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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：CN112036018A
公开(公告)日：2020-12-04
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：CN109815621B
公开(公告)日：2022-04-05
申请号：CN201910126140.6
申请日：2019-02-20
Applicant: 西北工业大学 , 北京机电工程总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭发动机侵蚀燃烧快速参数辨识方法，通过对设计的标准侵蚀发动机和标准侵蚀推进剂药柱进行点火试验，获得具有侵蚀压强峰特征的试验压强曲线。给定一组侵蚀参数，将该组侵蚀参数代入一维侵蚀内弹道计算模型得到理论压强曲线。将试验压强曲线与理论压强曲线作曲线残差，判断曲线残差是否满足残差要求。若满足要求则将侵蚀内弹道计算中的侵蚀参数作为辨识结果输出并结束辨识计算。若曲线残差不满足要求，则通过算法更新迭代给定的侵蚀参数，再次进行内弹道计算、计算曲线残差，判断曲线残差是否满足要求；迭代终止即完成侵蚀燃烧的快速参数辨识。该辨识方法适用广泛，对不同的推进剂均可实现侵蚀参数的辨识。
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公开(公告)号：CN109815621A
公开(公告)日：2019-05-28
申请号：CN201910126140.6
申请日：2019-02-20
Applicant: 西北工业大学 , 北京机电工程总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭发动机侵蚀燃烧快速参数辨识方法，通过对设计的标准侵蚀发动机和标准侵蚀推进剂药柱进行点火试验，获得具有侵蚀压强峰特征的试验压强曲线。给定一组侵蚀参数，将该组侵蚀参数代入一维侵蚀内弹道计算模型得到理论压强曲线。将试验压强曲线与理论压强曲线作曲线残差，判断曲线残差是否满足残差要求。若满足要求则将侵蚀内弹道计算中的侵蚀参数作为辨识结果输出并结束辨识计算。若曲线残差不满足要求，则通过算法更新迭代给定的侵蚀参数，再次进行内弹道计算、计算曲线残差，判断曲线残差是否满足要求；迭代终止即完成侵蚀燃烧的快速参数辨识。该辨识方法适用广泛，对不同的推进剂均可实现侵蚀参数的辨识。
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公开(公告)号：CN111350616B
公开(公告)日：2023-12-12
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114878133B
公开(公告)日：2023-07-28
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：CN106121862A
公开(公告)日：2016-11-16
申请号：CN201610658368.6
申请日：2016-08-11
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本发明公开了一种固体火箭发动机药柱固定装置，用于固定发动机全表面燃烧药柱在径向的稳定性。发动机药柱固定装置包括定位套、弹性挡圈、垫片。定位套为薄片圆形结构，采用可更换零件设计，根据火箭发动机装药直径大小的不同分别匹配不同大小的定位套。多个弹性挡圈沿定位套周向均匀分布，保证装药轴线的稳定性。在定位套内侧弹性挡圈的端部安装有圆弧形垫片，多组弹性挡圈垫片依定位套圆心径向距离相等,能减小因应力集中对装药的破坏性。定位套与弹性挡圈、垫片均采用同种类型耐高温金属材料加工；在燃烧过程中，保证自由装填全表面燃烧药柱轴线的平行状态，更精确地进行小型发动机在地面压强与推力测试试验。
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公开(公告)号：CN118862608A
公开(公告)日：2024-10-29
申请号：CN202411064192.2
申请日：2024-08-05
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/25 , G06F30/28 , G06F17/11 , G06F17/16 , G06F113/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种基于FTLE的固冲发动机掺混表征方法，该方法包括：对固冲发动机模型进行网格划分，基于划分后的固冲发动机模型，确定固冲发动机的初始内流场；根据固冲发动机的初始内流场，在设定时间步长内迭代计算瞬态内流场数据，并按预定频次进行存储得到瞬态内流场数据；将瞬态内流场数据导入流体动力学计算软件中，选取任一二维截面，通过插值将二维截面的瞬态内流场数据转化至笛卡尔网格下，得到新的瞬态内流场数据，并批量化处理获取若干新的瞬态内流场数据；将若干新的瞬态内流场数据导入FTLE计算模块，输出固冲发动机的FTLE分布图。解决了因掺混过程过于复杂而难以预估掺混性能的问题，为固冲发动机掺混增强技术以及燃烧效率的提高奠定了基础。
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公开(公告)号：CN118583501A
公开(公告)日：2024-09-03
申请号：CN202410690584.3
申请日：2024-05-30
Applicant: 西北工业大学
Abstract: 本申请公开了一种主动引射下固体火箭发动机后效推力测量系统及方法，该测量系统包括滑动安装机构、前推力传感器和主动引射装置；所述滑动安装机构上滑动安装有试验发动机；所述前推力传感器安装于所述试验发动机的前端，所述前推力传感器的检测端和传感器固定板无挤压接触，所述传感器固定板固定安装；所述主动引射装置包括引射喷管，所述引射喷管的进口与所述试验发动机后端的尾喷管的出口连接，所述引射喷管的侧壁设置有引射进气口。本申请通过主动引射模拟真实高空试验环境，从而能够快速地为发动机喷管尾部提供所需的低背压环境，本申请解决了现有技术中的后效推力测量装置存在结构复杂及难以快速提供所需要的低背压条件的问题。
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公开(公告)号：CN115221637A
公开(公告)日：2022-10-21
申请号：CN202210896537.5
申请日：2022-07-27
Applicant: 西北工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F17/18 , 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零维内弹道计算方法，其包括建立固体火箭发动机的物理模型，获取物理模型初始参数；根据物理模型初始参数和守恒关系建立瞬态控制方程，得到当前时刻的燃烧室压强；计算得到下一时刻不同推进剂产生燃气的燃气余量；获取下一时刻混合燃气的物性参数；计算下一时刻的燃速和燃面面积；重复以上步骤，直到燃面面积为0，完成零维内弹道计算。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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