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公开(公告)号：CN119828657A
公开(公告)日：2025-04-15
申请号：CN202411984264.5
申请日：2024-12-31
Applicant: 北京航天动力研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 一种液氢液氧发动机故障诊断故障码设计及应用方法，包括两部分，一部分为故障码设计，一部分为故障码应用控制，设计32位变量故障码，设计高字节为报警标志信息，报警标志信息包括总报警标志及历史报警标志，历史报警标志记录近6次报警情况，根据不同迭代判断方式，判断总报警标志是否有效；次高字节为报警类别信息，报警类别信息包括故障大类信息及故障小类信息，故障大类表示某种故障有不同递进分支，故障小类表示某种判断分支有不同递进判断分支；低两字节为具体故障信息，表明在某次判断节点中，具体条件判断情况。
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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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公开(公告)号：CN119957329A
公开(公告)日：2025-05-09
申请号：CN202411984162.3
申请日：2024-12-31
Applicant: 北京航天动力研究所
Abstract: 一种液氧甲烷发动机变工况自适应增量式故障判定方法，涉及具体参数与液氧甲烷发动机性能参数以及状态监测指标设计技术，通过设计变量进行阐述包括滑窗设计、阈值选取和增量式故障判断算法设计等三个步骤。首先，滑窗设计阶段根据液氧甲烷发动机测量系统采集频率和变工况响应时间设计滑窗窗宽和移动频率，然后根据增量式故障判断判据和变工况参数变化幅值计算滑窗方差阈值，用以区分变工况和稳定工况，最后在稳定工况下，设计一种相对鲁棒的增量式故障判断方法实现报警判定。
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