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公开(公告)号：CN118194502A
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202311539057.4
申请日：2023-11-17
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F17/12 , G06F111/10 , G06F119/08 , G06F113/08
Abstract: 本申请公开了一种防隔热与舱内系统一体化分析方法，涉及舱内热环境数值模拟技术领域，包括S1：建立和简化防隔热层与舱内系统三维几何模型，将飞行器舱内结构和设备简化获得多个单元控制体；S2：根据能量平衡关系，考虑单元控制体与相邻的单元控制体之间的传热量和自身发热量，建立每个单元控制体的能量平衡方程；S3：考虑传热影响，对每个单元控制体添加物性参数和边界条件；S4：基于上述步骤S2和S3，获得每一个单元控制体的能量平衡方程，求解联立所有能量平衡方程，获得每一个单元控制体随时间变化的温度。仅针对舱内设备局部热环境进行仿真分析，计算效率高。
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公开(公告)号：CN117875055A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202410037292.X
申请日：2024-01-10
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 一种贮箱推进剂分布压力载荷计算和提取方法，包括：在贮箱截面上任意选取一点并建立一个直角坐标系；基于过载加速度与推进剂体积，获得推进剂气液界面与贮箱外围轮廓的交点坐标；选取贮箱外围轮廓与推进剂的一个交界点，建立压力求解三角形；通过海伦公式求解三角形面积，进而获得交界点到推进剂气液界面的垂直距离；依据压力求解公式，获得推进剂对贮箱壁面此交界点处的压力。本发明方法可以适应于任意外形的贮箱，辅助实际飞行器贮箱的设计与优化，节省实验成本和时间。
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公开(公告)号：CN117669159A
公开(公告)日：2024-03-08
申请号：CN202311530916.3
申请日：2023-11-16
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种高速流动下评估激光烧蚀的获取方法，建立基于流场与烧蚀双向耦合计算的高精度激光烧蚀模型，实现流场与烧蚀速率同步计算。在解决激光/流场耦合下辐射环境、激光烧蚀结构性能预示、激光烧蚀后流动预示方面具有低成本、精度高、准备时间短等优势，体现先进数值方法以及多物理场耦合创新性，可广泛应用于辐射环境评估、辐射效能仿真等领域。
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公开(公告)号：CN117592390A
公开(公告)日：2024-02-23
申请号：CN202311539056.X
申请日：2023-11-17
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/28 , G06F30/23 , G06F17/13 , G06F111/10 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 一种基于自适应耦合计算时间步长的多物理场松耦合方法，包括S1求初始时刻的瞬态流场的壁面热流密度分布；S2考虑相邻时刻流场温差，获得自适应耦合计算时间步长；基于自适应耦合计算时间步长，求下一迭代时刻的瞬态流场的壁面热流密度分布；S3对固体场的初边界条件更新，根据更新后的边界条件，获得固体结构初始时刻的更新后瞬态温度场分布；S4基于自适应耦合计算时间步长，求下一迭代时刻的瞬态固体结构温度场分布；S5将瞬态固体结构温度场分布传递给相邻流场的流体域节点，作为流场计算的边界条件；基于流场计算的边界条件，获得下一迭代时刻的更新后的瞬态流场的壁面热流密度分布；S6重复S2‑S5。提高了多物理场耦合计算效率。
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公开(公告)号：CN112504615B
公开(公告)日：2023-04-14
申请号：CN202011164994.2
申请日：2020-10-27
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 胡鹏举 , 杨旸 , 费王华 , 秦云鹏 , 李杰奇 , 王国庆 , 郑雄 , 武健辉 , 李争学 , 王浩亮 , 曾星星 , 辜天来 , 尹戈玲 , 刘建妥 , 乔晓慧 , 姚星合
Abstract: 一种旋转加速式的磁悬浮电磁推进试验系统，包括：真空旋转加速段、试验段、磁悬浮电推进系统、能源存储分配系统、试验气体介质调控系统以及试验数据测量系统；试验模型通过旋转加速，获得初始速度并进入试验段，试验段内设置有磁悬浮电推进系统，通过磁悬浮电推进系统对试验模型进行速度控制，模拟飞行弹道；能源存储分配系统和试验气体介质调控系统均设置在试验段外侧，能源存储分配系统用于给磁悬浮电推进系统以及试验气体介质调控系统供电，试验气体介质调控系统用于调节密闭的试验段内部的气体压力及温度；试验数据测量系统用于采集试验模型运动数据。解决原有试验设备试验模型尺度受限、试验气体受污染、天地差异性等限制飞行器技术的难题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115879216A
公开(公告)日：2023-03-31
申请号：CN202211430919.5
申请日：2022-11-15
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F17/11 , G06F119/14 , G06F113/08 , G06F111/10 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及一种内流道强波系干扰控制下的流场重构设计方法，改善进气道的气动热分布，克服特征线法无法实现粘性计算的限制，突出CFD方法进行精细化设计的优势，能够为内流道气动热优化提供设计支撑。本发明提出并实现内转式进气道激波控制设计方案，相比于简单构型进气道，激波控制设计能够合理地调配整体激波与局部激波分配，降低高马赫数条件下激波干扰强度，具有较好的气动性能与降热综合性能。
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公开(公告)号：CN112307558A
公开(公告)日：2021-02-02
申请号：CN202011148714.9
申请日：2020-10-23
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种三维曲面导流通道、导焰舱及导流通道的设计方法，该导流通道前端的导流通道入口与飞行器喷管的出口相连，后端与助推器相连；导流通道包括中心尖劈和位于尖劈两侧的两组侧板、顶板和底板，所述尖劈为对称的V形壳体结构，尖劈头部为位于导流通道入口的直线形结构，将导流通道入口分隔为两部分，尖劈两翼为外凸弧面结构，两翼张开且尾部成圆弧结构，用于与助推器相连；两翼分别与侧板、顶板和底板围成导流通道的两个内流道，冷态气流及高温燃气经分隔后的导流通道入口进入两侧的内流道后排出。本发明三维外凸式中心锥导流通道构型，能顺利将飞行器喷管的冷态气流及高温燃气顺利导出，显著提高质量流率及流量，降低飞行器阻力。
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公开(公告)号：CN119849108A
公开(公告)日：2025-04-18
申请号：CN202411725804.8
申请日：2024-11-28
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F119/08
Abstract: 本发明涉及一种应用于发动机的主动冷却方法，包括：一、建立适用于斜爆震发动机的主动热防护理论分析模型；二，初步确定主动热防护理论分析模型参数；三，加载热流条件，对主动热防护理论分析模型进行主动冷却仿真分析，获得冷却剂温度分布；四，确认冷却剂温度分布是否满足冷却剂温度上限要求以及固壁材料温度使用要求，若满足，进入步骤六，若不满足，进入步骤五；五，更改主动热防护理论分析模型参数，重复步骤三‑四；六，将局部高热流区域的矩形冷却通道修改为带有不同弯折结构的冷却通道构型，直至满足需求；七，根据最终的主动热防护理论分析模型及参数加工主动热防护结构。本发明解决了斜爆震发动机结构防热难题。
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公开(公告)号：CN117644986A
公开(公告)日：2024-03-05
申请号：CN202311482972.4
申请日：2023-11-08
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64F5/00 , G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种应用于吸气式飞行器的推阻匹配快速分析方法，包括：获取飞行器气动性能数表和动力性能数表；确定不同飞行马赫数和飞行高度下的飞行攻角；根据飞行攻角和气动性能数表，确定飞行器在相应飞行状态下的飞行阻力；根据飞行攻角和动力性能数表，确定飞行器在相应飞行状态下的发动机额定推力比冲、最大推力比冲和进气道流量系数，进而确定飞行器在相应飞行状态下的发动机额定推力和最大推力；根据飞行阻力确定真实阻力值；根据最大推力和真实阻力值，确定推阻比；根据额定推力比冲和真实阻力值，确定巡航效率因子；根据巡航效率因子和推阻比，以及发动机额定推力与真实阻力值的大小关系，确定当前飞行器飞行状态下的推阻匹配情况。
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公开(公告)号：CN117634341A
公开(公告)日：2024-03-01
申请号：CN202311557132.X
申请日：2023-11-21
Applicant: 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F30/28 , G06F17/11 , G16C10/00 , G06F119/14 , G06F113/08
Abstract: 本发明一种异型贮箱内液体晃动特性研究及等效动力学建模方法，属于新型动力飞行器技术领域。具体包括：建立异型贮箱推进剂晃动等效动力学模型；在NS方程的基础上，耦合建立的异型贮箱推进剂晃动等效动力学模型，建立剧烈晃动工况下高精度气液两相流数值计算框架；将异型贮箱进行网格划分，并导入建立的数值框架中进行边界条件设置与数值计算，并进行全飞行工况气液分布及含气率与受力分析；最终，基于分析结果，建立异型贮箱晃动参数理论模型。该方法辅助实际进行新型动力飞行器的异型贮箱的设计与优化，节省试验成本和时间。
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