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公开(公告)号：CN113417763B
公开(公告)日：2022-10-14
申请号：CN202110853076.9
申请日：2021-07-27
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提供了一种固体火箭发动机燃面退移计算方法，包括：构建三角面片集合；构建最短距离场函数构建笛卡尔网格上的燃速分布场r(x)；修改场函数在每个节点坐标x处的数值；基于新的场函数生成用三角面片表达的等值面，将该等值面中的所有三角面片的集合记为I；进行几何布尔运算；计算固体火箭发动机在当前时刻的总燃气生成率；计算固体火箭发动机燃烧室内当前时刻的压强p；燃烧表面面积变化曲线、燃气生成率曲线，以及压强p随时间变化的曲线，即为燃面退移计算结果。该方法整个计算流程不涉及数值差分运算，节省了算力，消除了在棱线、角点附近区域进行数值差分运算所可能引入的计算误差。
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公开(公告)号：CN113700574B
公开(公告)日：2022-09-27
申请号：CN202111104516.7
申请日：2021-09-22
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提供了一种用于固体火箭冲压发动机的增强掺混装置，固体火箭冲压发动机包括进气道，进气道内设置有波瓣掺混器，波瓣掺混器包括分流弯板和波瓣本体，分流弯板固定在进气道的内壁上；波瓣本体包括至少一个第一分流板、曲面板和第二分流板，第一分流板和第二分流板通过曲面板连接；第一分流板、曲面板和第二分流板的顶边均依次固定在分流弯板上，底边依次连接后呈矩形波纹状；第一分流板和第二分流板的板面投影夹角为夹角。
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公开(公告)号：CN114878133A
公开(公告)日：2022-08-09
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：CN113417763A
公开(公告)日：2021-09-21
申请号：CN202110853076.9
申请日：2021-07-27
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提供了一种固体火箭发动机燃面退移计算方法，包括：构建三角面片集合；构建最短距离场函数构建笛卡尔网格上的燃速分布场r(x)；修改场函数在每个节点坐标x处的数值；基于新的场函数生成用三角面片表达的等值面，将该等值面中的所有三角面片的集合记为I；进行几何布尔运算；计算固体火箭发动机在当前时刻的总燃气生成率；计算固体火箭发动机燃烧室内当前时刻的压强p；燃烧表面面积变化曲线、燃气生成率曲线，以及压强p随时间变化的曲线，即为燃面退移计算结果。该方法整个计算流程不涉及数值差分运算，节省了算力，消除了在棱线、角点附近区域进行数值差分运算所可能引入的计算误差。
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公开(公告)号：CN108710677A
公开(公告)日：2018-10-26
申请号：CN201810477372.1
申请日：2018-05-18
Applicant: 中国兵器工业新技术推广研究所 , 重庆铁马工业集团有限公司 , 西北工业大学
IPC: G06F17/30
Abstract: 通过NoSQL数据库实现BOM数据的多组织多视图的解决方法。多组织是指大型企业中的多个业务组织以及上下级关系构成的网状关系，业务组织如设计、工艺、生产、销售、采购等，上下级关系如集团和分厂等。多视图，是指对应于同一产品的BOM树，不同的业务组织定义、维护、查看的内容或者值是不同的。比如常见的工时定额，在集团工艺部门维护的值，与A分厂或者B分厂维护的值是不同的。所以，对于BOM树中节点任何同一属性，在NoSQL数据中可以存储多个值，这些值用TAG进行区分。定义视图的时候，通过一个TAG或者多个TAG定义属性的取值。通过视图定义，为不同的业务组织展示不同的BOM结构、节点属性和属性的值。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115169009A
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202210893889.5
申请日：2022-07-27
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F17/12 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种考虑燃气性质差异的多推进剂一维内弹道计算方法，其包括建立固体火箭发动机的物理模型；建立瞬态控制方程组，计算得到下一时刻的混合气体的密度、燃烧室温度、燃气流速和燃烧室压强；获取下一时刻不同推进剂产生燃气的燃气余量；更新物性参数加权平均值；计算下一时刻的燃速和燃面面积；重复以上操作直到计算到推进剂药柱完全燃尽，完成一维内弹道计算。本发明考虑了混合装药固体火箭发动机在燃烧过程中不同推进剂产生的燃气掺混的过程，计算结果精确。
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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：CN111350616A
公开(公告)日：2020-06-30
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：CN116756848A
公开(公告)日：2023-09-15
申请号：CN202310686061.7
申请日：2023-06-09
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F119/14 , G06F119/08 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭发动机喷管热结构直接耦合分析方法，包括：S2：根据喷管热结构直接耦合分析模型，设置初始条件；S3：根据初始条件，在当前时间步下，进行喷管热防护结构应力的数值分析，得到当前时间步下的分析结果；S4：获取当前时间步下喷管喉衬所有接触对的温度和压强；S5：根据各接触对的温度和压强，计算所有接触对的接触热阻，得到拟合结果；S6：根据拟合结果更新所述初始接触热阻，得到更新后的初始条件；S7：判断发动机是否结束工作，若是，利用更新后的初始条件计算下一个时间步下的分析结果，得到最终分析结果并对最终分析结果进行后处理并进行可视化展示；否则，将下一个时间步作为当前时间步并返回S3。
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公开(公告)号：CN113700574A
公开(公告)日：2021-11-26
申请号：CN202111104516.7
申请日：2021-09-22
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明提供了一种用于固体火箭冲压发动机的增强掺混装置，固体火箭冲压发动机包括进气道，进气道内设置有波瓣掺混器，波瓣掺混器包括分流弯板和波瓣本体，分流弯板固定在进气道的内壁上；波瓣本体包括至少一个第一分流板、曲面板和第二分流板，第一分流板和第二分流板通过曲面板连接；第一分流板、曲面板和第二分流板的顶边均依次固定在分流弯板上，底边依次连接后呈矩形波纹状；第一分流板和第二分流板的板面投影夹角为夹角。
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