CN112818469B - 固体火箭发动机映射设计方法、装置和设备 - Google Patents

Abstract

本申请涉及固体火箭发动机映射设计方法、装置和设备，方法包括：获取固体火箭发动机的目标推力曲线以及发动机原始参数；对发动机原始参数进行几何缩放；根据几何缩放后得到的发动机参数，计算壳体面积、绝热层面积、装药燃烧面积和肉厚；根据发动机参数和装药燃烧面积，计算喷管喉部面积；通过优化算法确定发动机燃速并根据喷管喉部面积确定喉部直径；根据发动机参数、肉厚、发动机燃速和喷管喉部面积，生成设计推力曲线；计算设计推力曲线与目标推力曲线的均方根误差，采用优化算法根据均方根误差调整发动机燃速；输出均方根误差最小时对应的发动机的总体映射设计参数。采用以上技术方案，达到了大幅提升设计效率的技术效果。

Description

固体火箭发动机映射设计方法、装置和设备

技术领域

本申请涉及飞行器发动机设计技术领域，特别是涉及一种固体火箭发动机映射设计方法、装置和设备。

背景技术

固体火箭发动机是导弹、火箭等航天运载器的重要动力系统之一，针对固体火箭发动机设计方案积累问题，建立异构发动机方案数据智能重用方法研究，实现异构发动机设计方案数据和知识的重用，可以推动固体火箭发动机总体设计智能化发展。目前常见的异构固体发动机设计方案重用方法有：其一，依靠人工经验，对已有案例进行改进并设计发动机相关参数。此类方法在工业生产中应用得最多，因为生产部门常年从事发动机生产和设计，积累了大量案例与经验知识，因此具有良好的条件对已有固体发动机案例进行再利用。其二，基于数值仿真及验证技术的固体火箭发动机设计。此类方法直接根据设计需求和设计原理对发动机进行设计，不依靠已有数据和知识，缺乏对数据的再利用，造成对已有知识的资源浪费。然而，在实现本发明过程中，发明人发现前述传统的异构固体火箭发动机设计方案重用方法中，存在着设计效率低下的技术问题。

发明内容

基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种简单、高效且快速的固体火箭发动机映射设计方法、一种固体火箭发动机映射设计装置、一种计算机设备以及一种计算机可读存储介质。

为了实现上述目的，本发明实施例采用以下技术方案：

一方面，本发明实施例提供一种固体火箭发动机映射设计方法，包括步骤：

获取固体火箭发动机的目标推力曲线以及发动机原始参数；

对发动机原始参数进行几何缩放；

根据几何缩放后得到的发动机参数，计算壳体面积、绝热层面积、装药燃烧面积和肉厚；

根据发动机参数和装药燃烧面积，计算喷管喉部面积；

通过优化算法确定发动机燃速并根据喷管喉部面积确定喉部直径；

根据发动机参数、肉厚、发动机燃速和喷管喉部面积，生成设计推力曲线；

计算设计推力曲线与目标推力曲线的均方根误差，采用优化算法根据均方根误差调整发动机燃速；

输出均方根误差最小时对应的发动机的总体映射设计参数。

另一方面，还提供一种固体火箭发动机映射设计装置，包括：

目标参数模块，用于获取固体火箭发动机的目标推力曲线以及发动机原始参数；

参数缩放模块，用于对发动机原始参数进行几何缩放；

变化参数模块，用于根据几何缩放后得到的发动机参数，计算壳体面积、绝热层面积、装药燃烧面积和肉厚；

喉面推算模块，用于根据发动机参数和装药燃烧面积，计算喷管喉部面积；

燃颈确定模块，用于通过优化算法确定发动机燃速并根据喷管喉部面积确定喉部直径；

推力曲线模块，用于根据发动机参数、肉厚、发动机燃速和喷管喉部面积，生成设计推力曲线；

优化调整模块，用于计算设计推力曲线与目标推力曲线的均方根误差，采用优化算法根据均方根误差调整发动机燃速；

设计输出模块，用于输出均方根误差最小时对应的发动机的总体映射设计参数。

又一方面，还提供一种计算机设备，包括存储器和处理器，存储器存储有计算机程序，处理器执行计算机程序时实现上述固体火箭发动机映射设计方法的步骤。

再一方面，还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现上述固体火箭发动机映射设计方法的步骤。

上述技术方案中的一个技术方案具有如下优点和有益效果：

上述固体火箭发动机映射设计方法、装置和设备，通过几何缩放向设计目标进行性能映射，在映射过程中，鉴于装药燃速的调节余地较大，引入优化算法，通过在燃速调节范围内寻优，得到最匹配于目标推力-时间曲线的映射方案。通过对异构发动机进行归一化映射，更好地实现异构发动机之间的知识再利用。与现有技术相比，提高了发动机异构方案重用的自动化程度，达到了大幅提升设计效率的技术效果，减少了对人工经验的依赖，提高知识的继承性；对固体发动机设计方案数据和经验知识进行深度挖掘，有效实现了对现有异构发动机设计方案数据和知识的重用，提高发动机智能化设计水平；对异构方案数据的重用快速准确，为进一步提高发动机智能化设计提供数据基础。

附图说明

图1为一个实施例中固体火箭发动机映射设计方法的流程示意图；

图2为一个实施例中固体火箭发动机映射设计方法的应用流程示意图；

图3为一个实施例中原始仿真曲线映射与映射参数仿真曲线对比示意图；

图4为一个实施例中两个案例的原始曲线映射与映射参数仿真对比示意图；

图5为一个实施例中固体火箭发动机映射设计装置的模块结构示意图。

具体实施方式

为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。需要说明的是，当一个元件被认为是“连接”另一个元件，可以是直接连接到另一个元件并与之结合为一体，或者可能同时存在居中元件，即也可以是间接连接到另一个元件。

除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本申请的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本文中在本申请的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本申请。本文所使用的术语“和/或”包括一个或多个相关的所列项目的任意的和所有的组合。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时，应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

目前国内外比较知名的固体火箭发动机数值仿真软件主要有以下几种：

1)美国Illinios大学的Rocstar

美国Illinois大学先进火箭仿真中心(Center for Simulation of AdvancedRocket,CSAR)自1997年开始实施一项为期十年的固体火箭发动机虚拟样机技术研究计划，其目标是开发固体火箭发动机专业仿真软件Rocstar。该软件是综合性高度集成的并行软件系统，提供了迄今为止最先进的多物理场模拟能力，应用于固体火箭发动机性能和可靠性分析以及虚拟样机构建。随着Rocstar研究的逐步成熟，CSAR将云计算引入Rocstar，能够为科研院所提供商业化计算服务，有效实现了研究成果到商业化产品的转化。

2)我国的SRMStudio以及SRMIDE

针对固体火箭发动机自动化设计需求，西北工业大学研发了固体火箭发动机计算机辅助设计系统SRMStudio，该软件系统包含发动机总体设计、燃烧室、装药、喷管和点火器等设计模块和热力计算、内弹道计算等工具，应用于固体火箭发动机总体方案设计。国防科技大学建立了基于J2EE的发动机分布式集成设计平台系统SRMIDE，实现了发动机设计过程中模型、数据、工具、组织、资源和过程的集成，支持固体火箭发动机多部门协同设计。

目前上述常用的固体火箭发动机设计方法的缺点在于：

1)基于已有案例与经验，人为地改进并设计发动机相关参数。此类方法需要有经验的工程师参与，并且设计效率低下；2)基于数值仿真技术的固体火箭发动机设计，此类方法可以降低对设计经验的要求，但是由于需要进行大量的仿真计算，不能高效地完成设计要求。此外，仿真设计的结果往往与现实存在一定偏差，给设计方案的应用带来困难，并且现有的数值仿真设计方法难以实现现有发动机设计中数据的应用。

综上，本发明面向新一代导弹核武器对发动机研发模式和综合性能提升的迫切需求，针对现有发动机设计中有数据、无应用的现状，以发动机多方案规约化数据模型为基础，梳理现有发动机参数表征体系，建立现有数据与规约化表征之间的映射关系，将已有数据映射到规约化数据模型中，对异构发动机进行归一化映射，更好地实现了异构发动机之间的知识再利用。以几何尺寸为映射标准，将不同数量级尺寸的发动机映射到同一数量级尺寸，同时对性能参数进行相应的缩放，实现性能参数结果参数的归一化映射。

请参阅图1，在一个实施例中，本发明提供一种固体火箭发动机映射设计方法，包括如下步骤：

S12，获取固体火箭发动机的目标推力曲线以及发动机原始参数。

可以理解，可以通过人工给到输入或者计算机从数据库服务器上下载获取给定发动动机设计指标要求的推力曲线(也即目标推力曲线，记为F₀(t)曲线)，以及发动机原始参数，发动机原始参数可以包括发动机的几何参数和装药性能参数等。

S14，对发动机原始参数进行几何缩放。其中，对于药柱，可以先进行直径的缩放，然后再进行长度的缩放。对于喷管和封头，可以只按照比例缩放而不进行轴向拉伸，在等比缩放后的长度匹配可只对柱段长度进行缩放变化。

其中，对药柱的缩放处理，具体的处理可以如下：

步骤141，对药柱依次进行药柱直径的缩放以及药柱长度的缩放处理；药柱的缩放公式为：

其中，L₁为映射后的药柱长度，L₀为映射前的药柱长度，D₁为映射后的药柱直径，D₀为映射前的药柱直径。

S16，根据几何缩放后得到的发动机参数，计算壳体面积、绝热层面积、装药燃烧面积和肉厚。

其中，在计算壳体面积、绝热层面积、装药燃烧面积和肉厚的过程中，壳体面积和绝热层面积通过如下公式计算：

其中，A_c1为映射后的壳体面积，A_c0为映射前的壳体面积，A_in1为映射后的绝热层面积，A_in0为映射前的绝热层面积。

装药燃烧面积通过如下公式计算：

其中，A_b1为映射后的装药燃烧面积，A_b0为映射前的装药燃烧面积。

肉厚通过如下公式计算：

其中，e₁为映射后的肉厚，e₀为映射前的肉厚。

S18，根据发动机参数和装药燃烧面积，计算喷管喉部面积。

为保证映射前后发动机均能够正常工作，燃烧室压强保持不变，映射后喉部的面积可以通过如下过程计算。其中，计算喷管喉部面积的过程中，喷管喉部面积通过如下公式计算：

其中，ρ_p1为映射后的装药密度，ρ_p0为映射前的装药密度，A_t1为映射后的喷管喉部面积，A_t0为映射前的喷管喉部面积，c₁ ^*为映射后的推进剂特征速度，c₀ ^*为映射前的推进剂特征速度，r₁为映射后的燃速，r₀为映射前的燃速，A_b1为映射后的装药燃烧面积，A_b0为映射前的装药燃烧面积。

S20，通过优化算法确定发动机燃速并根据喷管喉部面积确定喉部直径。

燃速的调节余地较大，因此通过优化算法在燃速调节范围内寻优，对燃速进行取值以得到最匹配于目标推力曲线的映射方案；通过燃烧室压强不变推算得到喷管喉部面积进而确定喉部直径。其中，发动机燃速通过如下公式计算：

a＝r/pⁿ

其中，a为燃速系数，r为发动机燃速，n为推进剂压强指数，p为燃烧室压强；

喉部直径通过如下公式计算：

其中，d_t1为映射后的喉部直径，A_t1为映射后的喷管喉部面积。

S22，根据发动机参数、肉厚、发动机燃速和喷管喉部面积，生成设计推力曲线。

其中，具体处理步骤为：

步骤S222，根据映射前的工作时间与燃烧室压强，以及肉厚和燃速系数计算映射后的工作时间；映射后的工作时间通过如下公式计算：

其中，t₁为映射后的工作时间，为映射前的工作时间，e₁为映射后的肉厚，e₀为映射前的肉厚，a₀为映射前的燃速系数，a₁为映射后的燃速系数，p₁为映射后的燃烧室压强，p₀为映射前的燃速室压强，n₁为映射后的压强指数，n₀为映射前的压强指数；

步骤S224，根据映射前的推力与燃烧室压强，以及喷管喉部面积计算映射后的推力并生成设计推力曲线；映射后的推力通过如下公式计算：

其中，F₁为映射后的推力，F₀为映射前的推力，A_t1为映射后的喷管喉部面积，A_t0为映射前的喷管喉部面积。设计推力曲线也即F₁-t₁曲线。

S24，计算设计推力曲线与目标推力曲线的均方根误差，采用优化算法根据均方根误差调整发动机燃速。其中，具体处理步骤为：

步骤S242，若均方根误差未达到最小值，则返回执行上述步骤S20，对发动机燃速和喉部直径进行调整直至均方根误差最小。

可以理解，通过F₁-t₁曲线与F₀(t)曲线进行RMSE误差(即均方根误差)的比较，使用优化算法调整燃速，直至使得RMSE误差最小。

在一些实施方式中，映射前后，壳体厚度以及绝热层、壳体、喷管和推进剂等部件的质量也会相应发生变化，因此，上述方法还可以包括如下处理步骤：

步骤S231，计算映射后的壳体厚度；映射后的壳体厚度通过如下公式计算：

其中，δ_c1为映射后的壳体厚度，δ_c0为映射前的壳体厚度，σ_c1为映射后的壳体材料抗拉强度，σ_c0为映射前的壳体材料抗拉强度，p₁为映射后的燃烧室压强，p₀为映射前的燃烧室压强；

步骤S233，计算映射后的壳体质量；映射后的壳体质量通过如下公式计算：

其中，m_c为映射后的壳体质量，m₀为映射前的壳体质量，λ₀为映射前的质量比，A_c1为映射后的壳体面积，A_c0为映射前的壳体面积，ρ_c1为映射后的壳体密度，ρ_c0为映射前的壳体密度；

步骤S235，计算映射后的总质量及质量比；映射后的总质量通过如下公式计算：

m₁＝m_p1+m_c1

其中，m₁为映射后的发动机总质量，m_p1为映射后的装药质量，m_c1为映射后的燃烧室质量；

映射后的质量比通过如下公式计算：

S26，输出均方根误差最小时对应的发动机的总体映射设计参数。

可以理解，RMSE误差最小时，即可得到最匹配于目标推力曲线的映射方案，此时可以判断所得方案已满足设计要求，该映射方案的设计参数即可作为发动机的总体映射设计参数输出，实现所需的固体火箭发动机的映射设计。

上述固体火箭发动机映射设计方法，通过几何缩放向设计目标进行性能映射，在映射过程中，鉴于装药燃速的调节余地较大，引入优化算法，通过在燃速调节范围内寻优，得到最匹配于目标推力-时间曲线的映射方案。通过对异构发动机进行归一化映射，更好地实现异构发动机之间的知识再利用。与现有技术相比，提高了发动机异构方案重用的自动化程度，达到了大幅提升设计效率的技术效果，减少了对人工经验的依赖，提高知识的继承性；对固体发动机设计方案数据和经验知识进行深度挖掘，有效实现了对现有异构发动机设计方案数据和知识的重用，提高发动机智能化设计水平；对异构方案数据的重用快速准确，为进一步提高发动机智能化设计提供数据基础。

请参阅图2，在一个实施例中，为了更直观且全面地说明上述固体火箭发动机映射设计方法，下面是应用本发明提出的前述方法的示例。需要说明的是，本说明书中给出的实施案例仅为示意性的，并非为本发明具体实施案例的唯一限定，本领域技术人员可以在本发明提供的实施案例的示意下，同理采用上述提供的固体火箭发动机映射设计方法，实现对不同的固体火箭发动机的映射设计。

案例1：映射参数与原始参数对比：

将外径为400mm的发动机设计参数映射至外径850mm的发动机上，验证固体火箭发动机案例参数归一化映射的有效性。将映射后的参数值进行性能仿真和内弹道仿真，与将原始内弹道直接做映射后的推力曲线进行对比。原始参数值和映射参数值如表1所示。

表1原始参数值和映射参数值

对原始参数值的映射值进行内弹道仿真，得到映射参数原始值的推力-时间曲线，与原始值的推力-时间曲线直接映射得到的映射曲线进行对比如图3所示，两曲线在有效工作时间内(0～10s)变化趋势相同且数值接近，分别从0s时的215kN和220kN先略微升高再一起降低至10s的234kN和250kN，再一起缓慢下降至33s的195kN和32s的200kN。由此证明，映射值具有合理性和可借鉴性，可以有效地将异构型号发动机的设计方案转化为具有参考借鉴价值的目标案例设计方案，有效地实现了异构型号发动机的数据共享和知识迁移，验证了本发明所提出的参数归一化映射设计方法的可行性与有效性。

案例2：异构发动机归一化映射：

对发动机设计方案以长度和直径为基准进行归一化映射。以设计要求为映射目标，运用本发明所提出的同样的归一化映射设计方法对案例库中的所有发动机案例进行映射。选取两个代表性案例进行映射结果展示，如表2所示。

表2异构发动机归一化映射参数值

随机选取两个案例，将其映射得到的时间推力曲线与映射参数值仿真得到的时间推力曲线进行对比，如图4所示，横纵坐标轴分别为时间和推力值，灰色线表示直接映射得到的时间-推力曲线，黄色线表示映射后的参数值进行仿真得到的时间-推力曲线。

由上图4可知，两条曲线在误差允许范围内拟合较好，变化趋势一致，数值接近。验证了归一化映射值具有合理性和可借鉴性，为实现异构发动机的知识共享提供了数据支持。

应该理解的是，虽然图1和图2的流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤并不是必然按照箭头指示的顺序依次执行。除非本文中有明确的说明，这些步骤的执行并没有严格的顺序限制，这些步骤可以以其它的顺序执行。而且图1和图2的至少一部分步骤可以包括多个子步骤或者多个阶段，这些子步骤或者阶段并不必然是在同一时刻执行完成，而是可以在不同的时刻执行，这些子步骤或者阶段的执行顺序也不必然是依次进行，而是可以与其它步骤或者其它步骤的子步骤或者阶段的至少一部分轮流或者交替地执行。

请参阅图5，在一个实施例中，还提供了一种固体火箭发动机映射设计装置100，包括目标参数模块13、参数缩放模块15、变化参数模块17、喉面推算模块19、燃颈确定模块21、推力曲线模块23、优化调整模块25和设计输出模块27。其中，目标参数模块13用于获取固体火箭发动机的目标推力曲线以及发动机原始参数。参数缩放模块15用于对发动机原始参数进行几何缩放。变化参数模块17用于根据几何缩放后得到的发动机参数，计算壳体面积、绝热层面积、装药燃烧面积和肉厚。喉面推算模块19用于根据发动机参数和装药燃烧面积，计算喷管喉部面积。燃颈确定模块21用于通过优化算法确定发动机燃速并根据喷管喉部面积确定喉部直径。推力曲线模块23用于根据发动机参数、肉厚、发动机燃速和喷管喉部面积，生成设计推力曲线。优化调整模块25用于计算设计推力曲线与目标推力曲线的均方根误差，采用优化算法根据均方根误差调整发动机燃速。设计输出模块27用于输出均方根误差最小时对应的发动机的总体映射设计参数。

上述固体火箭发动机映射设计装置100，通过各模块的协作，通过几何缩放向设计目标进行性能映射，在映射过程中，鉴于装药燃速的调节余地较大，引入优化算法，通过在燃速调节范围内寻优，得到最匹配于目标推力-时间曲线的映射方案。通过对异构发动机进行归一化映射，更好地实现异构发动机之间的知识再利用。与现有技术相比，提高了发动机异构方案重用的自动化程度，达到了大幅提升设计效率的技术效果，减少了对人工经验的依赖，提高知识的继承性；对固体发动机设计方案数据和经验知识进行深度挖掘，有效实现了对现有异构发动机设计方案数据和知识的重用，提高发动机智能化设计水平；对异构方案数据的重用快速准确，为进一步提高发动机智能化设计提供数据基础。

在一个实施例中，上述固体火箭发动机映射设计装置100的各模块还可以用于实现上述固体火箭发动机装药构型设定装方法各实施例中增加的相应步骤或者子步骤。

关于固体火箭发动机映射设计装置100的具体限定，可以参见上文中固体火箭发动机映射设计方法的相应限定，在此不再赘述。上述固体火箭发动机映射设计装置100中的各个模块可全部或部分通过软件、硬件及其组合来实现。上述各模块可以硬件形式内嵌于或独立于具体数据处理功能的设备中，也可以软件形式存储于前述设备的存储器中，以便于处理器调用执行以上各个模块对应的操作，前述设备可以是但不限于用于进行固体火箭发动机设计的计算机设备或者计算系统。

又一方面，还提供一种计算机设备，包括存储器和处理器，存储器存储有计算机程序，处理器执行计算机程序时可以实现以下步骤：获取固体火箭发动机的目标推力曲线以及发动机原始参数；对发动机原始参数进行几何缩放；根据几何缩放后得到的发动机参数，计算壳体面积、绝热层面积、装药燃烧面积和肉厚；根据发动机参数和装药燃烧面积，计算喷管喉部面积；通过优化算法确定发动机燃速并根据喷管喉部面积确定喉部直径；根据发动机参数、肉厚、发动机燃速和喷管喉部面积，生成设计推力曲线；计算设计推力曲线与目标推力曲线的均方根误差，采用优化算法根据均方根误差调整发动机燃速；输出均方根误差最小时对应的发动机的总体映射设计参数。

在一个实施例中，处理器执行计算机程序时还可以实现上述固体火箭发动机映射设计方法各实施例中增加的步骤或者子步骤。

再一方面，还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：获取固体火箭发动机的目标推力曲线以及发动机原始参数；对发动机原始参数进行几何缩放；根据几何缩放后得到的发动机参数，计算壳体面积、绝热层面积、装药燃烧面积和肉厚；根据发动机参数和装药燃烧面积，计算喷管喉部面积；通过优化算法确定发动机燃速并根据喷管喉部面积确定喉部直径；根据发动机参数、肉厚、发动机燃速和喷管喉部面积，生成设计推力曲线；计算设计推力曲线与目标推力曲线的均方根误差，采用优化算法根据均方根误差调整发动机燃速；输出均方根误差最小时对应的发动机的总体映射设计参数。

在一个实施例中，计算机程序被处理器执行时，还可以实现上述固体火箭发动机映射设计方法各实施例中增加的步骤或者子步骤。

本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成的，计算机程序可存储于一非易失性计算机可读取存储介质中，该计算机程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，本申请所提供的各实施例中所使用的对存储器、存储、数据库或其它介质的任何引用，均可包括非易失性和/或易失性存储器。非易失性存储器可包括只读存储器(ROM)、可编程ROM(PROM)、电可编程ROM(EPROM)、电可擦除可编程ROM(EEPROM)或闪存。易失性存储器可包括随机存取存储器(RAM)或者外部高速缓冲存储器。作为说明而非局限，RAM以多种形式可得，诸如静态RAM(SRAM)、动态RAM(DRAM)、同步DRAM(SDRAM)、双数据率SDRAM(DDRSDRAM)、增强型SDRAM(ESDRAM)、同步链路(Synchlink)DRAM(SLDRAM)、存储器总线式动态随机存储器(Rambus DRAM，简称RDRAM)以及接口动态随机存储器(DRDRAM)等。

以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。

以上实施例仅表达了本申请的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请构思的前提下，还可做出若干变形和改进，都属于本申请保护范围。因此本申请专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (7)

1.一种固体火箭发动机映射设计方法，其特征在于，包括步骤：

获取固体火箭发动机的目标推力曲线以及发动机原始参数；

对所述发动机原始参数进行几何缩放；

根据几何缩放后得到的发动机参数，计算壳体面积、绝热层面积、装药燃烧面积和肉厚；

根据所述发动机参数和所述装药燃烧面积，计算喷管喉部面积；

通过优化算法确定发动机燃速并根据所述喷管喉部面积确定喉部直径；

根据所述发动机参数、所述肉厚、所述发动机燃速和所述喷管喉部面积，生成设计推力曲线；

计算所述设计推力曲线与所述目标推力曲线的均方根误差，采用优化算法根据所述均方根误差调整所述发动机燃速；

输出所述均方根误差最小时对应的发动机的总体映射设计参数；

对所述发动机原始参数进行几何缩放的步骤中，对药柱的缩放过程包括：

对药柱依次进行药柱直径的缩放以及药柱长度的缩放处理；药柱的缩放公式为：

其中，L₁为映射后的药柱长度，L₀为映射前的药柱长度，D₁为映射后的药柱直径，D₀为映射前的药柱直径；

计算喷管喉部面积的过程中，所述喷管喉部面积通过如下公式计算：

其中，ρ_p1为映射后的装药密度，ρ_p0为映射前的装药密度，A_t1为映射后的喷管喉部面积，A_t0为映射前的喷管喉部面积，

为映射后的推进剂特征速度，

为映射前的推进剂特征速度，r₁为映射后的燃速，r₀为映射前的燃速，A_b1为映射后的装药燃烧面积，A_b0为映射前的装药燃烧面积；

根据所述发动机参数、所述肉厚、所述发动机燃速和所述喷管喉部面积，生成设计推力曲线的步骤，包括：

根据映射前的工作时间与燃烧室压强，以及所述肉厚和燃速系数计算映射后的工作时间；映射后的工作时间通过如下公式计算：

其中，t₁为映射后的工作时间，t₀为映射前的工作时间，e₁为映射后的肉厚，e₀为映射前的肉厚，a₀为映射前的燃速系数，a₁为映射后的燃速系数，p₁为映射后的燃烧室压强，p₀为映射前的燃速室压强，n₁为映射后的压强指数，n₀为映射前的压强指数；

根据映射前的推力与燃烧室压强，以及所述喷管喉部面积计算映射后的推力并生成所述设计推力曲线；映射后的推力通过如下公式计算：

其中，F₁为映射后的推力，F₀为映射前的推力，A_t1为映射后的喷管喉部面积，A_t0为映射前的喷管喉部面积，p₁为映射后的燃烧室压强，p₀为映射前的燃速室压强。

2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机映射设计方法，其特征在于，所述采用优化算法根据所述均方根误差调整所述发动机燃速的过程，包括：

若所述均方根误差未达到最小值，则返回执行所述通过优化算法确定发动机燃速并根据所述喷管喉部面积确定喉部直径的步骤，对所述发动机燃速和所述喉部直径进行调整直至所述均方根误差最小。

3.根据权利要求1所述的固体火箭发动机映射设计方法，其特征在于，计算壳体面积、绝热层面积、装药燃烧面积和肉厚的过程中，所述壳体面积和所述绝热层面积通过如下公式计算：

其中，A_c1为映射后的壳体面积，A_c0为映射前的壳体面积，A_in1为映射后的绝热层面积，A_in0为映射前的绝热层面积；

所述装药燃烧面积通过如下公式计算：

其中，A_b1为映射后的装药燃烧面积，A_b0为映射前的装药燃烧面积；

所述肉厚通过如下公式计算：

其中，e₁为映射后的肉厚，e₀为映射前的肉厚。

4.根据权利要求1所述的固体火箭发动机映射设计方法，其特征在于，通过优化算法确定发动机燃速并根据所述喷管喉部面积确定喉部直径的步骤中，所述发动机燃速通过如下公式计算：

a＝r/pⁿ

其中，a为燃速系数，r为发动机燃速，n为推进剂压强指数，p为燃烧室压强；

所述喉部直径通过如下公式计算：

其中，d_t1为映射后的喉部直径，A_t1为映射后的喷管喉部面积。

5.根据权利要求1所述的固体火箭发动机映射设计方法，其特征在于，输出均方根误差最小对应的发动机的总体映射设计参数的步骤前，还包括：

计算映射后的壳体厚度；映射后的壳体厚度通过如下公式计算：

其中，δ_c1为映射后的壳体厚度，δ_c0为映射前的壳体厚度，σ_c1为映射后的壳体材料抗拉强度，σ_c0为映射前的壳体材料抗拉强度，p₁为映射后的燃烧室压强，p₀为映射前的燃烧室压强；

计算映射后的壳体质量；映射后的壳体质量通过如下公式计算：

其中，m_c为映射后的壳体质量，m₀为映射前的壳体质量，λ₀为映射前的质量比，A_c1为映射后的壳体面积，A_c0为映射前的壳体面积，ρ_c1为映射后的壳体密度，ρ_c0为映射前的壳体密度；

计算映射后的总质量及质量比；映射后的总质量通过如下公式计算：

m₁＝m_p1+m_c1

其中，m₁为映射后的发动机总质量，m_p1为映射后的装药质量，m_c1为映射后的燃烧室质量；

映射后的质量比通过如下公式计算：

6.一种固体火箭发动机映射设计装置，其特征在于，包括：

目标参数模块，用于获取固体火箭发动机的目标推力曲线以及发动机原始参数；

参数缩放模块，用于对所述发动机原始参数进行几何缩放；

变化参数模块，用于根据几何缩放后得到的发动机参数，计算壳体面积、绝热层面积、装药燃烧面积和肉厚；

喉面推算模块，用于根据所述发动机参数和所述装药燃烧面积，计算喷管喉部面积；

燃速确定模块，用于通过优化算法确定发动机燃速并根据所述喷管喉部面积确定喉部直径；

推力曲线模块，用于根据所述发动机参数、所述肉厚、所述发动机燃速和所述喷管喉部面积，生成设计推力曲线；

优化调整模块，用于计算所述设计推力曲线与所述目标推力曲线的均方根误差，采用优化算法根据所述均方根误差调整所述发动机燃速；

设计输出模块，用于输出所述均方根误差最小时对应的发动机的总体映射设计参数；

参数缩放模块还用于对药柱依次进行药柱直径的缩放以及药柱长度的缩放处理；药柱的缩放公式为：

其中，L₁为映射后的药柱长度，L₀为映射前的药柱长度，D₁为映射后的药柱直径，D₀为映射前的药柱直径；

计算喷管喉部面积的过程中，所述喷管喉部面积通过如下公式计算：

其中，ρ_p1为映射后的装药密度，ρ_p0为映射前的装药密度，A_t1为映射后的喷管喉部面积，A_t0为映射前的喷管喉部面积，

为映射后的推进剂特征速度，

为映射前的推进剂特征速度，r₁为映射后的燃速，r₀为映射前的燃速，A_b1为映射后的装药燃烧面积，A_b0为映射前的装药燃烧面积；

推力曲线模块还用于根据映射前的工作时间与燃烧室压强，以及所述肉厚和燃速系数计算映射后的工作时间；映射后的工作时间通过如下公式计算：

其中，t₁为映射后的工作时间，t₀为映射前的工作时间，e₁为映射后的肉厚，e₀为映射前的肉厚，a₀为映射前的燃速系数，a₁为映射后的燃速系数，p₁为映射后的燃烧室压强，p₀为映射前的燃速室压强，n₁为映射后的压强指数，n₀为映射前的压强指数；

根据映射前的推力与燃烧室压强，以及所述喷管喉部面积计算映射后的推力并生成所述设计推力曲线；映射后的推力通过如下公式计算：

其中，F₁为映射后的推力，F₀为映射前的推力，A_t1为映射后的喷管喉部面积，A_t0为映射前的喷管喉部面积，p₁为映射后的燃烧室压强，p₀为映射前的燃速室压强。

7.一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1至5中任一项所述固体火箭发动机映射设计方法的步骤。

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