本发明提供了一种热沉推力室瞬态传热计算方法和系统,包括：获取目标热沉推力室的初始热力学参数；基于初始热力学参数,对目标热沉推力室的燃气侧壁面温度进行迭代计算,得到目标燃气侧壁面温度；基于目标燃气侧壁面温度,得到目标热沉推力室的瞬态温度和热流密度。本发明缓解了现有技术中存在的缺乏关于液氧/甲烷发动机热沉推力室瞬态传热计算方法的技术问题。

本申请涉及一种液体发动机用文氏管组合装置、系统及其操作方法,涉及航空航天发动机领域。本文氏管组合系统包括主路管道和支路管道,主路管道上设有一文氏管组合装置,其包括文氏管和套设于文氏管上的套管,文氏管的两端分别与主路管道连通,并用于将推进剂引流至液体火箭发动机,套管与文氏管之间形成一冷却腔,支路管道包括第一预冷管路和第二预冷管路,第一预冷管路和第二预冷管路均经过冷却腔,且其中一端均用于与推进剂贮箱相连,第一预冷管路的另一端用于与液体火箭发动机相连,第二预冷管路的另一端用于与推进剂回收设备相连。本申请提供的文氏管组合系统,解决了相关技术中预冷时间较长或预冷效果差导致液体火箭发动机试验中止的问题。

超声速混合层混合增强闭环控制方法及系统,包括第一超声速流道、第二超声速流道、控制器、控制台、速度场测量系统以及计算机,第一超声速流道和第二超声速流道之间设置有混合增强板,混合增强板将第一超声速流道和第二超声速流道分隔开,第一股超声速气流和第二股超声速气流在混合增强板的末端外实现增强混合；控制器通过控制台将激励函数信号作用于混合增强板；速度场测量系统对混合增强板末端的流场速度进行实时测量并将测量到的数据传输给计算机,计算机中预先加载有机器学习算法,通过运行机器学习算法产生激励函数信号给控制器。本发明具有可适应宽范围工作状况、鲁棒性强、混合增强效果显著等特点。

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。

本发明提供一种低温薄壁贮箱固定支撑装置,以解决大容积薄壁低温贮箱可靠支撑困难,以及针对贮箱在实验中快速回温需要支撑方式具有低滞后特性的技术问题。该支撑装置包括底部及顶部固定支撑装置；所述底部固定装置包括底部支撑架和支撑底座；支撑底座包括底板、筒体、顶部环板以及加强筋板；顶部环板包括多层叠放的环形钢板,每层环形钢板之间采用点焊的方式连接；加强筋板为多条。该支撑底座制备方法是将多层环形钢板通过点焊连接成顶部环板,筒体垂直焊接在底板上,顶部环板与筒体焊接后设置加强筋板,然后沿圆周方向均匀开第一通孔,并插入螺栓进行多次拉紧,再对顶部环板进行加热处理,并进行上表面平整加工。

本发明公开了一种静电场调控的推进剂燃烧实验装置,包括：燃烧室和两个金属环形电极,两个金属环形电极设置于燃烧室内,在竖直方向上上下间隔设置,间距可调,且均呈水平状；一个为正电极,一个为负电极,其中正电极与设置于燃烧室外的直流高压电源的正极相连接；两个金属环形电极的环形空间内用于上下贯穿设置竖直向下的推进剂药条,且推进剂药条的上端安装于燃烧室的顶部；直流高压电源用于：向金属环形电极供电,在正电极和负电极间形成匀强电场,以使推进剂药条处在匀强电场中；使用该静电场调控的推进剂燃烧实验装置实现了推进剂在电场作用下工作状态模拟,能够定量获得电场强度与推进剂燃速的变化规律,以及电场对推进剂燃烧的影响机制。

本发明提出一种固体推进剂氧燃分装耦合燃烧透明窗实验器及实验方法。实验器包括富氧燃气发生器和燃烧器；根据不同实验要求,在富氧燃气发生器内放置富氧推进剂药柱或假药石墨棒；燃烧器中空内腔下部开有矩形凹槽,根据不同实验要求,用于放置富燃推进剂药条或富氧推进剂药条；燃烧器前后侧壁开有内小外大的T型截面透明窗,透明窗内密封安装耐热耐压透明介质,外部用透明窗盖板固定；燃烧器一端还安装有喷管。本发明既能满足富氧推进剂自持燃烧精细化诊断研究需求、富燃推进剂自持燃烧精细化诊断研究需求,同时该装置还可以应用于氧燃分装固体推进剂中富氧推进剂与富燃推进剂间的耦合燃烧实验研究。