CN117216900B - 一种基于irc方法的液氧煤油发动机燃烧室建模方法 - Google Patents
一种基于irc方法的液氧煤油发动机燃烧室建模方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN117216900B CN117216900B CN202311166757.3A CN202311166757A CN117216900B CN 117216900 B CN117216900 B CN 117216900B CN 202311166757 A CN202311166757 A CN 202311166757A CN 117216900 B CN117216900 B CN 117216900B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- setting
- simulation
- interface
- combustion chamber
- pressure
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 39
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 31
- MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N Dioxygen Chemical compound O=O MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N 0.000 title claims abstract description 16
- 239000003350 kerosene Substances 0.000 title claims abstract description 15
- 238000004088 simulation Methods 0.000 claims abstract description 38
- 238000004806 packaging method and process Methods 0.000 claims abstract description 6
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims description 30
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 10
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims description 9
- 230000001590 oxidative effect Effects 0.000 claims description 9
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims description 7
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 5
- 230000005514 two-phase flow Effects 0.000 claims description 4
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 claims description 3
- 230000006870 function Effects 0.000 description 6
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 3
- 230000008859 change Effects 0.000 description 2
- 239000000047 product Substances 0.000 description 2
- 230000004075 alteration Effects 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 239000007795 chemical reaction product Substances 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 230000018109 developmental process Effects 0.000 description 1
- 238000004134 energy conservation Methods 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000003647 oxidation Effects 0.000 description 1
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 description 1
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 230000011218 segmentation Effects 0.000 description 1
- 238000012795 verification Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Management, Administration, Business Operations System, And Electronic Commerce (AREA)
Abstract
本发明公开了一种基于IRC方法的液氧煤油发动机燃烧室建模方法，包括：S1、在草图界面选择基本元件，并进行连接；S2、在子模型界面选择元件的子模型，并将所有元件进行封装成超元件，计算插值表；S3、设置元件的参数，设置初始变量，并导入插值表；S4、设置仿真步长和仿真时间，最终得到仿真结算结果。本发明可以通过基础元件进行连接构成超元件，实现模块化，通用性好，操作方便的液氧煤油火箭发动机建模，便于工程实现。
Description
技术领域
本发明涉及液体火箭发动机技术领域，更具体地说，特别涉及一种基于IRC方法的液氧煤油发动机燃烧室建模方法。
背景技术
《2021中国的航天》白皮书中指出，未来五年，中国将持续提升航天运输系统综合性能，加速实现运载火箭升级换代。面向可复用火箭可靠性需求，探究发动机动态特性，方便快速地分析各系统参数间的相互关系及其变化规律，开展发动机仿真验证十分必要。早期的发动机系统仿真大都针对某一具体型号的发动机，通过物理数学方程结合计算机语言进行编程，然后进行仿真计算，这种方法虽然能够进行仿真，但是对于不同型号的发动机而言，都需要重新进行方程推导和程序编写，模型的通用性较差。
目前，用于液体火箭发动机建模的模块化方法具有元件模块函数调用、simulink的信号连接模拟等方法，但是其元件之间的连接和接口处理都比较复杂，系统也模拟成为了动力学方程的表达式，系统结构无法被直观的展现出来。另外，对于发动机燃烧室这种高压高混合比的环境中，推进剂密度将会发生变化。因此亟需一种可以考虑温度、压力等因数的快速简单，系统结构清晰明了，且模块通用性强的燃烧室建模方法。
发明内容
本发明的目的在于提供一种基于IRC方法的液氧煤油发动机燃烧室建模方法，以解决上述问题。
为了达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：
一种基于IRC方法的液氧煤油发动机燃烧室建模方法，包括以下步骤：
S1、在草图界面选择基本元件，并进行连接；
S2、在子模型界面选择元件的子模型，并将所有元件进行封装成超元件，计算插值表；
S3、设置元件的参数，设置初始变量，并导入插值表；
S4、设置仿真步长和仿真时间，最终得到仿真结算结果。
进一步地，所述步骤S1是基于AMESim平台，采用固定延迟的零维燃烧室模型，在草图界面中依次从信号、控制库，两相流库，混合气库和热流库中选择出基本元件。
进一步地，所述步骤S2具体为：
在子模型界面选择未定义的元件的子模型，并将整个连接起来的模型进行封装，建立一个超元件；
在超元件的编辑界面，对超元件的图标和接口进行调整与设置，并保存；
通过CEA软件，选择计算种类为火箭，设置压力范围、氧化剂和燃料、混合比、出口条件，计算所需压力、混合比以及扩张比条件下的燃烧产物的种类和比例，得到燃烧室的插值表。
进一步地，所述步骤S3具体为：
进入参数设置界面，依次设置插值表参数，将超出插值表的部分忽略，并将插值的类型设置为连续三次方插值；
设置变量控制元件的上下限值使得到的参数在合理的范围内；设置混合气体腔元件，混合气介质号与定义的混合气介质号保持一致，包含的物质与定义的气体介质种类数保持一致；设置自定义函数模块，控制系统的启动，确保在没有进行点火的情况下，压力和温度与环境温度、压力一致；设置环境温度和压力以使仿真从零开始。
进一步地，所述步骤S4具体为：进入仿真界面，自动创建所搭建系统的仿真程序，设置仿真参数，在仿真设置中，结束时间按所需时间进行设置，最小间隔按所需精度进行选择，点击进行仿真，模型开始求解，经过AMESim中自带的求解器计算得到仿真结果。
进一步地，所述IRC方法中的C单元的动力学方程为：
式中，V为容腔体积，为各边界面质量流量，ρ为工质密度，α,β分别为等压膨胀系数和等温体积模量，/>为单位时间热交换量，/>焓流量，Cp为定压比热，T为温度；
IR单元质量流量和焓流量的动力学模型表示为：
式中，A为管道单元流通截面积，L为管道单元特征长度，pup,pdown分别为管道进口和出口压力，Δpff为摩擦存在导致的管路压降，hup表示入口条件下的比焓；
燃烧室中混合气质量守恒方程为：
式中，为氧化剂质量流量，/>为燃料质量流量，/>为燃烧室出口质量流量，τ为时滞参数，Vc为燃气发生器体积；
根据理想气体状态方程，混合比表示为：
式中，dmo为氧化剂质量流量，dmf为燃料质量流量；
通过相关热力计算软件RPA或CEA，得到气体的热值RT：
RT＝RT(K,Pc)
作为混合气体腔，腔室压力的动态方程为：
与现有技术相比，本发明的优点在于：本发明针对现有液氧煤油火箭发动机建模通用性的不强和建模复杂问题，通过IRC方法，得到IRC的燃烧室方程，然后采用AMESim中的基础库中的元件和gmvol函数搭建超元件，通过CEA或RPA软件，得到目标压力、混合比和扩张比的气体热力参数，并导入模型中，得到液氧煤油火箭发动机的仿真结果。本发明可以显著提高模型的通用性，提高液氧煤油发动机仿真的可靠性。与传统的方法相比，本发明可以通过基础元件进行连接构成超元件，实现模块化，通用性好，操作方便的液氧煤油火箭发动机建模，便于工程实现。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明基于IRC方法的液氧煤油发动机燃烧室建模方法的流程图。
图2是本发明液氧煤油火箭发动机基础元件的连接草图。
图3是本发明组合成为超元件的图标图。
图4是本发明用于温度插值的计算出来的RT中的温度图。
图5是本发明用于物种种类插值的计算出来的RT中的质量图
图6是本发明实施例的燃烧室温度仿真结果图。
图7是本发明实施例的燃烧室压力仿真结果图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的优选实施例进行详细阐述，以使本发明的优点和特征能更易于被本领域技术人员理解，从而对本发明的保护范围做出更为清楚明确的界定。
参阅图1-图2所示，本发明提供一种基于IRC方法的液氧煤油发动机燃烧室建模方法，包括以下步骤：
步骤S1、在草图界面选择基本元件，并进行连接。
本实施例中，基于AMESim平台，采用固定延迟的零维燃烧室模型，在草图界面中依次从信号、控制库，两相流库，混合气库和热流库中选择出“FXYZA001”,“SIGRECI0”，“GA00”，“TPFMFS01”，“TPFMPHS000”，“GMCH000”，“GMVS002”，“TFMF10”以及“TFPT1”等基本元件，按照图1方式进行连接。其中，关键元件为“GMCH000”，其涉及的函数“gmvol”与AMESim中自带的燃烧室模型中的质量和能量守恒方程所涉及的函数一致。本实施例中IRC方法属于液体火箭发动机的一种动态建模方法，是一种基于压力、温度、流量和焓流维基本变量的一维流体控制方程的分段集中参数方法。
其中，C单元的动力学方程可以表示为：
式中，V为容腔体积，为各边界面质量流量，ρ为工质密度，α,β分别为等压膨胀系数和等温体积模量，/>为单位时间热交换量，/>焓流量，Cp为定压比热，T为温度。IR单元质量流量和焓流量的动力学模型可表示为：
式中，A为管道单元流通截面积，L为管道单元特征长度，pup,pdown分别为管道进口和出口压力，Δpff为摩擦存在导致的管路压降，hup表示入口条件下的比焓。
燃烧室中混合气质量守恒方程为：
式中，为氧化剂质量流量，/>为燃料质量流量，/>为燃烧室出口质量流量，τ为时滞参数，Vc为燃气发生器体积。
根据理想气体状态方程，混合比可表示为：
式中，dmo为氧化剂质量流量，dmf为燃料质量流量。
通过相关热力计算软件RPA或CEA，得到气体的热值RT
RT＝RT(K,Pc) (6)
作为混合气体腔，腔室压力的动态方程为：
本实施例中，基于AMESim平台，在草图模式中，依次从信号、控制库，两相流库，混合气库和热流库中选择出“FXYZA001”,“SIGRECI0”，“UCONV0-1”，“DIV00-1”，“LAG1-1”，“DYNMUX2-1”，“GA00”，“TPFMFS01”，“TPFMPHS000”，“GMCH000”，“GMVS002”，“GMPS002-1”，“GMVS001-2”，“TFMF10”以及“TFPT1”主要元件，按照图1方式进行连接。
步骤S2、在子模型界面选择元件的子模型，并将所有元件进行封装成超元件，计算插值表。
本实施例中，在子模型界面选择未定义的元件的子模型，并将整个连接起来的模型进行封装，建立一个超元件；在超元件的编辑界面，对超元件的图标和接口进行调整与设置，并保存；通过CEA软件，选择计算种类为火箭，设置压力范围、氧化剂和燃料、混合比、出口条件，计算所需压力、混合比以及扩张比条件下的燃烧产物的种类和比例，得到燃烧室的插值表。
本实施例中，选择RP-1作为煤油燃料，液氧作为氧化，通过CEA/RPA软件计算RP-1与液氧的在混合比为0.1-4.0，压强为0.1MPa-18MPa条件下，选择主要反应产物包括CO、CO2、H2O、H2、OH、H、O、CH4、C2H4、C2H6、O2；“DYNMUX2-1”元件的子模型接口为12，“FXYZA”元件的子模型选择为“FXYZA001”。
步骤S3、设置元件的参数，设置初始变量，并导入插值表。
本实施例中，进入参数设置界面，依次设置插值表参数，将超出插值表的部分忽略，并将插值的类型设置为连续三次方插值；设置变量控制元件的上下限值使得到的参数在合理的范围内；设置混合气体腔元件，混合气介质号与定义的混合气介质号保持一致，包含的物质与定义的气体介质种类数保持一致；设置自定义函数模块，控制系统的启动，确保在没有进行点火的情况下，压力和温度与环境温度、压力一致；设置环境温度和压力以使仿真从零开始。
本实施例中，标记为P0的“SIGTRABS0-x”与标记为P0的“SIGRECEI0-x”配对，标记为R0的“SIGTRABS0-x”与标记为R0的“SIGRECEI0-x”配对，标记为M1的“SIGTRABS0-x”与标记为M1的“SIGRECEI0-x”配对，标记为M2的“SIGTRABS0-x”与标记为M2的“SIGRECEI0-x”配对，标记为G1的“SIGTRABS0-x”与标记为G1的“SIGRECEI0-x”配对，标记为G2的“SIGTRABS0-x”与标记为G2的“SIGRECEI0-x”配对，SAT0-3的最大/小值为0.1/100，环境变量温度设置为293.15K，压力位0.1013MPa，使用CEA计算计算RP-1与液氧的在混合比为0.1-4.0，压强为0.1MPa-18MPa条件下的反应温度和反应产物，导入插值表中，温度如图4所示，反应产物如图5所示。
步骤S4、设置仿真步长和仿真时间，最终得到仿真结算结果。
本实施例中，进入仿真界面，首先会自动创建所搭建系统的仿真程序，然后设置仿真参数，在仿真设置中，结束时间按所需时间进行设置，本实例设置时间为10s，最小间隔可以按所需精度进行选择，本实例设置间隔为0.001s，点击进行仿真，模型开始求解，经过AMESim中自带的求解器计算得到仿真结果，具体结果如图6和图7所示，燃烧室的温度为3749.06K，压力位16.74MPa，符合中国某型液氧煤油火箭发动机燃烧室的预设值范围。同时本发明相比于传统的建模方法有着更强的可扩展性，便于不同型号的扩展与发动机系统实现。
虽然结合附图描述了本发明的实施方式，但是专利所有者可以在所附权利要求的范围之内做出各种变形或修改，只要不超过本发明的权利要求所描述的保护范围，都应当在本发明的保护范围之内。
Claims (1)
1.一种基于IRC方法的液氧煤油发动机燃烧室建模方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、在草图界面选择基本元件，并进行连接；
S2、在子模型界面选择元件的子模型，并将所有元件进行封装成超元件，计算插值表；
S3、设置元件的参数，设置初始变量，并导入插值表；
S4、设置仿真步长和仿真时间，最终得到仿真结算结果；
所述步骤S1是基于AMESim平台，采用固定延迟的零维燃烧室模型，在草图界面中依次从信号、控制库，两相流库，混合气库和热流库中选择出基本元件；
所述步骤S2具体为：
在子模型界面选择未定义的元件的子模型，并将整个连接起来的模型进行封装，建立一个超元件；
在超元件的编辑界面，对超元件的图标和接口进行调整与设置，并保存；
通过CEA软件，选择计算种类为火箭，设置压力范围、氧化剂和燃料、混合比、出口条件，计算所需压力、混合比以及扩张比条件下的燃烧产物的种类和比例，得到燃烧室的插值表；
所述步骤S3具体为：
进入参数设置界面，依次设置插值表参数，将超出插值表的部分忽略，并将插值的类型设置为连续三次方插值；
设置变量控制元件的上下限值使得到的参数在合理的范围内；设置混合气体腔元件，混合气介质号与定义的混合气介质号保持一致，包含的物质与定义的气体介质种类数保持一致；设置自定义函数模块，控制系统的启动，确保在没有进行点火的情况下，压力和温度与环境温度、压力一致；设置环境温度和压力以使仿真从零开始；
所述步骤S4具体为：进入仿真界面，自动创建所搭建系统的仿真程序，设置仿真参数，在仿真设置中，结束时间按所需时间进行设置，最小间隔按所需精度进行选择，点击进行仿真，模型开始求解，经过AMESim中自带的求解器计算得到仿真结果；
所述IRC方法中的C单元的动力学方程为：
式中，V为容腔体积，为各边界面质量流量，ρ为工质密度，α,β分别为等压膨胀系数和等温体积模量，/>为单位时间热交换量，/>焓流量，Cp为定压比热，T为温度；
IR单元质量流量和焓流量的动力学模型表示为：
式中，A为管道单元流通截面积，L为管道单元特征长度，pup,pdown分别为管道进口和出口压力，Δpff为摩擦存在导致的管路压降，hup表示入口条件下的比焓；
燃烧室中混合气质量守恒方程为：
式中，为氧化剂质量流量，/>为燃料质量流量，/>为燃烧室出口质量流量，τ为时滞参数，Vc为燃气发生器体积；
根据理想气体状态方程，混合比表示为：
式中，dmo为氧化剂质量流量，dmf为燃料质量流量；
通过相关热力计算软件RPA或CEA，得到气体的热值RT：
RT＝RT(K,Pc)
作为混合气体腔，腔室压力的动态方程为：
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202311166757.3A CN117216900B (zh) | 2023-09-11 | 2023-09-11 | 一种基于irc方法的液氧煤油发动机燃烧室建模方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202311166757.3A CN117216900B (zh) | 2023-09-11 | 2023-09-11 | 一种基于irc方法的液氧煤油发动机燃烧室建模方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN117216900A CN117216900A (zh) | 2023-12-12 |
| CN117216900B true CN117216900B (zh) | 2024-04-02 |
Family
ID=89038176
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202311166757.3A Active CN117216900B (zh) | 2023-09-11 | 2023-09-11 | 一种基于irc方法的液氧煤油发动机燃烧室建模方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN117216900B (zh) |
Citations (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2014075795A1 (de) * | 2012-11-16 | 2014-05-22 | Thomas Merklein | Cfd-simulation eines feuerraums mit mehreren brennern mit getrennter berücksichtigung der von den jeweiligen brennern stammenden brennstoff- und luftanteile |
| CN107317045A (zh) * | 2017-07-28 | 2017-11-03 | 电子科技大学 | 一种固体氧化物燃料电池系统的最优容错控制方法 |
| CN108334709A (zh) * | 2018-02-11 | 2018-07-27 | 合肥市太泽透平技术有限公司 | 基于知识库数据统一管理的透平机械cea集成平台 |
| CN111210503A (zh) * | 2019-12-23 | 2020-05-29 | 南京理工大学 | 液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法 |
| CN111651849A (zh) * | 2019-02-18 | 2020-09-11 | 广州汽车集团股份有限公司 | 一种汽车实时动力学模块化建模方法、装置及存储介质 |
| CN111692015A (zh) * | 2020-04-13 | 2020-09-22 | 中国科学院力学研究所 | 一种固液火箭发动机燃料的质量流量诊断系统及方法 |
| CN112561169A (zh) * | 2020-12-17 | 2021-03-26 | 西安理工大学 | 一种并联混合动力汽车混杂mpc能量管理方法 |
| CN114021253A (zh) * | 2021-11-03 | 2022-02-08 | 西安航天动力研究所 | 一种基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真方法 |
| CN114021250A (zh) * | 2021-11-03 | 2022-02-08 | 西安航天动力研究所 | 基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真介质库构建方法 |
| CN114729277A (zh) * | 2019-06-27 | 2022-07-08 | 道格拉斯·约翰·弗雷德里克·哈雷特 | 用于还原有机材料以产生甲烷和/或氢气的方法 |
| CN116224824A (zh) * | 2021-12-03 | 2023-06-06 | 数学工程公司 | 用于重新调节可执行仿真模型的系统和方法 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US11454188B2 (en) * | 2017-06-02 | 2022-09-27 | The Mathworks, Inc. | Systems and methods for rescaling executable simulation models |
-
2023
- 2023-09-11 CN CN202311166757.3A patent/CN117216900B/zh active Active
Patent Citations (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2014075795A1 (de) * | 2012-11-16 | 2014-05-22 | Thomas Merklein | Cfd-simulation eines feuerraums mit mehreren brennern mit getrennter berücksichtigung der von den jeweiligen brennern stammenden brennstoff- und luftanteile |
| CN107317045A (zh) * | 2017-07-28 | 2017-11-03 | 电子科技大学 | 一种固体氧化物燃料电池系统的最优容错控制方法 |
| CN108334709A (zh) * | 2018-02-11 | 2018-07-27 | 合肥市太泽透平技术有限公司 | 基于知识库数据统一管理的透平机械cea集成平台 |
| CN111651849A (zh) * | 2019-02-18 | 2020-09-11 | 广州汽车集团股份有限公司 | 一种汽车实时动力学模块化建模方法、装置及存储介质 |
| CN114729277A (zh) * | 2019-06-27 | 2022-07-08 | 道格拉斯·约翰·弗雷德里克·哈雷特 | 用于还原有机材料以产生甲烷和/或氢气的方法 |
| CN111210503A (zh) * | 2019-12-23 | 2020-05-29 | 南京理工大学 | 液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法 |
| CN111692015A (zh) * | 2020-04-13 | 2020-09-22 | 中国科学院力学研究所 | 一种固液火箭发动机燃料的质量流量诊断系统及方法 |
| CN112561169A (zh) * | 2020-12-17 | 2021-03-26 | 西安理工大学 | 一种并联混合动力汽车混杂mpc能量管理方法 |
| CN114021253A (zh) * | 2021-11-03 | 2022-02-08 | 西安航天动力研究所 | 一种基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真方法 |
| CN114021250A (zh) * | 2021-11-03 | 2022-02-08 | 西安航天动力研究所 | 基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真介质库构建方法 |
| CN116224824A (zh) * | 2021-12-03 | 2023-06-06 | 数学工程公司 | 用于重新调节可执行仿真模型的系统和方法 |
Non-Patent Citations (5)
| Title |
|---|
| 氢氧膨胀循环发动机启动仿真研究;翟一帆;罗巧军;;导弹与航天运载技术;20180210(第01期);52-56 * |
| 液体火箭增压输送系统多学科动力学研究;刘靖东;隋国发;娄路亮;宋笔锋;;中国科学(E辑:技术科学);20090315(第03期);92-99 * |
| 膏体推进剂流动特性实验研究;张胜勇;毛根旺;;固体火箭技术;20091015(第05期);53-55 * |
| 膨胀循环发动机推力调节过程动态仿真研究;翟一帆;硕士论文;20170501;1-129 * |
| 重型燃机热力系统动态仿真模型;崔凝;王兵树;邓勇;李斌;赵文升;;中国电机工程学报;20080115(第02期);112-119 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN117216900A (zh) | 2023-12-12 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Shepherd et al. | Thermodynamic analysis of combustion processes for propulsion systems | |
| CN111859677A (zh) | 实验室尺度天然气水合物分解有效渗透率模型选择方法 | |
| Canova | Development and validation of a control-oriented library for the simulation of automotive engines | |
| Meng et al. | Numerical simulation of combustion surface regression based on Butterworth filter in hybrid rocket motor | |
| Gieras et al. | Numerical modelling of the hybrid rocket engine performance | |
| Haemisch et al. | LUMEN-Design of the Regenerative Cooling System for an Expander Bleed Cycle Engine Using Methane | |
| CN117216900B (zh) | 一种基于irc方法的液氧煤油发动机燃烧室建模方法 | |
| Goldmeer et al. | System-level performance estimation of a pulse detonation based hybrid engine | |
| Granado et al. | A new system design tool for a hybrid rocket engine application | |
| CN117216899B (zh) | 一种基于irc方法的液氧煤油发动机预燃室建模方法 | |
| Yi et al. | Numerical study of detonation processes in rotating detonation engine and its propulsive performance | |
| Hvezda | Multi-zone models of combustion and heat transfer processes in SI engines | |
| Yarlagadda | Performance analysis of J85 turbojet engine matching thrust with reduced inlet pressure to the compressor | |
| JP4192805B2 (ja) | エンジン性能の予測解析方法、予測解析システム及びその制御プログラム | |
| Detomaso et al. | Large Eddy Simulation of a pistonless constant volume combustor: a new concept of pressure gain combustion | |
| CN114542329A (zh) | 一种固液火箭发动机的瞬态燃速重构方法 | |
| Lee et al. | Development of a system analysis program for a liquid rocket engine | |
| Hersch | A mixing model for rocket engine combustion | |
| Havlucu et al. | Numerical simulation of flow in a solid rocket motor: combustion coupled with regressive boundary | |
| Zhou et al. | Numerical analysis of 3-D inner flow field for ladder-shaped multiple propellant rocket motor | |
| CN115081117B (zh) | 一种预冷涡轮火箭发动机性能评估方法 | |
| Maya et al. | Numerical modeling of combustion process in hybrid rocket engines using open source software | |
| CN118862730A (zh) | 一种面向OpenFOAM模拟结果的全域点火延迟时间高效同步算法 | |
| Wright et al. | Development of a Fidelity-Adaptive Combustion Modeling Framework in a Rule-Based All-Speed Implicit Flow Solver | |
| CN118862608A (zh) | 一种基于ftle的固冲发动机掺混表征方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |