPC分类号： G06F30/15 ,  G06F30/20 ,  G06F113/14

摘要： 本发明公开火箭发动机系统的仿真模型构建方法、装置和设备，涉及火箭发动机技术领域，以解决现有技术中火箭发动机系统的仿真模型构建效率低的问题。火箭发动机系统的仿真模型构建方法包括：获取预先构建的火箭发动机系统动态链接库以及目标火箭发动机系统；火箭发动机系统动态链接库包括多个组件动态链接库；将目标火箭发动机系统划分成若干个组件；基于若干个组件，从火箭发动机系统动态链接库中，选取若干个组件中各个组件对应的组件动态链接库；基于若干个组件中各个组件对应的组件动态链接库，构建目标火箭发动机系统的仿真模型。

公开(公告)号：CN117875094B

公开(公告)日：2024-06-21

申请号：CN202410282665.X

申请日：2024-03-13

申请人： 西安航天动力研究所

发明人： 李斌 ,  高玉闪 ,  胡海峰 ,  周晨初 ,  陈嘉智 ,  曹国彦 ,  李舒欣 ,  李晨沛 ,  谢豫

IPC分类号： G06F30/20 ,  G06F119/14 ,  G06F119/08

摘要： 本发明公开了一种发动机仿真模型的精度评估方法、装置以及电子设备，涉及发动机仿真技术领域，用于提供一种提高发动机仿真模型的精度，从而更好地支持发动机的设计、优化和应用的技术方案。包括：获取发动机的目标参数仿真数据以及目标参数试验数据。将目标参数仿真数据以及目标参数试验数据，确定为目标参数稳态仿真数据、目标参数稳态试验数据，目标参数瞬态仿真数据以及目标参数瞬态试验数据。基于目标参数稳态仿真数据与目标参数稳态试验数据，确定目标参数的稳态精度。利用多种预测算法，确定每种预测算法下，目标参数的贴合度评价结果和目标参数的相似性评价结果。利用灰色关联分析法，确定目标参数的瞬态精度。