CN112983681B - 一种大推力液体火箭发动机质量的快速计算方法 - Google Patents

一种大推力液体火箭发动机质量的快速计算方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种大推力液体火箭发动机质量的快速计算方法，该快速计算方法利用已有液体火箭发动机的质量与设计参数的拟合关系进行快速计算，并包括以下步骤：对已有液体火箭发动机的质量与设计参数进行拟合，获取发动机各组件的质量与参数之间的函数关系；根据质量‑参数的函数关系快速计算发动机的质量。上述快速计算方法具有良好的便捷性、普适性和客观性，可作为计算工具和评估工具在运载火箭发动机总体设计过程中广泛应用。

Description

一种大推力液体火箭发动机质量的快速计算方法
技术领域
本发明属于火箭技术领域，具体涉及一种大推力液体火箭发动机质量的快速计算方法。
背景技术
自1950年代以来，运载火箭一直是人造航天器进入空间的唯一方式，发动机的性能是运载火箭高效、经济、可靠运行的基本保障，液体运载火箭作为中大型、重型航天器最成熟的航天运输工具，液体火箭发动机成为人类开展空间探索活动的核心装备。
在人类开展空间探测的数十年期间，世界各国开展了大量液体火箭发动机的设计与研制，为上百型火箭的不同子级提供推进动力。从循环方式来看，大推力液体火箭发动机通过涡轮将推进剂从输送管路泵入主燃烧室，传统驱动涡轮做功的方式有两种，一是预燃室产生的燃气驱动，此类发动机结构包含预燃室，二是推进剂受热膨胀驱动，此类发动机不包含预燃室；驱动涡轮做功的气体有两种去向，一是直接排出，此类为开式循环，二是进入主燃烧室继续燃烧，此类为闭式循环。开式燃气驱动为燃气发生器循环，闭式燃气驱动为分级燃烧循环，闭式膨胀做功为全膨胀循环，此三种为液体火箭发动机三类典型循环方式，第四种为开式膨胀循环。从推进剂种类来看，大推力液体发动机主要包含低温发动机、半低温发动机和常规发动机；低温发动机主要有液氢液氧发动机和液氧甲烷发动机，半低温发动机主要为液氧煤油发动机，常规发动机主要为以甲基肼、偏二甲肼等为燃烧剂，以硝酸、四氧化二氮等为氧化剂的常温可存储推进剂发动机。
研制新型液体发动机是发展航天运输装备体系的基础性工作，推重比作为发动机最重要的总体指标之一，使得发动机质量计算在总体设计、方案确定过程中成为至关重要环节，发动机质量的快速计算可大幅简化新研发动机总体论证、迭代优化过程中的工作量，提升总体设计效率，但是现有技术中还没有一种原理简单、快速高效的发动机质量估算方法。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种大推力液体火箭发动机质量的快速计算方法，具有良好的便捷性、普适性和客观性，可作为计算工具和评估工具在运载火箭发动机总体设计过程中广泛应用。
本发明是通过下述技术方案实现的：
一种大推力液体火箭发动机质量的快速计算方法，利用已有液体火箭发动机的质量与设计参数的拟合关系进行快速计算，包括以下步骤：
对已有液体火箭发动机的质量与设计参数进行拟合，获取发动机各组件的质量与参数之间的函数关系；
根据质量-参数的函数关系快速计算发动机的质量。
更进一步地，发动机为燃气发生器循环式发动机、高压补燃循环式发动机或者膨胀循环式发动机。
更进一步地，发动机的推进剂为液氢液氧、液氧煤油、液氧甲烷、或者四氧化二氮和偏二甲肼。
更进一步地，在对已有液体火箭发动机的质量与设计参数进行拟合，获取发动机各组件的质量与参数之间的函数关系的步骤中，将发动机模块化分解为推力室、涡轮泵以及附属组件，发动机质量m为推力室质量m1、涡轮泵质量m2以及附属组件质量m3之和；
推力室质量m1为发生器循环中燃气排放管质量m11、喷注器质量m12、燃烧室质量m13、喷管收缩段质量m14以及喷管扩张段质量m15之和。
更进一步地，对已有液体火箭发动机的质量与设计参数进行拟合，获取发动机各组件的质量与参数之间的函数关系，具体包括以下步骤：
对推力室质量m1进行参数化建模，推力室质量m1为喷喉截面积A1、喷注器面积A2、燃烧室壁面积A3、喷管壁面积A4、喷管出口面积A5、燃烧室压强P、出口喷流速度c、推进剂质量流量
Figure GDA0003375384130000031
推力F以及喷管数n的函数，表示为
Figure GDA0003375384130000032
的多元非线性函数；
高压补燃循环式发动机的拟合形式为：
Figure GDA0003375384130000033
其中，k1＝k11pD-0.5+k12,
Figure GDA0003375384130000034
Figure GDA0003375384130000035
参数拟合值为：
(k11,k12,k21,k22,k23,k3,k4,k5)＝(2·10-6,-17,5.5·10-2,4.7·10-1,-2.36·101,4·106,-1.33·101,1.76·101)；
燃气发生器循环式发动机的拟合形式为：
Figure GDA0003375384130000036
其中，k1＝max(20，k11pD-0.5+k12),
Figure GDA0003375384130000037
Figure GDA0003375384130000038
参数拟合值为：
(k11,k12,k21,k22,k23,k3,k4)＝(3.7·10-6,-17,5.9·10-2,4.7·10-1,-2.36·101,1.6·106,-8.5)；
膨胀循环式发动机的拟合形式为：
Figure GDA0003375384130000039
其中，k1＝k11pD-0.5+k12,
Figure GDA0003375384130000041
Figure GDA0003375384130000042
参数拟合值为：
(k11,k12,k21,k22,k23,k3,k4,k5)＝(3.7·10-6,-17,5.4·10-2,5·10-1,-5,3.4·105,-10,2.56·101)；
对涡轮泵质量进行参数化建模，涡轮泵质量m2为推进剂两种组分的流量
Figure GDA0003375384130000043
和
Figure GDA0003375384130000044
压升Δp1和Δp2、密度ρ1和ρ2、泵转速ω的函数，表示为
Figure GDA0003375384130000045
的多元非线性函数；
拟合形式为：
Figure GDA0003375384130000046
高压补燃循环式发动机的拟合值为：
Figure GDA0003375384130000047
燃气发生器式发动机和膨胀循环式发动机的拟合值为：
Figure GDA0003375384130000048
Figure GDA0003375384130000049
对附属组件进行参数化建模，附属组件质量m3为发动机推力F的函数，表示为m3(F)的非线性函数，拟合形式为：
m3＝r1F+r2；
高压补燃循环式发动机的拟合值为：
(r1,r2)＝(0.235,57),14700N≤F≤980000N；
(r1,r2)＝(0.396,-73.1),980000N≤F≤1600000N；
燃气发生器式发动机和膨胀循环式发动机的拟合值为：
(r1,r2)＝(0.217,57.5),14700N≤F≤980000N；
(r1,r2)＝(0.377,-93.1),980000N≤F≤1600000N；
发动机质量m的多元非线性函数表示为：
Figure GDA0003375384130000051
函数的参数值为：(k11,k12,k21,k22,k23,k3,k4,k5)、(l1,l2)、(r1,r2)；
根据质量-参数的函数关系快速计算发动机的质量的步骤，具体包括：
通过发动机质量m的多元非线性函数和参数拟合值计算发动机质量m。
有益效果：
本发明的快速计算方法用于大推力液体火箭发动机质量的快速计算，通过对已有液体火箭发动机的质量与设计参数进行拟合，获取发动机各组件的质量与参数之间的函数关系，根据函数关系计算研制的发动机的质量；基于多型成熟发动机质量和设计参数之间的拟合函数关系，实现研制发动机在方案总体论证、方案选择期间的质量快速计算，该方法可应用于现有技术框架内的液体火箭发动机，在一定程度上可以降低火箭发动机总体设计的技术门槛。上述快速计算方法应用于大推力液体火箭发动机总体设计，可解决新研大推力发动机质量快速计算的难题，适用于不同循环方式、不同推进剂的液体火箭发动机，计算方法具有良好的便捷性、普适性，计算结果具有客观性，可作为计算工具和评估工具在运载火箭发动机总体设计过程中广泛应用。
附图说明
图1为本发明的大推力液体火箭发动机质量的快速计算方法的流程图；
图2为本发明的大推力液体火箭发动机质量的快速计算方法的具体操作流程图。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
本实施例提供了一种大推力液体火箭发动机质量的快速计算方法，参见附图1和图2，该快速计算方法利用已有液体火箭发动机的质量与设计参数的拟合关系进行快速计算，具体包括以下步骤：
步骤S10，对已有液体火箭发动机的质量与设计参数进行拟合，获取发动机各组件的质量与参数之间的函数关系；
步骤S20，根据质量-参数的函数关系快速计算发动机的质量。
上述已有的液体火箭发动机和预研制的发动机均可以为燃气发生器循环式发动机、高压补燃循环式发动机或者膨胀循环式发动机，并且发动机的推进剂可以为液氢液氧、液氧煤油、液氧甲烷、或者四氧化二氮和偏二甲肼。大推力液体发动机主要包含低温发动机、半低温发动机以及常规发动机，低温发动机主要有液氢液氧发动机和液氧甲烷发动机。已有的液氢液氧发动机主要有美国的J-2、RL-10、SSEM、RS-68、BE-7，俄罗斯的RD-0120、RD-56、RD-0146，欧洲的Vulcain、Vinci、HM-7，日本的LE-5、LE-7、LE-9，印度CE-7.5、CE-20，以及我国的YF-73、YF-75、YF-75D、YF-77等；液氧甲烷发动机尚未有飞行产品，在研主要有美国的BE-4、Raptor、欧洲Mira、Prometheus，以及我国焦点系列、天鹊系列等；半低温发动机主要为液氧煤油发动机，液氧煤油发动机有俄罗斯的RD-107/108/117/118、RD-170/171/180/191、NK-33，乌克兰RD-810，美国F-1、RS-27、Meilin 1、Rutherford以及我国YF-100、YF-115等；常规发动机主要为以甲基肼、偏二甲肼等为燃烧剂，以硝酸、四氧化二氮等为氧化剂的常温可存储推进剂发动机，主要有美国AJ-10，俄罗斯RD-253、RD-210，欧洲Viking、Aestus、Astris，印度Vikas，以及我国YF-1、YF-20、YF-40、YF-50等。
上述快速计算方法通过对已有液体火箭发动机的质量与设计参数进行拟合，获取已有发动机各组件的质量与参数之间的函数关系，根据函数关系计算研制的发动机的质量；基于多型成熟发动机质量和设计参数之间的拟合函数关系，实现预研制发动机在方案总体论证、方案选择期间的质量快速计算，该方法可应用于现有技术框架内的液体火箭发动机，在一定程度上可以降低火箭发动机总体设计的技术门槛。上述快速计算方法应用于大推力液体火箭发动机总体设计，可解决预研制大推力发动机质量快速计算的难题，适用于不同循环方式、不同推进剂的液体火箭发动机，计算方法具有良好的便捷性、普适性，计算结果具有客观性，可作为计算工具和评估工具在运载火箭发动机总体设计过程中广泛应用。
一种具体的实施方式中，在对已有液体火箭发动机的质量与设计参数进行拟合，获取发动机各组件的质量与参数之间的函数关系的步骤中，将发动机模块化分解为推力室、涡轮泵以及附属组件；对于推力室模块，主要包含喷注器、燃烧室、喷管收缩段以及喷管扩张段，发生器循环式推力室还包含燃气排放管，有效尺寸取决于燃烧室压、喷流速度、推进剂流量以及喷喉截面积等；对于涡轮泵模块，主要包含涡轮、泵和齿轮箱等，有效尺寸取决于推进剂组分的密度、质量流量以及涡轮泵的主要设计参数，如转速、出口压力等；对于其他附属组件模块，主要包含连接件、管路、阀门等；
当将发动机分解为推力室、涡轮泵以及附属组件时，发动机质量m为推力室质量m1、涡轮泵质量m2以及附属组件质量m3之和；推力室质量m1为发生器循环中燃气排放管质量m11、喷注器质量m12、燃烧室质量m13、喷管收缩段质量m14以及喷管扩张段质量m15之和。
更进一步地，对已有液体火箭发动机的质量与设计参数进行拟合，获取发动机各组件的质量与参数之间的函数关系，具体包括以下步骤：
对推力室质量m1进行参数化建模，推力室质量m1为喷喉截面积A1、喷注器面积A2、燃烧室壁面积A3、喷管壁面积A4、喷管出口面积A5、燃烧室压强P、出口喷流速度c、推进剂质量流量
Figure GDA0003375384130000081
推力F以及喷管数n的函数，表示为
Figure GDA0003375384130000082
的多元非线性函数；
高压补燃循环式发动机的拟合形式为：
Figure GDA0003375384130000083
其中，k1＝k11pD-0.5+k12,
Figure GDA0003375384130000084
Figure GDA0003375384130000085
参数拟合值为：
(k11,k12,k21,k22,k23,k3,k4,k5)＝(2·10-6,-17,5.5·10-2,4.7·10-1,-2.36·101,4·106,-1.33·101,1.76·101)；
燃气发生器循环式发动机的拟合形式为：
Figure GDA0003375384130000086
其中，k1＝max(20，k11pD-0.5+k12),
Figure GDA0003375384130000087
Figure GDA0003375384130000088
参数拟合值为：
(k11,k12,k21,k22,k23,k3,k4)＝(3.7·10-6,-17,5.9·10-2,4.7·10-1,-2.36·101,1.6·106,-8.5)；
膨胀循环式发动机的拟合形式为：
Figure GDA0003375384130000089
其中，k1＝k11pD-0.5+k12,
Figure GDA00033753841300000810
Figure GDA00033753841300000811
参数拟合值为：
(k11,k12,k21,k22,k23,k3,k4,k5)＝(3.7·10-6,-17,5.4·10-2,5·10-1,-5,3.4·105,-10,2.56·101)；
对涡轮泵质量进行参数化建模，涡轮泵质量m2为推进剂两种组分的流量
Figure GDA00033753841300000812
和
Figure GDA0003375384130000091
压升Δp1和Δp2、密度ρ1和ρ2、泵转速ω的函数，表示为
Figure GDA0003375384130000092
的多元非线性函数；
拟合形式为：
Figure GDA0003375384130000093
高压补燃循环式发动机的拟合值为：
Figure GDA0003375384130000094
燃气发生器式发动机和膨胀循环式发动机的拟合值为：
Figure GDA0003375384130000095
Figure GDA0003375384130000096
对附属组件进行参数化建模，附属组件质量m3为发动机推力F的函数，表示为m3(F)的非线性函数，拟合形式为：
m3＝r1F+r2；
高压补燃循环式发动机的拟合值为：
(r1,r2)＝(0.235,57),14700N≤F≤980000N；
(r1,r2)＝(0.396,-73.1),980000N≤F≤1600000N；
燃气发生器式发动机和膨胀循环式发动机的拟合值为：
(r1,r2)＝(0.217,57.5),14700N≤F≤980000N；
(r1,r2)＝(0.377,-93.1),980000N≤F≤1600000N；
发动机质量m的多元非线性函数表示为：
Figure GDA0003375384130000097
函数的参数值为：(k11,k12,k21,k22,k23,k3,k4,k5)、(l1,l2)、(r1,r2)；
根据质量-参数的函数关系快速计算发动机的质量的步骤，具体包括：
通过发动机质量m的多元非线性函数和参数拟合值计算发动机质量m。
本发明的大推力液体火箭发动机质量的快速计算方法，采用多元非线性函数参数拟合，多参数拟合方法基于大量液体发动机的质量特性，充分利用世界各国现有成熟液体发动机产品设计经验，拟合形式与参数的选取以拟合的准确程度为目标，拟合的参数具有统计特征，没有特定的物理意义，属于半经验性的，在实际操作过程中，可以通过增大用于拟合的样本量与样本类型获取更加合理、准确的拟合形式与参数选取。
采用本发明提供的液体火箭发动机质量的快速计算方法，在一定程度上可以降低火箭发动机总体设计的技术门槛，在新研发动机方案总体论证、方案选择期间，发动机质量快速计算方法对简化计算、提升效率效果明显。应用于大推力液体火箭发动机总体设计，可解决新研大推力发动机质量快速计算的难题，适用于不同循环方式、不同推进剂的液体火箭发动机，计算方法具有良好的便捷性、普适性，计算结果具有客观性，可作为计算工具和评估工具在运载火箭发动机总体设计过程中广泛应用。
如图2所示，通过质量输入可获取已有发动机的三个模块质量；参数拟合按照最优拟合原则对拟合参数进行计算；将新研发动机设计值输入拟合关系中，获得发动机质量预估值，完成快速计算。
对于采用单涡轮泵、单喷管方案且海平面推力为800吨级高压补燃液氧煤油发动机，采用上述方法对发动机质量进行计算时，发动机质量m为：
Figure GDA0003375384130000101
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种大推力液体火箭发动机质量的快速计算方法，其特征在于，利用已有液体火箭发动机的质量与设计参数的拟合关系进行快速计算，包括以下步骤：
对已有液体火箭发动机的质量与设计参数进行拟合，获取发动机各组件的质量与参数之间的函数关系；
在对已有液体火箭发动机的质量与设计参数进行拟合，获取发动机各组件的质量与参数之间的函数关系的步骤中，将发动机模块化分解为推力室、涡轮泵以及附属组件，发动机质量m为推力室质量m1、涡轮泵质量m2以及附属组件质量m3之和；
推力室质量m1为发生器循环中燃气排放管质量m11、喷注器质量m12、燃烧室质量m13、喷管收缩段质量m14以及喷管扩张段质量m15之和；
对推力室质量m1进行参数化建模，推力室质量m1为喷喉截面积A1、喷注器面积A2、燃烧室壁面积A3、喷管壁面积A4、喷管出口面积A5、燃烧室压强P、出口喷流速度c、推进剂质量流量
Figure FDA0003375384120000011
推力F以及喷管数n的函数；
对涡轮泵质量进行参数化建模，涡轮泵质量m2为推进剂两种组分的流量
Figure FDA0003375384120000012
和
Figure FDA0003375384120000013
压升Δp1和Δp2、密度ρ1和ρ2、泵转速ω的函数；
对附属组件进行参数化建模，附属组件质量m3为发动机推力F的函数；
根据质量-参数的函数关系快速计算发动机的质量。
2.如权利要求1所述的快速计算方法，其特征在于，发动机为燃气发生器循环式发动机、高压补燃循环式发动机或者膨胀循环式发动机。
3.如权利要求1所述的快速计算方法，其特征在于，发动机的推进剂为液氢液氧、液氧煤油、液氧甲烷、或者四氧化二氮和偏二甲肼。
4.如权利要求1所述的快速计算方法，其特征在于，对已有液体火箭发动机的质量与设计参数进行拟合，获取发动机各组件的质量与参数之间的函数关系，具体包括以下步骤：
对推力室质量m1进行参数化建模，推力室质量m1为喷喉截面积A1、喷注器面积A2、燃烧室壁面积A3、喷管壁面积A4、喷管出口面积A5、燃烧室压强P、出口喷流速度c、推进剂质量流量
Figure FDA0003375384120000021
推力F以及喷管数n的函数，表示为
Figure FDA0003375384120000022
的多元非线性函数；
高压补燃循环式发动机的拟合形式为：
Figure FDA0003375384120000023
其中，k1＝k11pD-0.5+k12,
Figure FDA0003375384120000024
Figure FDA0003375384120000025
A＝A5/A1；
参数拟合值为：
(k11,k12,k21,k22,k23,k3,k4,k5)＝(2·10-6,-17,5.5·10-2,4.7·10-1,-2.36·101,4·106,-1.33·101,1.76·101)；
燃气发生器循环式发动机的拟合形式为：
Figure FDA0003375384120000026
其中，k1＝max(20，k11pD-0.5+k12),
Figure FDA0003375384120000027
Figure FDA0003375384120000028
A＝A5/A1；
参数拟合值为：
(k11,k12,k21,k22,k23,k3,k4)＝(3.7·10-6,-17,5.9·10-2,4.7·10-1,-2.36·101,1.6·106,-8.5)；
膨胀循环式发动机的拟合形式为：
Figure FDA0003375384120000029
其中，k1＝k11pD-0.5+k12,
Figure FDA00033753841200000210
Figure FDA00033753841200000211
A＝A5/A1；
参数拟合值为：
(k11,k12,k21,k22,k23,k3,k4,k5)＝(3.7·10-6,-17,5.4·10-2,5·10-1,-5,3.4·105,-10,2.56·101)；
对涡轮泵质量进行参数化建模，涡轮泵质量m2为推进剂两种组分的流量
Figure FDA0003375384120000031
和
Figure FDA0003375384120000032
压升Δp1和Δp2、密度ρ1和ρ2、泵转速ω的函数，表示为
Figure FDA0003375384120000033
的多元非线性函数；
拟合形式为：
Figure FDA0003375384120000034
高压补燃循环式发动机的拟合值为：
Figure FDA0003375384120000035
燃气发生器式发动机和膨胀循环式发动机的拟合值为：
Figure FDA0003375384120000036
Figure FDA0003375384120000037
对附属组件进行参数化建模，附属组件质量m3为发动机推力F的函数，表示为m3(F)的非线性函数，拟合形式为：
m3＝r1F+r2；
高压补燃循环式发动机的拟合值为：
(r1,r2)＝(0.235,57),14700N≤F≤980000N；
(r1,r2)＝(0.396,-73.1),980000N≤F≤1600000N；
燃气发生器式发动机和膨胀循环式发动机的拟合值为：
(r1,r2)＝(0.217,57.5),14700N≤F≤980000N；
(r1,r2)＝(0.377,-93.1),980000N≤F≤1600000N；
发动机质量m的多元非线性函数表示为：
Figure FDA0003375384120000038
函数的参数值为：(k11,k12,k21,k22,k23,k3,k4,k5)、(l1,l2)、(r1,r2)；
根据质量-参数的函数关系快速计算发动机的质量的步骤，具体包括：
通过发动机质量m的多元非线性函数和参数拟合值计算发动机质量m。
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