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    两相流动模型气液流通比例试验标定方法、装置及设备
    1.
    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 审中-实审

    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。

    常温推进剂燃气发生器低压点火动态模型建立方法
    2.
    发明公开
    常温推进剂燃气发生器低压点火动态模型建立方法 审中-实审

    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

    一种基于modelica语言的涡轮泵频域仿真模型建模方法
    3.
    发明公开
    一种基于modelica语言的涡轮泵频域仿真模型建模方法 审中-实审

    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。

    火箭发动机系统的仿真模型构建方法、装置和设备
    4.
    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 审中-实审

    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。

    一种发动机仿真模型的精度评估方法、装置以及电子设备
    5.
    发明授权
    一种发动机仿真模型的精度评估方法、装置以及电子设备 有权

    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。

    基于模型库的发动机架构系统的生成系统、方法、介质及设备
    6.
    发明公开
    基于模型库的发动机架构系统的生成系统、方法、介质及设备 审中-实审

    公开(公告)号：CN116484581A

    公开(公告)日：2023-07-25

    申请号：CN202310290555.3

    申请日：2023-03-23

    申请人： 西安航天动力研究所

    发明人： 周晨初 ,  陈宏玉 ,  胡海峰 ,  李舒欣 ,  梁树强 ,  陈嘉智 ,  李晨沛 ,  刘占一

    IPC分类号： G06F30/20 ,  G06F119/02 ,  G06F119/14 ,  G06F111/04

    摘要： 本发明涉及一种基于模型库的发动机架构系统的生成系统、方法、介质及设备，以解决目前发动机模型设计过程中设计参数和架构无法传承，从而降低了新型号发动机模型的设计效率的技术问题。该系统包括目标需求模型构建模块、目标需求模型匹配模块、需求模型库构建模块、发动机架构模型库构建模块、目标需求集合匹配模块及目标发动机架构系统构建模块。该方法包括：1、采用SysML语言构建需求模型库和发动机架构模型库；2、基于SysML语言构建目标需求模型；3、获得与目标需求模型相匹配的目标需求集合；4、从发动机架构模型库筛选满足需求的多个架构系统；5、输入约束条件，筛选获得目标发动机架构系统。

    一种发动机均相流动模型切换方法及装置
    8.
    发明公开
    一种发动机均相流动模型切换方法及装置 审中-实审

    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

    申请人： 西安航天动力研究所

    发明人： 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分类号： G06F30/15 ,  G06F30/23 ,  G06F30/28 ,  G06F113/08

    摘要： 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。