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[发明专利]一种固体火箭发动机喷管热结构直接耦合分析方法-CN202310686061.7在审
发明人：孙林;雷笑语;张微萌;罗嘉馨;贾慧银;鲍福廷;魏然;刘旸;惠卫华 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2023-06-09 - 公布日： 2023-09-15 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种固体火箭发动机喷管热结构直接耦合分析方法，包括：S2：根据喷管热结构直接耦合分析模型，设置初始条件；S3：根据初始条件，在当前时间步下，进行喷管热防护结构应力的数值分析，得到当前时间步下的分析结果；S4：获取当前时间步下喷管喉衬所有接触对的温度和压强；S5：根据各接触对的温度和压强，计算所有接触对的接触热阻，得到拟合结果；S6：根据拟合结果更新所述初始接触热阻，得到更新后的初始条件；S7：判断发动机是否结束工作，若是，利用更新后的初始条件计算下一个时间步下的分析结果，得到最终分析结果并对最终分析结果进行后处理并进行可视化展示；否则，将下一个时间步作为当前时间步并返回S3。
一种固体火箭发动机喷管结构直接耦合分析方法

[发明专利]一种超音速自由射流中的变马赫数试验方法-CN202210539673.9有效
发明人：魏然;陈载成;谢波涛;李露;张晨辉;张传侠;孙林;刘旸;惠卫华;鲍福廷 -专利权人：西北工业大学;中国兵器工业试验测试研究院
申请日： 2022-05-18 - 公布日： 2023-07-28 - 主分类号： G01M9/04 文献下载
摘要：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。
一种超音速自由射流中的马赫数试验方法

[发明专利]一种基于3D打印的尼龙壳体与金属喷管的微推进器-CN202210982099.4在审
发明人： 惠卫华;胡云;赵伟杰;刘旸 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2022-08-16 - 公布日： 2022-12-02 - 主分类号： F02K9/34 文献下载
摘要：本发明一种基于3D打印的尼龙壳体与金属喷管的微推进器，属于火箭微推进器技术领域；包括燃烧室、壳体、挡药板、喷管；所述壳体为尼龙壳体，与燃烧室为一体结构；所述挡药板设置于壳体内；所述喷管为金属材质的拉法尔喷管，其收敛半角为55°，扩张半角为15°，与壳体采用螺纹连接。述壳体选用选择性激光烧结的3D打印技术进行打印，选用PA12材料作为打印材料。本发明的优点是利用3D打印技术打印尼龙基微推进器的壳体；喷管的结构设计为螺柱外形，材料选用304奥氏体不锈钢，采取螺纹连接方式与尼龙基微推进器其他部分进行装配。该结构能够有效防止喷管的烧蚀，并实现微推进器的轻量化、短周期、高精度及低成本设计。
一种基于打印尼龙壳体金属喷管推进器

[发明专利]固体火箭发动机内弹道性能的预估方法与装置-CN202210857066.7在审
发明人： 惠卫华;赵伟杰;胡云;刘旸 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2022-07-20 - 公布日： 2022-10-25 - 主分类号： G01N31/12 文献下载
摘要：本发明实施例公开了一种固体火箭发动机内弹道性能的预估方法与装置。该方法包括：获取固体火箭发动机的推进剂对应的压强时间曲线和燃面肉厚曲线；根据燃面肉厚曲线、预设参数和压强时间曲线，确定固体火箭发动机的推进剂对应的压强燃速曲线；对压强燃速曲线进行拟合处理，得到压强燃速拟合曲线；基于压强燃速拟合曲线，获取固体火箭发动机的推进剂对应的燃速关系式参数；根据燃面肉厚曲线、预设参数、燃速关系式参数，确定固体火箭发动机的推进剂对应的时间压强对比曲线。通过本发明，解决了相关技术中固体火箭发动机内弹道性能预估的过程复杂且计算效果不理想的技术问题，达到了提高固体火箭发动机内弹道性能预估的精准度的技术效果。
固体火箭发动机弹道性能预估方法装置

[发明专利]一种考虑燃气性质差异的多推进剂零维内弹道计算方法-CN202210896537.5在审
发明人：魏然;李露;任加忍;孙林;鲍福廷;惠卫华;刘旸 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2022-07-27 - 公布日： 2022-10-21 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：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。
一种考虑燃气性质差异推进剂零维内弹道计算方法

[发明专利]一种固体火箭发动机燃面退移计算方法-CN202110853076.9有效
发明人：魏然;石德磊;李露;孙林;鲍福廷;刘旸;惠卫华 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2021-07-27 - 公布日： 2022-10-14 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：本发明提供了一种固体火箭发动机燃面退移计算方法，包括：构建三角面片集合；构建最短距离场函数构建笛卡尔网格上的燃速分布场r(x)；修改场函数在每个节点坐标x处的数值；基于新的场函数生成用三角面片表达的等值面，将该等值面中的所有三角面片的集合记为I；进行几何布尔运算；计算固体火箭发动机在当前时刻的总燃气生成率；计算固体火箭发动机燃烧室内当前时刻的压强p；燃烧表面面积变化曲线、燃气生成率曲线，以及压强p随时间变化的曲线，即为燃面退移计算结果。该方法整个计算流程不涉及数值差分运算，节省了算力，消除了在棱线、角点附近区域进行数值差分运算所可能引入的计算误差。
一种固体火箭发动机燃面退移计算方法

[发明专利]一种考虑燃气性质差异的多推进剂一维内弹道计算方法-CN202210893889.5在审
发明人：魏然;李露;侯凯宇;史晓明;夏鹏;李海东;孙林;鲍福廷;刘旸;惠卫华 -专利权人：西北工业大学;上海机电工程研究所
申请日： 2022-07-27 - 公布日： 2022-10-11 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种考虑燃气性质差异的多推进剂一维内弹道计算方法，其包括建立固体火箭发动机的物理模型；建立瞬态控制方程组，计算得到下一时刻的混合气体的密度、燃烧室温度、燃气流速和燃烧室压强；获取下一时刻不同推进剂产生燃气的燃气余量；更新物性参数加权平均值；计算下一时刻的燃速和燃面面积；重复以上操作直到计算到推进剂药柱完全燃尽，完成一维内弹道计算。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。
一种考虑燃气性质差异推进剂一维内弹道计算方法

[发明专利]基于二次开发技术的固体火箭发动机尾焰流场计算方法-CN202010851283.6有效
发明人：孙林;赵瑜;石德磊;鲍福廷;惠卫华;刘旸;赵飞;贺剑;郑翔 -专利权人：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
申请日： 2020-08-21 - 公布日： 2022-07-15 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：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。
基于二次开发技术固体火箭发动机尾焰流场计算方法

[发明专利]一种固体火箭发动机侵蚀燃烧快速参数辨识方法-CN201910126140.6有效
发明人： 惠卫华;于城博;鲍福廷;刘旸;贺剑;郑翔 -专利权人：西北工业大学;北京机电工程总体设计部
申请日： 2019-02-20 - 公布日： 2022-04-05 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：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。
一种固体火箭发动机侵蚀燃烧快速参数辨识方法

[实用新型]一种教育心理学沙盘-CN202020841894.8有效
发明人： 惠卫华;田贞 -专利权人：渭南师范学院
申请日： 2020-05-19 - 公布日： 2020-10-16 - 主分类号： G09B25/00 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种教育心理学沙盘，包括支撑架与横杆，所述支撑架设置于横杆的两侧，所述支撑架的内侧设置有干沙托盘与湿沙托盘，所述湿沙托盘的内侧通过胶粘剂粘合有防水胶垫，所述湿沙托盘的外表面两侧外表面通过螺丝固定有第一齿条，所述第一齿条的下表面啮合有齿轮，所述齿轮的外表面通过螺丝固定有连接轴，且连接轴通过轴承与支撑架的内壁转动连接，所述齿轮的另一端啮合有第二齿条，所述第二齿条通过螺丝与干沙托盘连接固定，所述干沙托盘的下表面设置有托架，所述托架的外表面设置有固定机构。本实用新型便于在干、湿沙盘间进行切换，且不会破坏原有沙盘内部沙丘的构造，便于清理沙子。
一种教育心理学沙盘

[发明专利]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-CN202010141640.X在审
发明人：罗阳阳;刘旸;蔡祥林;赵瑜;惠卫华;鲍福廷;孙林;魏然 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2020-03-03 - 公布日： 2020-06-30 - 主分类号： F02K9/96 文献下载
摘要：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。
一种无约束条件下固体火箭发动机微小推力偏心测量方法

[实用新型]一种便捷式多功能教育技术展示装置-CN201822024763.6有效
发明人：田贞;惠卫华 -专利权人：渭南师范学院
申请日： 2018-12-04 - 公布日： 2020-06-12 - 主分类号： G09B19/00 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种便捷式多功能教育技术展示装置，包括底板，所述外白板的右端下侧螺纹连接有内端抵在内白板上的第一紧固旋钮，且支撑架连接有与转杆对应的制动装置。在万向轮的作用下，移动方便，也可以周向转动，便于学生观看，旋松第二紧固旋钮，便可以上下移动伸缩板，从而改变高度，便于观看，旋松第三紧固旋钮，便可以转动支撑盘和转杆，从而转动内白板和外白板，调节角度，便于学生观看，携带时，旋松第一紧固旋钮，便可以将内白板收进外白板，旋紧，而伸缩板收进支撑筒内，旋紧，然后顺时针转动内白板，并旋紧第三紧固旋钮，从而固定，这样整体的体积就小了，减小了占用空间，收缩到了一起，便于携带。
一种便捷多功能教育技术展示装置

[发明专利]一种基于燃面标识的固体推进剂燃速辨识方法-CN201710337987.X有效
发明人：卢思良;刘旸;鲍福廷;惠卫华;赵玄昊;孟伟 -专利权人：西北工业大学
申请日： 2017-05-15 - 公布日： 2019-05-10 - 主分类号： G01N31/12 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于燃面标识的固体推进剂燃速辨识方法，首先设计一个三段直径不同的药型，然后进行燃烧试验；根据记录的压强‑时间曲线上三段不同肉厚装药即将燃尽的时刻和压强，以及剩余形状即明确了当前的燃面面积；利用试验得到的压强‑时间曲线结合发动机平衡压强公式等方法便能求得四个特征点处的瞬时燃速，得到AB,BC,CD三段不同压强范围内的燃速公式，进行燃速辨识。优越性：通过一次试验得到三段曲线从而辨识得到三个燃速，实现了效率的提高，成本的降低。通过对燃面进行标识结合试验压强‑时间曲线来求得燃速，方法简单易解。适用性较广，改变药柱和喷管的尺寸参数即可实现不同试验压强下的燃速测量。
一种基于标识固体推进剂燃速辨识方法

[发明专利]基于模板的燃气发生器向导式设计方法-CN201511027284.4有效
发明人：李佳明;惠卫华;刘晓伟;李平;曹晶;刘旸;鲍福廷 -专利权人：西安航天动力研究所
申请日： 2015-12-31 - 公布日： 2018-08-17 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明公布了一种基于模板的燃气发生器向导式设计方法，包括1)确定总体分配的技术要求；2)概要设计：对总体分配的技术要求进行分析和解读，根据技术要求初选主要设计参数，并进行初步的性能指标参数计算；3)部件设计，对组成燃气发生器的各个组成部分分别进行参数建模等步骤，本发明通过向导式设计方法固化设计经验，缩短设计时间，减少设计问题；通过参数化建模，简化模型修改过程，让优化成为可能；基于模板设计，让设计任务类型化，更方便选择和设计。
基于模板燃气发生器向导设计方法

[发明专利]一种大潜深水下无动力发射运载系统弹筒分离方法-CN201710115756.4在审
发明人：魏晓云;方锡惠;惠卫华;彭月云 -专利权人：湖北航天技术研究院总体设计所
申请日： 2017-02-28 - 公布日： 2017-08-29 - 主分类号： F42B15/36 文献下载
摘要：本发明公开了一种大潜深水下无动力发射运载系统弹筒分离方法，根据运载系统的发射筒内弹道性能要求、导弹在发射筒内运动特性的要求和结构及安装要求，设计相匹配的弹射器，所述弹射器通过产生高温高压燃气推动导弹在发射筒内运动直到弹射出发射筒。通过弹射器装药量、药型、燃烧面和燃速参数设计进行弹射器内弹道优化，有效地将分离过程中发射筒即低压室的不可控内弹道改变为可控内弹道，易于设计以满足分离时导弹在发射筒内运动特性的要求，同时控制弹射器喷出燃气使低压室的温度低，防热设计易于实现。该弹筒弹射分离技术有利于导弹发射平台从陆地移植到工作深度大的水中，大大降低了大潜深水下无动力发射运载系统的设计难度。
一种深水动力发射运载系统分离方法

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