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公开(公告)号：CN119692230A
公开(公告)日：2025-03-25
申请号：CN202411742436.8
申请日：2024-11-29
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/28 , F02K9/96 , F02K9/46 , F02K9/60 , G06F111/04 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种热状态分析方法，具体涉及一种液体火箭发动机涡轮泵热反侵分析和试验流程优化方法，目的是解决现有技术难以通过试验的方法获得涡轮泵热状态的问题。本发明包括以下步骤：1)选取计算域，建立传热模型M；2)对传热模型M施加第一边界条件C1，获得热状态S1；3)传热模型M施加第二边界条件C2，获得热状态S2；4)判断各关键组件的温度，若均满足条件则结束，若不满足则执行5)；5)对不满足要求的关键组件进行控温，对传热模型M施加第三边界条件C3，获得热状态S3；6)判断各关键组件的温度，若均满足条件则结束，若不满足则返回5)修改第三边界条件C3，直至各关键组件的温度均满足要求。
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公开(公告)号：CN119249703A
公开(公告)日：2025-01-03
申请号：CN202411258470.8
申请日：2024-09-09
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/20 , G06F17/12 , G06F17/11 , G06F113/08 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开一种液体燃料雾化燃烧的耦合计算方法、装置、设备及介质，应用于液体燃料的雾化燃烧领域，所述液体燃料雾化燃烧的耦合计算方法，包括：根据非结构网格单元两侧的边界面积均值和非结构网格单元的面积，对所述非结构网格单元的长度进行等效处理，得到所述非结构网格单元的等效长度；通过气液两相流动方程组，确定液态燃料雾化燃烧时的气相体积分数和组分质量分数；根据所述气相体积分数和所述等效长度，确定液体燃料雾化燃烧过程中的液体蒸发速率；以及，根据所述组分质量分数，确定液体燃料雾化燃烧过程中的燃烧速率。该方法能够准确的求解液体燃料雾化燃烧过程。
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公开(公告)号：CN116482163A
公开(公告)日：2023-07-25
申请号：CN202310261158.3
申请日：2023-03-17
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种用于高温燃油状态下发汗冷却面板的热测试装置，以解决现有的冷流测量方法无法对高温工况下发汗冷却面板的渗透率以及相容性进行准确测量的技术问题。具体包括测试壳体以及加热机构；测试壳体内部设有用于放置发汗冷却面板的高温燃油腔；高温燃油腔用于模拟发动机燃烧室的燃油流动通道；所述测试壳体底部并排设有多个与高温燃油腔连通的燃油进口，还并排设有多个与高温燃油腔连通的燃油出口；测试壳体顶部设有至少一个与高温燃油腔连通的发汗出口；加热机构与测试壳体连接，用于对测试壳体加热。本发明可以测试燃油在高温状态或发汗冷却面板在高温状态下的渗透率，还可完成高温燃油与发汗冷却面板及高温合金结构的相容性测试。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119534536A
公开(公告)日：2025-02-28
申请号：CN202411742435.3
申请日：2024-11-29
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明涉及一种火箭发动机配件，具体涉及一种涡轮泵隔离腔换热系数测试装置及热状态分析方法，目的是解决现有涡轮泵隔离腔难以通过试验的方法获得其内部结构热状态的问题。本发明包括依次连接的燃料腔模拟件、隔离腔模拟件和氧化剂腔模拟件；燃料腔模拟件为第一圆环腔，氧化剂腔模拟件为第三圆环腔，隔离腔模拟件为大端与第二圆环腔一端连接的圆台，圆台的小端与第一圆环腔的一端连接，第二圆环腔的另一端与第三圆环腔的一端连接；第一圆环腔的另一端设置有第一圆环板，第三圆环腔的另一端设置有第三圆环板；第一圆环腔和圆台之间、第二圆环腔和第三圆环腔之间均设置有隔离圆环板。
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公开(公告)号：CN119314571A
公开(公告)日：2025-01-14
申请号：CN202411258469.5
申请日：2024-09-09
Applicant: 西安航天动力研究所
Abstract: 本发明公开一种湍流燃烧特性的预测方法、装置、设备及介质，以对碳氢燃料湍流燃烧特性进行快速、准确的预测，所述湍流燃烧特性的预测方法，包括：构建三步反应机理，三步反应机理包括由碳氢燃料和氧气作为反应燃料的第一反应机理；由一氧化碳和氧气作为反应燃料的第二反应机理；由氢气和氧气作为反应燃料的第三反应机理；通过零维等压火焰模型，以碳氢燃料为燃料，进行三步反应机理，确定碳氢燃料完全燃烧时的最高温度作为绝热平衡温度，以及确定碳氢燃料燃烧过程中温度变化率的最大值点作为点火延迟；通过一维等压火焰模型，以碳氢燃料为燃料，进行三步反应机理，根据反应压力和层流火焰速度之间的指数关系，确定层流火焰速度。
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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
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/10
Abstract: 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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公开(公告)号：CN113806986B
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202111129198.X
申请日：2021-09-26
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种横向振荡压力场下撞击式喷嘴雾化过程的仿真方法，以解决目前固定网格的界面捕捉方法难以适用于雾化过程，及难以通过仿真技术构造出与燃烧室声学模态一致的大幅值振荡压力场的技术问题。该方法包括以下步骤：1、以喷嘴的中心轴线为中心，沿圆柱形燃烧室径向切面上截取一段环形区域，展开构建一阶横向振型；2、按笛卡尔网格的格式对方形计算域进行空间离散；3、采用树形网格自适应方法，通过设定自适应加密准则，对计算域中网格进行加密；4、通过多尺度仿真算法求解得撞击式喷雾场；5、在与液膜垂直的相对边界上设置声学扰动条件构造一阶横向振荡压力场；6、将一阶横向振荡压力场与撞击式喷雾场耦合求解。
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公开(公告)号：CN113806986A
公开(公告)日：2021-12-17
申请号：CN202111129198.X
申请日：2021-09-26
Applicant: 西安航天动力研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种横向振荡压力场下撞击式喷嘴雾化过程的仿真方法，以解决目前固定网格的界面捕捉方法难以适用于雾化过程，及难以通过仿真技术构造出与燃烧室声学模态一致的大幅值振荡压力场的技术问题。该方法包括以下步骤：1、以喷嘴的中心轴线为中心，沿圆柱形燃烧室径向切面上截取一段环形区域，展开构建一阶横向振型；2、按笛卡尔网格的格式对方形计算域进行空间离散；3、采用树形网格自适应方法，通过设定自适应加密准则，对计算域中网格进行加密；4、通过多尺度仿真算法求解得撞击式喷雾场；5、在与液膜垂直的相对边界上设置声学扰动条件构造一阶横向振荡压力场；6、将一阶横向振荡压力场与撞击式喷雾场耦合求解。
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