CN110532709A - 固液火箭发动机性能参数化设计方法及装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种固液火箭发动机性能参数化设计方法及装置，所述方法包括：获取任务指标，根据所述任务指标，确定设计方案；确定设计变量和系统参数；根据所述设计变量和系统参数，进行热力计算和药型设计，得到热力计算结果和药型设计结果；进行内弹道计算，得到内弹道计算结果，输出固液火箭发动机性能参数化结果。这样设计能快速的得到固液动力火箭发动机的规模，为设计人员进行下一步优化提供基础。方法步骤清晰，计算简便，对提高固液动力火箭发动机的设计效率和可靠性有重要的意义。

Description

固液火箭发动机性能参数化设计方法及装置

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，具体而言，涉及一种固液火箭发动机性能参数化设计方法及装置。

背景技术

航空航天领域的发展程度是衡量一个单位空间探索能力和判定综合实力是否强大的重要标准之一。火箭发动机是火箭的心脏，火箭发动机的设计水平决定了一个单位的航天科技水平。

相比于传统的固体发动机和液体发动机，固液火箭发动机具有推力可调节、易关机和重启、安全可靠、环保、药柱稳定性高等优点，具有较好的经济性，在小型运载火箭、探空火箭、亚轨道飞行器、载人飞船等领域有广阔的应用前景。因此，开展固液火箭发动机性能参数化设计的研究，如何将固液火箭发动机性能参数化是目前亟需解决的问题。

发明内容

针对上述现有技术中存在的问题，本发明提供了一种固液火箭发动机性能参数化设计方法。

第一方面，本发明实施例提供了一种固液火箭发动机性能参数化设计方法，所述方法包括：

获取任务指标，根据所述任务指标，确定设计方案，所述设计方案包括但不限于氧化剂类型、燃料类型、药型；

确定设计变量和系统参数，所述设计变量包括但不限于药柱外径、药柱肉厚、初始推力、初始推力室压强、初始氧燃比、初始扩张比；所述系统参数包括但不限于比冲、燃速系数、流率指数、燃速直径系数、燃烧效率、喷管效率；

根据所述设计变量和系统参数，进行热力计算和药型设计，得到热力计算结果和药型设计结果；

根据所述热力计算结果和药型设计结果，进行内弹道计算，得到内弹道计算结果；

根据所述内弹道计算结果，输出固液火箭发动机性能参数化结果。

进一步的，所述固液火箭发动机性能参数化结果包括但不限于液体氧化剂体积和质量、燃料体积和质量、氧化剂和燃料流量、燃烧室压强随时间变化关系、推力随时间变化关系、比冲随时间变化关系。

进一步的，所述热力计算包括燃烧室燃烧过程的热力计算和喷管中流动过程的热力计算。

进一步的，根据所述热力计算结果和药型设计结果，进行内弹道计算，得到内弹道计算结果，包括：

获取药柱长度、喷管喉部面积、喷管喉部直径、喷管出口面积和喷管出口直径；

根据药柱长度、喷管喉部面积、喷管喉部直径、喷管出口面积和喷管出口直径，计算每一时刻的燃烧室压强与推力。

进一步的，根据所述内弹道计算结果，输出固液火箭发动机性能参数化结果，包括：

根据固液火箭发动机性能参数化计算过程，建立计算模型，生成可执行文件。

第二方面，本发明实施例还提供了一种固液火箭发动机性能参数化设计装置，所述装置包括：

获取模块，用于获取任务指标，根据所述任务指标，确定设计方案，所述设计方案包括但不限于氧化剂类型、燃料类型、药型；

确定模块，确定设计变量和系统参数，所述设计变量包括但不限于药柱外径、药柱肉厚、初始推力、初始推力室压强、初始氧燃比、初始扩张比；所述系统参数包括但不限于比冲、燃速系数、流率指数、燃速直径系数、燃烧效率、喷管效率；

初步计算模块，用于根据所述系统参数，进行热力计算和药型设计，得到热力计算结果和药型设计结果；

计算模块，用于根据所述热力计算结果和药型设计结果，进行内弹道计算，得到内弹道计算结果；

输出模块，用于根据所述内弹道计算结果，输出固液火箭发动机性能参数化结果。

进一步的，所述固液火箭发动机性能参数化结果包括但不限于液体氧化剂体积和质量、燃料体积和质量、氧化剂和燃料流量、燃烧室压强随时间变化关系、推力随时间变化关系、比冲随时间变化关系。

进一步的，所述热力计算包括燃烧室燃烧过程的热力计算和喷管中流动过程的热力计算。

进一步的，所述计算模块还用于：

取药柱长度、喷管喉部面积、喷管喉部直径、喷管出口面积和喷管出口直径；

根据药柱长度、喷管喉部面积、喷管喉部直径、喷管出口面积和喷管出口直径，计算每一时刻的燃烧室压强与推力。

进一步的，根据所述内弹道计算结果，输出固液火箭发动机性能参数化结果，包括：

根据固液火箭发动机性能参数化计算过程，建立计算模型，生成可执行文件。

第三方面，本发明实施例提供了一种计算机存储介质，用于储存为第二方面所述的装置所用的计算机软件指令。

本发明实施例带来了以下有益效果：

本发明实施例提供了一种固液火箭发动机性能参数化设计方法及装置，所述方法包括：获取任务指标，根据所述任务指标，确定设计方案，确定设计变量和系统参数，根据所述设计变量和系统参数，进行热力计算和药型设计，得到热力计算结果和药型设计结果；进行内弹道计算，得到内弹道计算结果，输出固液火箭发动机性能参数化结果。这样设计能快速的得到固液动力火箭发动机的规模，为设计人员进行下一步优化提供基础。方法步骤清晰，计算简便，对提高固液动力火箭发动机的设计效率和可靠性有重要的意义。

本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点在说明书、权利要求书以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。

为使本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式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，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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为本发明的固液火箭发动机工作原理示意图；

图2为本发明第一实施例所提供的一种固液火箭发动机性能参数化设计方法的流程图；

图3为本发明第二实施例所提供的一种固液火箭发动机性能参数化设计方法的流程图；

图4为本发明第三实施例所提供的一种固液火箭发动机性能参数化设计的装置的结构框图。

图示说明：

1-氧化剂；2-喷注面板；3-药柱；4-燃烧室；5-喷管；6-火焰区；31-获取模块；32-确定模块；33-初步计算模块；34-计算模块；35-输出模块。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例一

如图1所示是一个典型的固液火箭发动机系统工作原理示意图。一个典型的固液火箭发动机工作包含以下主要部分：氧化剂1，喷注面板2，药柱3，燃烧室4，喷管5，火焰区6，燃料。氧化剂1通过喷注面板2喷射至燃烧室4内，与燃烧室4内燃料的外表面接触并燃烧，形成火焰区6。燃烧的产物经过喷管5喷出，使发动机获得推力。

参见图2所示的一种固液火箭发动机性能参数化设计方法的流程图，该方法应用于具体包括如下步骤：

S101.获取任务指标，根据所述任务指标，确定设计方案，所述设计方案包括但不限于氧化剂类型、燃料类型、药型；

S102.确定设计变量和系统参数，所述设计变量包括但不限于药柱外径、药柱肉厚、初始推力、初始推力室压强、初始氧燃比、初始扩张比；所述系统参数包括但不限于比冲、燃速系数、流率指数、燃速直径系数、燃烧效率、喷管效率。

如图1所示，所述的固液火箭发动机中，氧化剂为液体，药柱为固体；所述氧化剂由喷注面板喷射至燃烧室内空间，与所述药柱表面混合，产生燃烧；所述氧化剂与所述药柱之间即为火焰区；所述燃烧室内因燃烧产生的产物从喷管喷出，提供推力。

S103.根据所述设计变量和系统参数，进行热力计算和药型设计，得到热力计算结果和药型设计结果；

具体的，上述热力计算，输入参数为推进剂配方、燃烧室压强P_ci、初始氧燃比α_i、出口与喉部面积比ε_i，输出结果为比冲I_sp、推力系数C_F、特征速度c^*参数。优选地，上述热力计算采用Cpropep软件进行计算。

具体地，上述药型设计是在初始药形参数已知的情况下，通过几何推导，计算出药柱截面的燃烧通道面积A_p和燃烧边界长度S_c与燃去肉厚e′之间的关系。不同的药型，燃去肉厚与燃烧通道面积和燃烧边界长度关系不同。上述药型包含但不限于单圆孔形，多根管形、星孔形、车轮形。

S104.根据所述热力计算结果和药型设计结果，进行内弹道计算，得到内弹道计算结果；

这一步骤具体包括两个部分：

S1041.获取药柱长度、喷管喉部面积、喷管喉部直径、喷管出口面积和喷管出口直径；

发动机工作的初始时刻，初始推力F_i、初始氧燃比a_i和比冲I_sp决定了推进剂总质量流量氧化剂质量流量和燃料质量流量它们的关系可以表示为

在固液火箭发动机中，固体燃料的燃速与燃烧通道中液体氧化剂流率G₀呈指数关系，其关系为

其中，a为燃速系数，n₀为燃速流率指数，根据工程经验可得。

药柱长度便可计算得到，

其中，ρ_f为固体燃料密度；S_ci为药柱燃烧通道初始燃线长度。

由流量公式可以得到，

其中，c^*为特征速度，由热力计算得出；燃烧室初始压强P_c为设计变量，推进剂总质量流量为氧化剂质量流量与燃料质量流量之和。

由此可以得到喉部直径D_t，

由喉部尺寸和扩张比ε即可算出喷管出口面积A_e和喷管出口直径D_e，

A_e＝εA_t

S1042.根据药柱长度、喷管喉部面积、喷管喉部直径、喷管出口面积和喷管出口直径，计算每一时刻的燃烧室压强与推力。

燃烧室的压强是发动机工作中一个十分重要的参数。首先，发动机的主要性能推力F是直接决定于燃烧室压强P_c的。由推力公式

F＝C_FP_cA_t

可以看到，对一定的发动机来说，推力系数C_F和喷管喉部面积A_t可以看作是定值，因而推力F便于燃烧室压强P_c成正比。

按照质量守恒原则，固液发动机中燃气的质量生成率分为两部分：一部分通过喷管喷出；另一部分用来增加燃烧室中的燃气贮量。因而有

其中，V_c为燃烧室充气容积，t为时间，ρ_c为燃烧室中燃气密度，由理想气蚀文氏管保证其为定值。燃料流量A_b为燃烧面积，在之前药型设计中获得。

燃烧室内燃气的质量增长率由两部分组成，一是由于燃气密度增加，二是由于燃烧室空腔充气容器的增加，后者等于推进剂燃烧使装药体积减小而空出来的容积，即

为计算将状态方程

对时间求导，R为气体常数，T_c为燃烧室温度。在燃烧室燃烧过程中，我们假设其为一个绝热过程，不计燃烧室的散热损失，可将T_c取为推进剂燃烧温度T_f，得

质量关系式可改写为

在一般发动机的工作条件下，燃气密度比推进剂密度小得多，最后得到压强修正公式，

其中，引入平衡压强P_eq，

可以得到平衡压强修正公式为，

将肉厚e均分为1000份，记每一份肉厚为Δe，用来代替平衡压强修正公式中的de，设ΔP＝P_c-P_eq，通过迭代，当ΔP小于设定值时，可以认为平衡压强为此时压强。在这个时刻，即可计算出该时刻比冲I_sp、推力系数C_F，从而计算出推力F，由推力F决定了燃烧室的压强。

S105.根据所述内弹道计算结果，输出固液火箭发动机性能参数化结果，输出结果包括但不限于液体氧化剂体积和质量、燃料体积和质量、氧化剂和燃料流量、燃烧室压强随时间变化关系、推力随时间变化关系、比冲随时间变化关系。

氧化剂及燃料体积的计算过程为，

其中V_o为氧化剂体积，V_f为燃料体积。

实施例二

参见图3所示的一种固液火箭发动机性能参数化设计的流程图，该方法在实施例一中提供的固液火箭发动机性能参数化设计的基础上实现，具体包括如下步骤：

S201.获取任务指标，根据所述任务指标，确定设计方案，所述设计方案包括但不限于氧化剂类型、燃料类型、药型；

S202.确定设计变量和系统参数，所述设计变量包括但不限于药柱外径、药柱肉厚、初始推力、初始推力室压强、初始氧燃比、初始扩张比；所述系统参数包括但不限于比冲、燃速系数、流率指数、燃速直径系数、燃烧效率、喷管效率。

S203.根据所述设计变量和系统参数，进行热力计算和药型设计，得到热力计算结果和药型设计结果；

S204.根据所述热力计算结果和药型设计结果，进行内弹道计算，得到内弹道计算结果；

S205.根据固液火箭发动机性能参数化计算过程，建立计算模型，生成可执行文件。

S206.将设计变量和系统参数的数值输入所述计算模型，输出固液火箭发动机性能参数化结果。

实施例三

对于前述实施例所提供的固液火箭发动机性能参数化设计方法，本发明实施例提供了一种固液火箭发动机性能参数化设计的装置，参见图4所示的一种固液火箭发动机性能参数化设计的装置的结构框图，该装置包括如下部分：

获取模块31，用于获取任务指标，根据所述任务指标，确定设计方案，所述设计方案包括氧化剂类型、燃料类型、药型；

确定模块32，确定设计变量和系统参数，所述设计变量包括但不限于药柱外径、药柱肉厚、初始推力、初始推力室压强、初始氧燃比、初始扩张比。所述系统参数包括但不限于比冲、燃速系数、流率指数、燃速直径系数、燃烧效率、喷管效率。

初步计算模块33，用于根据所述系统参数，进行热力计算和药型设计，得到热力计算结果和药型设计结果；

计算模块34，用于根据所述热力计算结果和药型设计结果，进行内弹道计算，得到内弹道计算结果；

输出模块35，用于根据所述内弹道计算结果，输出固液火箭发动机性能参数化结果。

进一步的，所述固液火箭发动机性能参数化结果包括但不限于液体氧化剂体积和质量、燃料体积和质量、氧化剂和燃料流量、燃烧室压强随时间变化关系、推力随时间变化关系、比冲随时间变化关系。

进一步的，所述热力计算包括燃烧室燃烧过程的热力计算和喷管中流动过程的热力计算。

进一步的，所述计算模块34还用于：

取药柱长度、喷管喉部面积、喷管喉部直径、喷管出口面积和喷管出口直径；

根据药柱长度、喷管喉部面积、喷管喉部直径、喷管出口面积和喷管出口直径，计算每一时刻的燃烧室压强与推力。

进一步的，根据所述内弹道计算结果，输出固液火箭发动机性能参数化结果，包括：

根据固液火箭发动机性能参数化计算过程，建立计算模型，生成可执行文件。

本发明实施例还提供了一种计算机存储介质，用于储存为上述实施例提供的装置所用的计算机软件指令。

另外，在本发明实施例的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

需要说明的是，在本发明所提供的实施例中，应该理解到，所揭露系统和方法，可以通过其它的方式实现。以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，又例如，多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。

另外，在本发明提供的实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。

所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

最后应说明的是：以上所述实施例，仅为本发明的具体实施方式，用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，本发明的保护范围并不局限于此，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改或可轻易想到变化，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改、变化或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明实施例技术方案的精神和范围，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种固液火箭发动机性能参数化设计方法，其特征在于，所述方法包括：

获取任务指标，根据所述任务指标，确定设计方案，所述设计方案包括但不限于氧化剂类型、燃料类型、药型；

确定设计变量和系统参数，所述设计变量包括但不限于药柱外径、药柱肉厚、初始推力、初始推力室压强、初始氧燃比、初始扩张比；所述系统参数包括但不限于比冲、燃速系数、流率指数、燃速直径系数、燃烧效率、喷管效率；

根据所述设计变量和系统参数，进行热力计算和药型设计，得到热力计算结果和药型设计结果；

根据所述热力计算结果和药型设计结果，进行内弹道计算，得到内弹道计算结果；

根据所述内弹道计算结果，输出固液火箭发动机性能参数化结果。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述固液火箭发动机性能参数化结果包括但不限于液体氧化剂体积和质量、燃料体积和质量、氧化剂和燃料流量、燃烧室压强随时间变化关系、推力随时间变化关系、比冲随时间变化关系。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述热力计算包括燃烧室燃烧过程的热力计算和喷管中流动过程的热力计算。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述热力计算结果和药型设计结果，进行内弹道计算，得到内弹道计算结果，包括：

获取药柱长度、喷管喉部面积、喷管喉部直径、喷管出口面积和喷管出口直径；

根据药柱长度、喷管喉部面积、喷管喉部直径、喷管出口面积和喷管出口直径，计算每一时刻的燃烧室压强与推力。

5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述内弹道计算结果，输出固液火箭发动机性能参数化结果，包括：

根据固液火箭发动机性能参数化计算过程，建立计算模型，生成可执行文件。

6.一种固液火箭发动机性能参数化设计装置，其特征在于，所述装置包括：

获取模块，用于获取任务指标，根据所述任务指标，确定设计方案，所述设计方案包括但不限于氧化剂类型、燃料类型、药型；

确定模块，确定设计变量和系统参数，所述设计变量包括但不限于药柱外径、药柱肉厚、初始推力、初始推力室压强、初始氧燃比、初始扩张比；所述系统参数包括但不限于比冲、燃速系数、流率指数、燃速直径系数、燃烧效率、喷管效率；

初步计算模块，用于根据所述系统参数，进行热力计算和药型设计，得到热力计算结果和药型设计结果；

计算模块，用于根据所述热力计算结果和药型设计结果，进行内弹道计算，得到内弹道计算结果；

输出模块，用于根据所述内弹道计算结果，输出固液火箭发动机性能参数化结果。

7.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，所述固液火箭发动机性能参数化结果包括但不限于液体氧化剂体积和质量、燃料体积和质量、氧化剂和燃料流量、燃烧室压强随时间变化关系、推力随时间变化关系、比冲随时间变化关系。

8.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，所述热力计算包括燃烧室燃烧过程的热力计算和喷管中流动过程的热力计算。

9.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，所述计算模块还用于：

取药柱长度、喷管喉部面积、喷管喉部直径、喷管出口面积和喷管出口直径；

根据药柱长度、喷管喉部面积、喷管喉部直径、喷管出口面积和喷管出口直径，计算每一时刻的燃烧室压强与推力。

10.一种计算机存储介质，其特征在于，用于储存为权利要求6至9任意一项所述的装置所用的计算机软件指令。