申请/专利权人：北京空间飞行器总体设计部

申请日：2023-11-06

公开（公告）日：2024-04-12

公开（公告）号：CN117875197A

主分类号：G06F30/28

分类号：G06F30/28;G06F30/15;G06T17/20;G06F111/10;G06F113/08;G06F119/08;G06F119/14

优先权：

专利状态码：在审-实质审查的生效

法律状态：2024.04.30#实质审查的生效;2024.04.12#公开

摘要：一种发动机喷流热效应工程分析方法，采用发动机喷流流场计算和喷流对设备热效应分步计算的策略，首先通过数值求解N‑S方程，得到发动机燃气内外流场参数；而后通过构造复杂构型设备表面网格，采用插值方法得到网格点流动参数；最后通过对流动相对于面网格的入射角大小进行判断，分别采用低入射角参考焓、大入射角驻点流和中入射角加权方法，得到燃气喷流对设备面网格上的热流密度分布。该方法解决了复杂构型发动机热喷流分析建模困难，计算耗时多等问题，可快速开展复杂构型设备发动机热喷流影响评估，为设备位置调整和受热防护设计提供参考。

主权项：1.一种发动机喷流热效应工程分析方法，包括以下步骤：S1，根据发动机几何构型，构造发动机内外流场网格，得到发动机外部喷流空间流动参数；S2，根据航天器星表设备几何模型，抽取保留星表设备曲面特征，根据星表设备曲面特征，搭建星表设备三维壳体几何模型，并对设备面进行网格划分；S3，根据航天器设备面网格中心点与发动机相对位置，匹配步骤S2中的设备面网格和步骤S1中计算得到的喷流流场数据，得到面网格中心点处流场特征参数；S4，根据面网格点中心流动参数，对局部燃气喷流流动方向与面网格法向夹角大小进行判断，若入射角为0°～30°，采用边界层参考焓方法计算面元热流密度；若入射角为60°～90°，采用驻点和驻点线方法计算面元热流密度；若入射角30°～60°，采用过渡算法给出燃气喷流对设备表面热流密度分布。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 北京空间飞行器总体设计部 一种发动机喷流热效应工程分析方法

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