CN113836647B - 弹射内弹道仿真分析系统、方法及电子设备 - Google Patents

弹射内弹道仿真分析系统、方法及电子设备 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种考虑了二次燃烧的弹射内弹道仿真分析系统、方法及电子设备，该系统包括：燃气发生剂热力计算模块，用于根据不同装药配方，计算火箭发动机燃烧室内各个截面上的热力性质参数以及燃烧产物组分，获得第一计算结果；反向设计模块，用于求解最佳装药排列分布情况，获得第二计算结果；二次燃烧内弹道模块，用于根据所述第一计算结果和所述第二计算结果并结合辅助参数求解燃气发射器内规律参数、导向筒内规律参数以及导弹运动规律参数。通过考虑二次燃烧的弹射内弹道仿真系统对弹射内弹道燃气发生器内的性能参数、导向筒内的性能参数计算更为准确，从而大大缩短固体火箭发动机的研发周期；同时，提高相关内弹道部分的计算精度。

Description

弹射内弹道仿真分析系统、方法及电子设备
技术领域
本发明属于固体火箭发动机技术领域，具体涉及一种考虑了二次燃烧的弹射内弹道仿真分析系统、方法及电子设备。
背景技术
弹射内弹道作为一种重要的导弹发射方式，在导弹发射系统种具有广泛应用。目前关于弹射内弹道仿真计算的技术主要有以下两种。
其一是基于经典零位内弹道技术，该技术主要以热力学为理论基础，以瞬时平均的气体参数建立常微分方程求解，得到高压室及低压室内的流动特性参数。该技术方法的最大优势是方程的简明性和计算的简便性。该方法虽不能细致的描述流动现象，但通过相关方程的求解以及相关试验系数的确定，可以清晰的分析内弹道内各种参数的变化规律以及趋势。同时，计算程序简单，计算量小，计算周期短，通常仅为数秒，非常适合工程实际应用。但该方法由于缺少相关组分输运以及燃烧模型，在燃气发生器后的未燃燃气（如：CH4、CO、H2等）和导向筒内的空气反应放热未考虑在内。因此，对于初始容积较大的导向筒仿真计算结果误差非常大，甚至不能进行有效计算评估。
另一种则是引入气体动力学、燃烧、传热等模型的三维弹射内弹道仿真技术，该技术会对内弹道现象描述的更为准确和详尽，并通过计算机数值计算和图像显示展示出来。但是该方法计算周期长，计算量巨大，通常需要数百小时才能完成一个模型的仿真计算，就目前的计算机软硬件水平而言，常常无法满足弹射内弹道工程研制的进度需求。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提供一种考虑了二次燃烧的弹射内弹道仿真分析系统、方法及电子设备。通过考虑二次燃烧的弹射内弹道仿真系统对弹射内弹道燃气发生器内的性能参数、导向筒内的性能参数计算更为准确，从而大大缩短固体火箭发动机的研发周期；同时，提高相关内弹道部分的计算精度。
本发明所采用的技术方案为：弹射内弹道仿真分析系统，包括：
燃气发生剂热力计算模块，用于根据不同装药配方，计算火箭发动机燃烧室内各个截面上的热力性质参数以及燃烧产物组分，获得第一计算结果；
反向设计模块，用于求解最佳装药排列分布情况，获得第二计算结果；
二次燃烧内弹道模块，用于根据所述第一计算结果和所述第二计算结果并结合辅助参数求解燃气发射器内规律参数、导向筒内规律参数以及导弹运动规律参数，其中，所述辅助参数包括点火器结构参数、点火药物性能参数、主装药参数、燃气发生器结构参数、导向筒结构参数和导弹参数。
作为一种可选的技术方案，进一步地，所述燃气发生剂热力计算模块，用于根据不同装药配方，利用吉布斯自由能最小化方法计算在平衡流动、冻结流动条件下，火箭发动机燃烧室内各个截面上的热力性质参数以及燃烧产物组分，所述各个截面包括燃烧室截面、喷管喉部截面以及喷管出口截面，所述热力性质参数包括温度、比热比、定压比热容、声速以及马赫数。
作为一种可选的技术方案，进一步地，所述反向设计模块包括圆孔型装药反向设计模块和齿轮型装药反向设计模块，用于根据运动体参数、低压室参数、高压室参数反向求解最佳装药排列分布情况。
作为一种可选的技术方案，进一步地，所述燃气发射器内规律参数包括燃气发生器内压强-时间变化规律、装药燃速-时间变化规律、肉厚-时间变化规律、燃面面积-时间变化规律、燃气流量-时间变化规律以及燃气流出总质量-时间变化规律；所述导向筒内规律参数包括导向筒内压强-时间变化规律和温度-时间变化规律；所述导弹运动规律参数包括导弹运动加速度-时间变化规律、导弹运动速度-时间变化规律以及导弹运动位移-时间变化规律。
本发明还公开了弹射内弹道仿真分析方法，包括以下步骤：
根据不同装药配方，计算火箭发动机燃烧室内各个截面上的热力性质参数以及燃烧产物组分，获得第一计算结果；
求解最佳装药排列分布情况，获得第二计算结果；
根据所述第一计算结果和所述第二计算结果并结合辅助参数求解燃气发射器内规律参数、导向筒内规律参数以及导弹运动规律参数，其中，所述辅助参数包括点火器结构参数、点火药物性能参数、主装药参数、燃气发生器结构参数、导向筒结构参数和导弹参数。
作为一种可选的技术方案，所述“获得第一计算结果”的计算过程进一步包括：根据不同装药配方，利用吉布斯自由能最小化方法计算在平衡流动、冻结流动条件下，火箭发动机燃烧室内各个截面上的热力性质参数以及燃烧产物组分，所述各个截面包括燃烧室截面、喷管喉部截面以及喷管出口截面，所述热力性质参数包括温度、比热比、定压比热容、声速以及马赫数。
作为一种可选的技术方案，所述“获得第二计算结果”的计算过程进一步包括：根据运动体参数、低压室参数以及高压室参数反向求解最佳装药排列分布情况。
作为一种可选的技术方案，进一步地，所述燃气发射器内规律参数包括燃气发生器内压强-时间变化规律、装药燃速-时间变化规律、肉厚-时间变化规律、燃面面积-时间变化规律、燃气流量-时间变化规律以及燃气流出总质量-时间变化规律；所述导向筒内规律参数包括导向筒内压强-时间变化规律和温度-时间变化规律；所述导弹运动规律参数包括导弹运动加速度-时间变化规律、导弹运动速度-时间变化规律以及导弹运动位移-时间变化规律。
本发明还公开了一种电子设备，包括：一个或多个处理器；一个或多个存储器；所述一个或多个存储器存储有一个或多个计算机程序，所述一个或多个计算机程序包括指令，当所述指令被所述一个或多个处理器执行时，使得所述电子设备执行如上述的弹射内弹道仿真分析方法。
本发明还公开了一种计算机可读介质，包括计算机程序，当所述计算机程序在计算机上运行时，使得所述计算机执行如上述的弹射内弹道仿真分析方法。
本发明的有益效果为：本申请中，考虑二次燃烧的弹射内弹道仿真系统通过添加二次燃烧方程对经典弹射内弹道计算方法的改进，使得该算法既保证了与经典内弹道计算方法计算速度快的巨大优势，又使得燃气发生器后导向筒内的各个状态参数计算更为准确，如导向筒内温度、压力、加速度、速度以及导弹出筒速度等。因此，该系统对于内弹道的仿真计算结果更接近实际值，更便于工程实用。
附图说明
图1为实施例中弹射内弹道仿真分析系统的架构图。
图2是实施例中系统的运行界面图之一。
图3是实施例中系统的另一运行界面图。
图4是实施例中弹射内弹道仿真分析方法的流程示意图。
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，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中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作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。
下面结合附图及具体实施例对本发明作进一步阐述。
实施例
如图1所示，弹射内弹道仿真分析系统，包括：
燃气发生剂热力计算模块，用于根据不同装药配方，计算火箭发动机燃烧室内各个截面上的热力性质参数以及燃烧产物组分，获得第一计算结果；
反向设计模块，用于求解最佳装药排列分布情况，获得第二计算结果；
二次燃烧内弹道模块，用于根据所述第一计算结果和所述第二计算结果并结合辅助参数求解燃气发射器内规律参数、导向筒内规律参数以及导弹运动规律参数，其中，所述辅助参数包括点火器结构参数、点火药物性能参数、主装药参数、燃气发生器结构参数、导向筒结构参数和导弹参数。
作为一种可选的技术方案，进一步地，所述燃气发生剂热力计算模块，用于根据不同装药配方，利用吉布斯自由能最小化方法计算在平衡流动、冻结流动条件下，火箭发动机燃烧室内各个截面上的热力性质参数以及燃烧产物组分，所述各个截面包括燃烧室截面、喷管喉部截面以及喷管出口截面，所述热力性质参数包括温度、比热比、定压比热容、声速以及马赫数。
作为一种可选的技术方案，进一步地，所述反向设计模块包括圆孔型装药反向设计模块和齿轮型装药反向设计模块，用于根据运动体参数、低压室参数、高压室参数反向求解最佳装药排列分布情况。
作为一种可选的技术方案，进一步地，所述燃气发射器内规律参数包括燃气发生器内压强-时间变化规律、装药燃速-时间变化规律、肉厚-时间变化规律、燃面面积-时间变化规律、燃气流量-时间变化规律以及燃气流出总质量-时间变化规律；所述导向筒内规律参数包括导向筒内压强-时间变化规律和温度-时间变化规律；所述导弹运动规律参数包括导弹运动加速度-时间变化规律、导弹运动速度-时间变化规律以及导弹运动位移-时间变化规律。
为了更好地理解本申请，下面对本实施例中的上述弹射内弹道仿真分析系统进行进一步地说明。
本实施例中提供一种考虑二次燃烧的弹射内弹道仿真分析系统，一方面，解决经典弹射内弹道设计、装药反向设计、燃气发生剂热力计算相结合的问题；另一方面，解决经典弹射内弹道未考虑二次燃烧的问题。
上述考虑了二次燃烧的弹射内弹道仿真分析系统主要包括：燃气发生剂热力计算模块、装药反向设计模块（即上述的反向设计模块）、考虑二次燃烧的弹射内弹道计算模块（即上述的二次燃烧内弹道模块）。
其中，燃气发生剂热力计算模块，主要根据不同装药配方，利用吉布斯最小自由能方法计算在平衡流动、冻结流动条件下，火箭发动机燃烧室内不同截面上（包括燃烧室截面、喷管喉部截面和喷管出口截面）的热力性质（包括温度、比热比、定压比热容、声速以及马赫数）以及燃烧产物组分。同时，包含用户需求中对应的材料库、自定义药剂、自定义药剂配方的需求；其中，热力计算算法包含平衡流及冻结流，计算结果包含燃烧产物的基本物性、含量以及发动机的性能预示。
反向设计模块，分为圆孔型装药反向设计、齿轮型装药反向设计，主要根据运动体参数、低压室参数、高压室参数反向求解最佳装药排列分布情况，该模块的创新点在于将传统装药设计的经验法则与公式系统整理，科学分析，编程用计算机进行求解，使得简单的装药设计，性能估算更加准确、快速、简便。
考虑二次燃烧的弹射内弹道计算模块，在燃气发生器内考虑到的装药类型主要有圆孔型、星孔型、齿轮型、车轮型和坑式型。区别于传统的零维仿真计算方法的主要创新点在于将平衡常数法或最小自由能法对应的质量守恒方程、能量方程、平衡方程或最小自由能方程引入经典内弹道方程组联合求解。其中，平衡常数法考虑4种基本元素C、H、O、N的多步反应化学平衡方程以考虑导向筒内二次燃烧对运动规律的影响过程，该方法忽略非燃烧组分，计算过程相对快速简单，约为数秒量级；最小自由能法则考虑所有物质的燃烧情况，燃烧计算更为精确，但计算相对耗时，约为百秒量级。
考虑二次燃烧的内弹道模块主要是通过反向设计模块的计算结果以及燃气发生剂热力计算模块的热力计算结果，再结合点火器结构参数、点火药物性参数、主装药参数、燃气发生器结构参数、导向筒结构参数、导弹参数等已知信息，求解燃气发生器内压强-时间变化规律、装药燃速-时间变化规律、肉厚-时间变化规律、燃面面积-时间变化规律、燃气流量-时间变化规律、燃气流出总质量-时间变化规律；求解导向筒内压强-时间变化规律、温度-时间变化规律、导弹运动加速度-时间变化规律、导弹运动速度-时间变化规律、导弹运动位移-时间变化规律。同时，为了引入测试数据的零维仿真求解应用，将求解计算分为四个部分，分别为燃气发生器零维仿真计算、发射筒零维仿真计算、发射筒半实物仿真计算、导弹运动规律半实物仿真计算。如图2是本实施例中本系统的运行界面图之一，如图3是本实施例中本系统的另一运行界面图。
本实施例中，考虑二次燃烧的弹射内弹道仿真系统通过添加二次燃烧方程对经典弹射内弹道计算方法的改进，使得该算法既保证了与经典内弹道计算方法计算速度快的巨大优势，又使得燃气发生器后导向筒内的各个状态参数计算更为准确，如导向筒内温度、压力、加速度、速度以及导弹出筒速度等。因此，该系统对于内弹道的仿真计算结果更接近实际值，更便于工程实用。
如图4所示，本发明还公开了弹射内弹道仿真分析方法，包括以下步骤：
根据不同装药配方，计算火箭发动机燃烧室内各个截面上的热力性质参数以及燃烧产物组分，获得第一计算结果；
求解最佳装药排列分布情况，获得第二计算结果；
根据所述第一计算结果和所述第二计算结果并结合辅助参数求解燃气发射器内规律参数、导向筒内规律参数以及导弹运动规律参数，其中，所述辅助参数包括点火器结构参数、点火药物性能参数、主装药参数、燃气发生器结构参数、导向筒结构参数和导弹参数。
作为一种可选的技术方案，所述“获得第一计算结果”的计算过程进一步包括：根据不同装药配方，利用吉布斯自由能最小化方法计算在平衡流动、冻结流动条件下，火箭发动机燃烧室内各个截面上的热力性质参数以及燃烧产物组分，所述各个截面包括燃烧室截面、喷管喉部截面以及喷管出口截面，所述热力性质参数包括温度、比热比、定压比热容、声速以及马赫数。
作为一种可选的技术方案，所述“获得第二计算结果”的计算过程进一步包括：根据运动体参数、低压室参数以及高压室参数反向求解最佳装药排列分布情况。
作为一种可选的技术方案，进一步地，所述燃气发射器内规律参数包括燃气发生器内压强-时间变化规律、装药燃速-时间变化规律、肉厚-时间变化规律、燃面面积-时间变化规律、燃气流量-时间变化规律以及燃气流出总质量-时间变化规律；所述导向筒内规律参数包括导向筒内压强-时间变化规律和温度-时间变化规律；所述导弹运动规律参数包括导弹运动加速度-时间变化规律、导弹运动速度-时间变化规律以及导弹运动位移-时间变化规律。
本发明还公开了一种电子设备，包括：一个或多个处理器；一个或多个存储器；所述一个或多个存储器存储有一个或多个计算机程序，所述一个或多个计算机程序包括指令，当所述指令被所述一个或多个处理器执行时，使得所述电子设备执行如上述的弹射内弹道仿真分析方法。
本发明还公开了一种计算机可读介质，包括计算机程序，当所述计算机程序在计算机上运行时，使得所述计算机执行如上述的弹射内弹道仿真分析方法。
所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的方法、电子设备和计算机可读介质的具体工作原理过程，可以参考前述系统实施例中的对应过程，在此不再赘述。
本领域技术人员可以理解上述各模块可以按照实施例的描述分布于系统中，也可以进行相应变化唯一不同于本实施例的一个或多个系统中。上述实施例的模块可以合并为一个模块，也可以进一步拆分成多个子模块（单元）。
通过以上的实施例的描述，本领域的技术人员易于理解，这里描述的示例实施例可以通过软件实现，也可以通过软件结合必要的硬件的方式来实现。因此，根据本申请实施例的技术方案可以以软件产品的形式体现出来，该软件产品可以存储在可读介质中或网络上，包括若干指令以使得一台电子设备(可以是个人计算机、服务器、移动终端、或者网络设备等)执行根据本申请实施例的方法。
上述可读介质可以是可读信号介质或者可读存储介质。可读存储介质例如可以为但不限于电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、装置或器件，或者任意以上的组合。可读存储介质的更具体的例子(非穷举的列表)包括：具有一个或多个导线的电连接、便携式盘、硬盘、随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、可擦式可编程只读存储器(EPROM或闪存)、光纤、便携式紧凑盘只读存储器 (CD-ROM)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内，凡是落入本发明权利要求界定范围内的技术方案，均落在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.弹射内弹道仿真分析系统，其特征在于，包括：
燃气发生剂热力计算模块，用于根据不同装药配方，计算火箭发动机燃烧室内各个截面上的热力性质参数以及燃烧产物组分，获得第一计算结果；
反向设计模块，用于求解最佳装药排列分布情况，获得第二计算结果；
二次燃烧内弹道模块，用于根据所述第一计算结果和所述第二计算结果并结合辅助参数求解燃气发射器内规律参数、导向筒内规律参数以及导弹运动规律参数，其中，所述辅助参数包括点火器结构参数、点火药物性能参数、主装药参数、燃气发生器结构参数、导向筒结构参数和导弹参数；
所述燃气发生剂热力计算模块，用于根据不同装药配方，利用吉布斯自由能最小化方法计算在平衡流动、冻结流动条件下，火箭发动机燃烧室内各个截面上的热力性质参数以及燃烧产物组分，所述各个截面包括燃烧室截面、喷管喉部截面以及喷管出口截面，所述热力性质参数包括温度、比热比、定压比热容、声速以及马赫数；
所述反向设计模块包括圆孔型装药反向设计模块和齿轮型装药反向设计模块，用于根据运动体参数、低压室参数、高压室参数反向求解最佳装药排列分布情况；
所述燃气发射器内规律参数包括燃气发生器内压强-时间变化规律、装药燃速-时间变化规律、肉厚-时间变化规律、燃面面积-时间变化规律、燃气流量-时间变化规律以及燃气流出总质量-时间变化规律；所述导向筒内规律参数包括导向筒内压强-时间变化规律和温度-时间变化规律；所述导弹运动规律参数包括导弹运动加速度-时间变化规律、导弹运动速度-时间变化规律以及导弹运动位移-时间变化规律。
2.弹射内弹道仿真分析方法，其特征在于，包括以下步骤：
根据不同装药配方，计算火箭发动机燃烧室内各个截面上的热力性质参数以及燃烧产物组分，获得第一计算结果；
求解最佳装药排列分布情况，获得第二计算结果；
根据所述第一计算结果和所述第二计算结果并结合辅助参数求解燃气发射器内规律参数、导向筒内规律参数以及导弹运动规律参数，其中，所述辅助参数包括点火器结构参数、点火药物性能参数、主装药参数、燃气发生器结构参数、导向筒结构参数和导弹参数；
所述“获得第一计算结果”的计算过程进一步包括：根据不同装药配方，利用吉布斯自由能最小化方法计算在平衡流动、冻结流动条件下，火箭发动机燃烧室内各个截面上的热力性质参数以及燃烧产物组分，所述各个截面包括燃烧室截面、喷管喉部截面以及喷管出口截面，所述热力性质参数包括温度、比热比、定压比热容、声速以及马赫数；
所述“获得第二计算结果”的计算过程进一步包括：根据运动体参数、低压室参数以及高压室参数反向求解最佳装药排列分布情况；
所述燃气发射器内规律参数包括燃气发生器内压强-时间变化规律、装药燃速-时间变化规律、肉厚-时间变化规律、燃面面积-时间变化规律、燃气流量-时间变化规律以及燃气流出总质量-时间变化规律；所述导向筒内规律参数包括导向筒内压强-时间变化规律和温度-时间变化规律；所述导弹运动规律参数包括导弹运动加速度-时间变化规律、导弹运动速度-时间变化规律以及导弹运动位移-时间变化规律。
3.电子设备，其特征在于，包括：一个或多个处理器；一个或多个存储器；所述一个或多个存储器存储有一个或多个计算机程序，所述一个或多个计算机程序包括指令，当所述指令被所述一个或多个处理器执行时，使得所述电子设备执行如权利要求2所述的方法。
4.计算机可读介质，其特征在于，包括计算机程序，当所述计算机程序在计算机上运行时，使得所述计算机执行如权利要求2所述的方法。
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CN109408915A (zh) * 2018-10-11 2019-03-01 北京动力机械研究所 固体火箭超燃冲压发动机燃烧流场仿真方法
CN110532709A (zh) * 2019-08-30 2019-12-03 北京航空航天大学 固液火箭发动机性能参数化设计方法及装置

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