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公开(公告)号：CN108412637B
公开(公告)日：2020-04-10
申请号：CN201810216348.2
申请日：2018-03-16
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种新型氢氧火箭发动机系统，包括：氢涡轮泵、氧涡轮泵、补氧燃烧器、补氧阀、氧主阀、氧涡轮抽气阀、氢主阀、推力室和氢涡轮抽气阀；其中，氢涡轮泵通过氢主阀与推力室管道连接；氢涡轮泵通过氢涡轮抽气阀与推力室的头部管道连接；氧涡轮泵通过氧主阀与推力室的头部管道连接；氧涡轮泵通过补氧阀与补氧燃烧器的一侧管道连接；补氧燃烧器的一端与氧涡轮泵管道连接，补氧燃烧器的另一端通过氧涡轮抽气阀与推力室的头部管道连接。本发明简化了发动机系统方案，有利于发动机总体性能提升，并且有效简化氧涡轮泵密封设计复杂性，提高工作可靠性，同时降低氦气消耗量。
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公开(公告)号：CN108412637A
公开(公告)日：2018-08-17
申请号：CN201810216348.2
申请日：2018-03-16
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 本发明公开了一种新型氢氧火箭发动机系统，包括：氢涡轮泵、氧涡轮泵、补氧燃烧器、补氧阀、氧主阀、氧涡轮抽气阀、氢主阀、推力室和氢涡轮抽气阀；其中，氢涡轮泵通过氢主阀与推力室管道连接；氢涡轮泵通过氢涡轮抽气阀与推力室的头部管道连接；氧涡轮泵通过氧主阀与推力室的头部管道连接；氧涡轮泵通过补氧阀与补氧燃烧器的一侧管道连接；补氧燃烧器的一端与氧涡轮泵管道连接，补氧燃烧器的另一端通过氧涡轮抽气阀与推力室的头部管道连接。本发明简化了发动机系统方案，有利于发动机总体性能提升，并且有效简化氧涡轮泵密封设计复杂性，提高工作可靠性，同时降低氦气消耗量。
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公开(公告)号：CN108304684B
公开(公告)日：2021-06-11
申请号：CN201810238237.1
申请日：2018-03-22
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/15 , G06F30/23 , G06F111/10 , G06F119/08
Abstract: 本发明一种火箭发动机尾喷射流仿真方法及系统。(1)建立与火箭发动机喷管相同尺寸的三维几何模型；(2)对三维几何模型进行网格划分并加密，确定边界条件；(3)建立计算模型，确保尾喷射流过程满足粘性纳维‑斯托克斯方程；(4)采用计算模型对火箭发动机尾喷射流模型进行迭代求解，完成火箭发动机尾喷射流的仿真过程。本发明采用温度修正的SST k‑ω湍流模型计算火箭发动机尾喷射流，弥补了现有湍流模型无法准确预测大温度梯度下超音速可压缩射流的缺陷，仿真结果的准确性显著提高，仿真结果与实验结果误差缩小至1％。
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公开(公告)号：CN108304684A
公开(公告)日：2018-07-20
申请号：CN201810238237.1
申请日：2018-03-22
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明一种火箭发动机尾喷射流仿真方法及系统。(1)建立与火箭发动机喷管相同尺寸的三维几何模型；(2)对三维几何模型进行网格划分并加密，确定边界条件；(3)建立计算模型，确保尾喷射流过程满足粘性纳维-斯托克斯方程；(4)采用计算模型对火箭发动机尾喷射流模型进行迭代求解，完成火箭发动机尾喷射流的仿真过程。本发明采用温度修正的SST k-ω湍流模型计算火箭发动机尾喷射流，弥补了现有湍流模型无法准确预测大温度梯度下超音速可压缩射流的缺陷，仿真结果的准确性显著提高，仿真结果与实验结果误差缩小至1％。
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