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

Applicant: 西安航天动力研究所

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

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

Abstract: 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

Applicant: 西安航天动力研究所

Inventor： 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: G01M10/00

Abstract: 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

Applicant: 西安航天动力研究所

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

IPC: G06F30/17

Abstract: 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

Applicant: 西安航天动力研究所 ,  苏州同元软控信息技术有限公司

Inventor： 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: 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。

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

Applicant: 西安航天动力研究所

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

IPC: F17C5/06 ,  F17C13/00

Abstract: 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

Applicant: 西安航天动力研究所

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

IPC: F02K9/52

Abstract: 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

Applicant: 西安航天动力研究所

Inventor： 徐云飞 ,  李龙飞 ,  陈鹏飞 ,  洪流 ,  周晨初

IPC: B05B7/14

CPC classification number: B05B7/1486

Abstract: 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：CN114021252B

公开(公告)日：2025-04-25

申请号：CN202111295180.7

申请日：2021-11-03

Applicant: 西安航天动力研究所

Inventor： 王丹 ,  陈宏玉 ,  张睿文 ,  周晨初 ,  刘占一 ,  李舒欣 ,  周康

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/17 ,  G06F30/28 ,  G06F113/08

Abstract: 本发明属于液体火箭发动机系统仿真领域，主要涉及一种基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真模型库架构，其目的是解决现有液体火箭发动机动态仿真模型库搭建中存在因火箭发动机包含组件多，采用工质物性复杂，所需各层次的模型数量庞大，使得系统模型搭建存在较大困难的技术问题。该动态仿真模型库架构秉承Modelica语言模型复用的理念，以介质库、接口库、通用函数库为支撑，组件库逐层展开，以基类形式复用，层次清晰，兼顾通用性和简洁性，以实用、通用、可拓展为原则，通过合理的模型库架构将各类组件模型归集，解决了液体火箭发动机因包含多种组件和介质，导致动态过程仿真需要不同颗粒度不同维度的仿真模型，使得系统模型搭建存在较大困难的问题。

公开(公告)号：CN118427960A

公开(公告)日：2024-08-02

申请号：CN202410378725.8

申请日：2024-03-29

Applicant: 西安航天动力研究所

Inventor： 李斌 ,  胡海峰 ,  周晨初 ,  张江涛 ,  葛树宏 ,  李晨沛 ,  陈嘉智 ,  谢豫 ,  王丹 ,  白梦炎

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/23 ,  G06F30/28 ,  G06F113/08

Abstract: 本发明公开一种发动机均相流动模型切换方法及装置，涉及火箭发动机仿真技术领域，用于解决现有技术中无法准确模拟低温推进剂两相流动，系统仿真精度低的问题。包括：获取均相流的相关参数以及气液混合比例；建立均相流的相关参数中的密度、粘度以及体积弹性模量与气液混合比例的第一关系；构建流阻、导热系数与介质物性间的第二关系，建立三种不同相态对应的三管均相流动模型；根据实际流动过程，确定三管均相流动模型的切换逻辑；并基于切换逻辑选择对应的管路模型，完成三管均相流动模型切换。从而实现液氧、液氮、甲烷、水等不同介质气液两相流动过程的模拟，准确模拟低温推进剂两相流动，提高液体火箭发动机系统的仿真精度。

公开(公告)号：CN113806860B

公开(公告)日：2023-08-08

申请号：CN202111014924.3

申请日：2021-08-31

Applicant: 西安航天动力研究所 ,  苏州同元软控信息技术有限公司

Inventor： 李斌 ,  张海明 ,  陈宏玉 ,  周晨初 ,  杨尚荣 ,  王丹 ,  李舒欣 ,  李晨沛 ,  刘占一 ,  何院

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/20 ,  G06F18/25 ,  F02K9/96 ,  G06F18/213

Abstract: 本发明涉及一种基于仿真的故障特征提取系统、方法、存储介质及设备，以解决目前发动机故障诊断依赖于大量的故障数据，实时性相对不足，且难以满足故障发展动态检测和诊断的问题。该系统包括发动机系统仿真模型生成模块、提取条件设置模块、模型仿真求解模块、仿真后结果处理模块、特征提取模块和故障特征库。该方法包括：1、获取发动机系统正常仿真模型和故障仿真模型并仿真求解；2、进行仿真中实时数据或仿真后结果数据提取；3、对步骤2中的提取的数据进行动态特征数据提取或稳态特征数据提取；4、对步骤3中提取的数据进行处理得动态特征提取结果和稳态特征提取结果；5、对提取结果处理并存储。