CN117313250A - 固体火箭发动机药柱的设计方法、装置、存储介质及设备 - Google Patents
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Abstract
本公开提供一种固体火箭发动机药柱的设计方法、装置、存储介质及设备；涉及计算机辅助工程领域。该方法包括：获取设计药柱所需的几何特征参数，基于几何特征参数建模得到圆柱实体和由第一翼槽段、第二翼槽段和圆柱段组成的内孔结构，通过圆柱实体和内孔结构得到初始药柱模型，基于初始药柱模型进行内弹道计算得到初始药柱模型对应的燃烧室压强，并根据燃烧室压强对初始药柱模型进行调整，以得到目标药柱模型。本公开可以提高药柱设计精度，从而提高固体火箭发动机的性能。
Description
技术领域
本公开涉及计算机辅助工程领域，具体而言，涉及一种固体火箭发动机药柱的设计方法、固体火箭发动机药柱的设计装置、存储介质及设备。
背景技术
固体火箭发动机是一种利用固体燃料推进的发动机，具有简单、可靠、易于存储和操作等特点，在航天领域得到了广泛应用。
固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。其中，药柱是具有特定几何形状和尺寸的固体推进剂，是发动机的能源和工质源，药柱的几何形状和尺寸决定了燃烧室压强和发动机推力随时间变化的规律，从而决定了发动机的性能。因此，药柱设计水平的高低在很大程度上会影响发动机的性能好坏。
相关技术中，通常是通过边界造型方法进行药柱建模，但是该方法无法规避药柱模型在燃面自动退移过程中出现的药柱燃面特征消失和边界造型奇异的问题，在一定程度上会影响药柱设计精度，从而降低发动机的性能。
需要说明的是，在上述背景技术部分公开的信息仅用于加强对本公开的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。
发明内容
本公开的目的在于提供一种固体火箭发动机药柱的设计方法、装置、存储介质及电子设备，进而至少在一定程度上解决由于药柱设计精度较低从而影响发动机性能的问题。
根据本公开的第一方面，提供一种固体火箭发动机药柱的设计方法，该方法时基于所述药柱的内孔结构进行设计，所述内孔结构包括圆柱段和分别设于圆柱段两端的第一翼槽段和第二翼槽段，该方法包括：
获取设计所述药柱所需的几何特征参数，所述几何特征参数至少包括所述药柱的外径、所述圆柱段的内径、翼槽数量和翼槽内型参数；
根据所述药柱的外径建模得到圆柱实体，根据所述圆柱段的内径建模得到所述圆柱段，基于所述翼槽数量和所述翼槽内型参数建模得到所述第一翼槽段和所述第二翼槽段；
根据所述圆柱实体和由所述第一翼槽段、所述第二翼槽段和所述圆柱段组成的所述内孔结构得到初始药柱模型；
基于所述初始药柱模型进行内弹道计算得到所述初始药柱模型对应的燃烧室压强，并根据所述燃烧室压强对所述初始药柱模型进行调整，以得到目标药柱模型。
在本公开的一种示例性实施例中，所述基于所述翼槽数量和所述翼槽内型参数建模得到所述第一翼槽段和所述第二翼槽段，包括：
确定沿所述药柱内孔结构的轴向的多个特征面，并根据所述翼槽内型参数确定所述多个特征面对应的多个目标点的空间坐标；
利用所述多个目标点的空间坐标拟合得到翼槽内型线，并根据所述翼槽内型线和所述翼槽数量建模得到所述第一翼槽段和所述第二翼槽段。
在本公开的一种示例性实施例中，所述翼槽内型参数包括翼高、翼宽、各所述特征面到翼槽起点的长度和内孔半径；
所述根据所述翼槽内型参数确定所述多个特征面对应的多个目标点的空间坐标，包括：
根据所述翼宽、各所述特征面到翼槽起点的长度和所述内孔半径确定各所述特征面上的参考点的空间坐标；
根据所述翼高和各所述参考点的空间坐标确定各所述目标点的空间坐标。
在本公开的一种示例性实施例中，所述根据所述圆柱实体和由所述第一翼槽段、所述第二翼槽段和所述圆柱段组成的所述内孔结构得到初始药柱模型，包括：
对所述圆柱实体与由所述第一翼槽段、所述第二翼槽段和所述圆柱段组成的所述内孔结构做布尔运算得到所述初始药柱模型。
在本公开的一种示例性实施例中，所述基于所述初始药柱模型进行内弹道计算得到所述初始药柱模型对应的燃烧室压强，包括：
对所述初始药柱模型中的内孔表面进行网格划分，得到对应的网格节点；
利用内弹道计算模型计算得到作用于所述网格节点的燃烧室压强。
在本公开的一种示例性实施例中，所述根据所述燃烧室压强对所述初始药柱模型进行调整，以得到目标药柱模型，包括：
若所述燃烧室压强大于工作终点压强，则根据所述燃烧室压强的变化对所述初始药柱模型进行燃面退移计算，以不断更新所述网格节点的空间坐标；
直至当前所述燃烧室压强小于所述工作终点压强，根据与当前所述燃烧室压强对应的所述网格节点的空间坐标对所述初始药柱模型的内孔表面进行调整，得到所述目标药柱模型。
在本公开的一种示例性实施例中，所述根据所述燃烧室压强的变化对所述初始药柱模型进行燃面退移计算，以不断更新所述网格节点的空间坐标，包括：
根据所述燃烧室压强的变化迭代调整所述初始药柱模型对应的药柱燃速；
根据调整后的药柱燃速和几何燃烧规律不断更新所述网格节点的空间坐标。
根据本公开的第二方面，提供一种固体火箭发动机药柱的设计装置，基于所述药柱的内孔结构进行设计，所述内孔结构包括圆柱段和分别设于圆柱段两端的第一翼槽段和第二翼槽段，所述装置包括：
特征参数获取模块，用于获取设计所述药柱所需的几何特征参数，所述几何特征参数至少包括所述药柱的外径、所述圆柱段的内径、翼槽数量和翼槽内型参数；
第一模型构建模块，用于根据所述药柱的外径建模得到圆柱实体，根据所述圆柱段的内径建模得到所述圆柱段，基于所述翼槽数量和所述翼槽内型参数建模得到所述第一翼槽段和所述第二翼槽段；
第二模型构建模块，用于根据所述圆柱实体和由所述第一翼槽段、所述第二翼槽段和所述圆柱段组成的所述内孔结构得到初始药柱模型；
药柱模型调整模块，用于对所述初始药柱模型中的内孔表面进行网格划分，确定对应的网格节点的压强，并根据所述压强调整所述网格节点的空间坐标，得到目标药柱模型。
根据本公开的第三方面，提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理单元执行时实现以上任一项所述的固体火箭发动机药柱的设计方法。
根据本公开的第四方面，提供一种电子设备，包括：
处理单元；以及存储单元，用于存储所述处理单元的可执行指令；其中，所述处理单元配置为经由执行所述可执行指令来执行以上任一项所述的固体火箭发动机药柱的设计方法。
本公开示例性实施例可以具有以下部分或全部有益效果：
在本公开示例实施方式所提供的固体火箭发动机药柱的设计方法中，通过获取设计药柱所需的几何特征参数，基于几何特征参数建模得到圆柱实体和由第一翼槽段、第二翼槽段和圆柱段组成的内孔结构，通过圆柱实体和内孔结构得到初始药柱模型，并基于初始药柱模型进行内弹道计算得到初始药柱模型对应的燃烧室压强，并根据燃烧室压强对初始药柱模型进行调整，以得到目标药柱模型。本公开充分考虑了燃烧室压强对药柱结构完整性的影响，并根据燃烧室压强的变化对药柱模型的形状进行调节，可以规避药柱模型在燃面自动退移过程中出现的药柱燃面特征消失和边界造型奇异的问题，提高了药柱设计精度，从而提高了发动机的性能。
应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本公开。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本公开的实施例，并与说明书一起用于解释本公开的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，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它的附图。
图1示出了可以应用本公开实施例的固体火箭发动机药柱的设计方法的系统架构示意图。
图2示出了本公开实施例中一种固体火箭发动机药柱的设计方法的流程示意图。
图3示出了本公开实施例中一种固体火箭发动机药柱的内孔结构示意图。
图4示出了本公开实施例中一种确定目标点的空间坐标的示意图。
图5示出了本公开实施例中一个翼槽内型线的一种示意图。
图6示出了本公开实施例中一种初始药柱模型的示意图。
图7示出了本公开实施例中一种燃烧室压强随时间变化的曲线图。
图8示出了本公开实施例中一种燃烧室推力随时间变化的曲线图。
图9示出了本公开实施例中一种固体火箭发动机药柱的设计装置的示意图。
图10示出了适于用来实现本公开实施例的电子设备的结构示意图。
图中主要元件附图标记说明如下：
100、系统架构；101、智能手机；102、便携式计算机；103、台式计算机；104、网络；105、服务器；
31、第一翼槽段；32、圆柱段；33、第二翼槽段；
900、固体火箭发动机的药柱的设计装置；910、特征参数获取模块；920、第一模型构建模块；930、第二模型构建模块；940、药柱模型调整模块；
1000、电子设备；1010、处理单元；1020、存储单元；1021、随机存取存储单元（RAM）；1022、高速缓存存储单元（Cache）；1023、只读存储单元（ROM）；1024、程序/实用工具；1025、程序模块；1030、总线；1040、显示单元；1050、输入/输出（I/O）接口；1060、网络适配器；1100、外部设备。
具体实施方式
现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的实施方式；相反，提供这些实施方式使得本公开将全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。图中相同的附图标记表示相同或类似的结构，因而将省略它们的详细描述。此外，附图仅为本公开的示意性图解，并非一定是按比例绘制。
虽然本说明书中使用相对性的用语，例如“上”“下”来描述图标的一个组件对于另一组件的相对关系，但是这些术语用于本说明书中仅出于方便，例如根据附图中所述的示例的方向。能理解的是，如果将图标的装置翻转使其上下颠倒，则所叙述在“上”的组件将会成为在“下”的组件。当某结构在其它结构“上”时，有可能是指某结构一体形成于其它结构上，或指某结构“直接”设置在其它结构上，或指某结构通过另一结构“间接”设置在其它结构上。
用语“一个”、“一”、“该”、“所述”和“至少一个”用以表示存在一个或多个要素/组成部分/等；用语“包括”和“具有”用以表示开放式的包括在内的意思并且是指除了列出的要素/组成部分/等之外还可存在另外的要素/组成部分/等；用语“第一”、“第二”仅作为标记使用，不是对其对象的数量限制。
此外，所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本公开的实施例的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本公开的技术方案而没有特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知方法、装置、实现或者操作以避免模糊本公开的各方面。
图1示出了可以应用本公开实施例的一种固体火箭发动机药柱的设计方法的系统架构图。
如图1所示，系统架构100可以包括智能手机101、便携式计算机102、台式计算机103等终端设备中的一个或多个，网络104和服务器105。网络104用以在终端设备和服务器105之间提供通信链路的介质。网络104可以包括各种连接类型，例如有线、无线通信链路或者光纤电缆等等。终端设备可以是各种具有数据处理功能的电子设备，该电子设备内安装有三维建模软件，该电子设备上还具有显示屏，例如，该显示屏可以向用户展示建模得到药柱的内孔结构以及基于内孔结构设计得到的药柱模型等，该电子设备包括但不限于上述的智能手机101、便携式计算机102、台式计算机103等等。应该理解，图1中的终端设备、网络和服务器的数目仅仅是示意性的。根据实现需要，可以具有任意数目的终端设备、网络和服务器。比如服务器105可以是多个服务器组成的服务器集群等。
本公开实施例所提供的固体火箭发动机药柱的设计方法一般由终端设备执行，相应地，固体火箭发动机药柱的设计装置一般设置于终端设备中。但本领域技术人员容易理解的是，本公开实施例所提供的固体火箭发动机药柱的设计方法也可以由服务器105执行，相应的，固体火箭发动机药柱的设计装置也可以设置于服务器105中，本示例性实施例中对此不做特殊限定。
本示例性实施例提供了一种固体火箭发动机药柱的设计方法。参考图2所示，该固体火箭发动机药柱的设计方法可以包括以下步骤S210至步骤S240：
步骤S210.获取设计所述药柱所需的几何特征参数，所述几何特征参数至少包括所述药柱的外径、所述圆柱段的内径、翼槽数量和翼槽内型参数；
步骤S220.根据所述药柱的外径建模得到圆柱实体，根据所述圆柱段的内径建模得到所述圆柱段，基于所述翼槽数量和所述翼槽内型参数建模得到所述第一翼槽段和所述第二翼槽段；
步骤S230.根据所述圆柱实体和由所述第一翼槽段、所述第二翼槽段和所述圆柱段组成的所述内孔结构得到初始药柱模型；
步骤S240.基于所述初始药柱模型进行内弹道计算得到所述初始药柱模型对应的燃烧室压强，并根据所述燃烧室压强对所述初始药柱模型进行调整，以得到目标药柱模型。
在本公开示例实施方式所提供的固体火箭发动机药柱的设计方法中，通过获取设计药柱所需的几何特征参数，基于几何特征参数建模得到圆柱实体和由第一翼槽段、第二翼槽段和圆柱段组成的内孔结构，通过圆柱实体和内孔结构得到初始药柱模型，并基于初始药柱模型进行内弹道计算得到初始药柱模型对应的燃烧室压强，并根据燃烧室压强对初始药柱模型进行调整，以得到目标药柱模型。本公开充分考虑了燃烧室压强对药柱结构完整性的影响，并根据燃烧室压强的变化对药柱模型的形状进行调节，可以规避药柱模型在燃面自动退移过程中出现的药柱燃面特征消失和边界造型奇异的问题，提高了药柱设计精度，从而提高了发动机的性能。
下面，对于本示例实施方式的上述步骤进行更加详细的说明。
在步骤S201中，获取设计所述药柱所需的几何特征参数，所述几何特征参数至少包括所述药柱的外径、所述圆柱段的内径、翼槽数量和翼槽内型参数。
需要说明的是，药柱设计的要点是随着药柱燃烧的过程进行设计，具体的，可以通过药柱燃面退移过程的计算，获得药柱任意时刻燃面的几何参数并进行内弹道计算，从而求出压力和推力等参数。进一步的，可以根据压力和推力等参数对药柱形状进行反向调整，以保障固体火箭发动机的性能。
本公开示例实施方式中，可以基于药柱的内孔结构对药柱的药型进行设计。参考图3所示，示出了一种药柱的内孔结构示意图，其中，药柱的内孔结构可以包括第一翼槽段31、圆柱段32和第二翼槽段33，且第一翼槽段31和第二翼槽段33分别位于圆柱段32的两端。
具体的，进行药柱设计时，首先可以获取药柱的几何特征参数，包括但不限于药柱的外径、圆柱段的内径、翼槽数量和翼槽内型参数。其中，翼槽内型参数可以包括翼高、翼宽、特征面位置到翼槽起点的长度、翼槽下沿半径即内孔半径。
示例性的，获取翼槽内型参数时，可以沿药柱的内孔结构的轴向依次选取多个特征面，并在各个特征面上提取药柱的内孔结构中翼槽的几何特征，即可得到翼槽内型参数。参考图4所示，以沿药柱的内孔结构的轴向选取的任一特征面的圆心为坐标原点，以药柱的内孔结构的轴向为z轴、与z轴垂直且翼槽起点所在的平面为x-y平面建立空间坐标系，由图4可知，内孔半径为Rn、翼宽为Wn、翼高为Hn以及该特征面位置到翼槽起点的长度为Zn。
在步骤S220，根据所述药柱的外径建模得到圆柱实体，根据所述圆柱段的内径建模得到所述圆柱段，基于所述翼槽数量和所述翼槽内型参数建模得到所述第一翼槽段和所述第二翼槽段。
通过确定多个特征面并确定对应的翼槽内型参数之后，可以根据翼槽内型参数确定多个特征面对应的多个目标点的空间坐标，然后可以利用多个目标点的空间坐标拟合得到翼槽内型线，并根据翼槽内型线和翼槽数量建模得到第一翼槽段和第二翼槽段。
示例性的，可以根据翼宽、各特征面到翼槽起点的长度和内孔半径确定各特征面上的参考点的空间坐标，并根据翼高和各参考点的空间坐标确定各目标点的空间坐标。仍以图4为例进行说明，以图4中的坐标原点为基准点，记为P(0,0,0)。可以根据翼槽内型参数(Hn,Wn,Zn,Rn)确定多个目标点如P2和P4的空间坐标。例如，首先可以根据翼宽Wn、各特征面到基准点的长度Zn和内孔半径Rn确定各特征面上的参考点如P1和P3的空间坐标，再根据翼高Hn和各参考点如P1和P3的空间坐标确定各目标点如P2和P4的空间坐标。
具体的，图4中参考点P1(x1,y1,z1)的坐标计算公式为：
(1)
基于公式(1)，可知参考点P3(x3,y3,z3)为：
(2)
可知目标点P2(x2,y2,z2)为：
(3)
基于公式(1)至公式(3)，可知则目标点P4(x4,y4,z4)为：
(4)
类似的，可以通过选取的多个特征面得到多个目标点的空间坐标，进而可以根据翼槽形状利用多个目标点的空间坐标拟合B样条曲线或直线，从而得到翼槽内型线。例如，可以通过OpenCascade接口生成翼槽内型线，本公开对此不做限定。如图5所示，示出了拟合得到的一个翼槽对应的翼槽内型线的一种示例图。
可以理解的是，由于每个翼槽的形状相同，因此可以根据拟合得到的一个翼槽内型线进行坐标变换，得到其它翼槽内型线，并利用三维建模工具如OpenCascaded、3DMAX等建模得到一个翼槽段。进一步的，可以在确定翼槽数量后以同样的方法建模得到其它翼槽段。本公开示例实施方式中，由于第一翼槽段与第二翼槽段的形状相同，因此，也通过同样的方法建模得到第一翼槽段和第二翼槽段，本公开对此不再赘述。
同时，可以根据药柱的外径利用三维建模工具建模得到一个圆柱实体，其中，三维建模工具可以是OpenCascade、Rhino等建模工具，本公开对此不做具体限定。例如，已知药柱的外径D，可以通过OpenCascade接口生成对应尺寸的圆柱实体。
类似的，也可以根据圆柱段的内径利用三维建模工具建模得到药柱内孔结构的圆柱段，例如，已知圆柱段的内径Dc，可以通过OpenCascade接口生成对应尺寸的圆柱段。
最后，可以将建模得到的圆柱段、第一翼槽段和第二翼槽段合并为一个几何实体，如得到图3所示的药柱的内孔结构。
该示例中，通过获取药柱的几何特征参数对药柱内孔结构的各部分实体分别进行建模，可以单独对每部分实体进行设计和调整而不影响其它实体，设计方式更加灵活，而且保证了各部分实体的设计精度，从而提高药柱的设计精度。
在步骤S230，根据所述圆柱实体和由所述第一翼槽段、所述第二翼槽段和所述圆柱段组成的所述内孔结构得到初始药柱模型。
得到圆柱实体和内孔结构之后，一种示例实施方式中，可以将该圆柱实体与药柱的内孔结构进行布尔运算得到初始药柱模型，具体而言可以对圆柱实体与药柱的内孔结构做布尔减运算得到初始药柱模型，也可以通过其它建模软件得到初始药柱模型，本公开对此不做限定能够基于圆柱实体与药柱的内孔结构合并得到初始药柱模型即可。参考图6所示，示出了一种初始药柱模型的示意图，为翼槽型药柱模型。
通过对圆柱实体和内孔结构进行布尔运算得到的初始药柱模型，可以更好地反映药柱的内孔结构，便于把握设计和建模思路以及后续对初始药柱模型的修改，在一定程度上提高药柱的设计精度。
在步骤S240，基于所述初始药柱模型进行内弹道计算得到所述初始药柱模型对应的燃烧室压强，并根据所述燃烧室压强对所述初始药柱模型进行调整，以得到目标药柱模型。
得到初始药柱模型之后，可以基于初始药柱模型进行内弹道计算和燃面退移计算，其中，内弹道计算是指在发动机的不同工作条件下计算燃烧室压强随时间和空间的变化规律。燃烧室压强的高低及其变化规律决定了发动机的推力和工作时间。而且，药柱燃速会随燃烧室压强变化而变化，压强越高，燃速越快。重要的是，燃烧室压强是保证发动机工作稳定、正常的一个必要条件，为了使药柱燃烧稳定以及达到比较完全的燃烧，需要保持燃烧室压强小于工作终点压强。燃面退移计算在初始药柱模型中找出燃面上的各点坐标，以药柱燃速为单位增量，沿各点法线方向计算该点在下一时刻的位置，用于确定药柱燃烧过程中燃面面积随燃烧时间的变化规律，能够直接影响发动机内弹道性能预测精度，是发动机内弹道设计的基础。
本公开示例实施方式中，建模得到初始药柱模型之后，可以对初始药柱模型中的内孔表面进行网格划分，得到对应的网格节点，每个网格节点均可以看做独立的空间点，然后，利用内弹道计算模型计算得到作用于网格节点的燃烧室压强，以对固体火箭发动机进行设计及性能预估。
示例性的，可以结合喷管参数、点火系统参数、药柱数据进行内弹道计算，确定燃烧室压强。本发明中，内弹道计算主要是对平衡阶段和扫尾阶段进行计算，有：
(5)
(6)
其中，为燃气的质量生成率(kg/s)，/>为燃速修正系数，/>为药柱在/>时的燃速系数[m/(/>s)]，/>为燃烧室压强，/>为药柱燃烧面积，/>为药柱密度，/>为燃速温度敏感系数，表示在特定燃烧室压力下，推进剂温度变化一定时燃速变化的百分比，T为计算温度，/>为参考温度，一般是设计状态温度，可选20℃；/>为药柱特征速度，/>为药柱特征速度修正系数，/>，/>分别为燃气的气体常数和燃烧温度，/>为喷管流动总压恢复系数，对于长尾管/>，其他喷管取/>，/>为喷管喉部面积，/>为喷管的流量修正系数；公式(5)和公式(6)可采用四阶RongKutta法进行求解。需要注意的是，当燃烧室压强/>小于工作终点压强时全部工作过程结束。
得到燃烧室压强后，若判断出燃烧室压强大于工作终点压强，则可以根据燃烧室压强的变化对初始药柱模型进行燃面退移计算，以不断更新网格节点的空间坐标。
举例而言，可以采用通过个别流体质点研究流体运动的方法如拉格朗日法根据每个网格节点的局部移动速度，计算每个网格节点的位移情况，并进行燃面退移计算。燃面退移计算的过程中，可以根据燃烧室压强的变化迭代调整初始药柱模型对应的药柱燃速，并根据调整后的药柱燃速和几何燃烧规律不断更新网格节点的空间坐标。
具体的，燃面的几何燃烧规律可以表示为：
(7)
其中，x为药柱燃面的坐标矢量,n为药柱燃面的法向单位矢量,为药柱燃速；
药柱燃速指线性燃速，即单位时间内沿药柱燃面的法线方向上固相消失的距离，可表示为：
(8)
其中，P为燃烧室压强，也即作用于药柱表面上的压强，是评估药柱燃烧稳定性的重要指标之一，可由公式(7)和公式(8)计算得到，a和n为根据实验数据拟合得到的常数。
直至当前燃烧室压强小于工作终点压强，则可以根据与当前燃烧室压强对应的网格节点的空间坐标(即药柱燃面的坐标矢量x)对初始药柱模型的内孔表面进行调整，也就是对内孔表面的网格节点的空间坐标进行调整，以得到目标药柱模型。
参考图7所示，示出了一种示例实施方式中的燃烧室压强随时间变化的曲线图，对应的推力随时间变化的曲线图如图8所示，由图7和图8可知，燃烧室压强和推力之间呈正相关。因此，可以基于燃烧室压强随时间变化的曲线图对药柱模型的形状进行调节，以使固体火箭发动机的动力性能达到预期效果。
在本公开示例实施方式所提供的固体火箭发动机药柱的设计方法中，通过获取设计药柱所需的几何特征参数，基于几何特征参数建模得到圆柱实体和由第一翼槽段、第二翼槽段和圆柱段组成的内孔结构，通过圆柱实体和内孔结构得到初始药柱模型，并基于初始药柱模型进行内弹道计算得到初始药柱模型对应的燃烧室压强，并根据燃烧室压强对初始药柱模型进行调整，以得到目标药柱模型。本公开充分考虑了燃烧室压强对药柱结构完整性的影响，并根据燃烧室压强的变化对药柱模型的形状进行调节，可以规避药柱模型在燃面自动退移过程中出现的药柱燃面特征消失和边界造型奇异的问题，提高了药柱设计精度，从而提高了发动机的性能。
进一步的，本示例实施方式中，还提供了一种固体火箭发动机药柱的设计装置，参考图9所示，该固体火箭发动机的药柱的设计装置900可以包括特征参数获取模块910，第一模型构建模块920，第二模型构建模块930，药柱模型调整模块940，其中：
特征参数获取模块910，用于获取设计所述药柱所需的几何特征参数，所述几何特征参数至少包括所述药柱的外径、所述圆柱段的内径、翼槽数量和翼槽内型参数；
第一模型构建模块920，用于根据所述药柱的外径建模得到圆柱实体，根据所述圆柱段的内径建模得到所述圆柱段，基于所述翼槽数量和所述翼槽内型参数建模得到所述第一翼槽段和所述第二翼槽段；
第二模型构建模块930，用于根据所述圆柱实体和由所述第一翼槽段、所述第二翼槽段和所述圆柱段组成的所述内孔结构得到初始药柱模型；
药柱模型调整模块940，用于基于所述初始药柱模型进行内弹道计算得到所述初始药柱模型对应的燃烧室压强，并根据所述燃烧室压强对所述初始药柱模型进行调整，以得到目标药柱模型。
在一种可选的实施方式中，第一模型构建模块920包括：
目标点确定模块，用于确定沿所述药柱内孔结构的轴向的多个特征面，并根据所述翼槽内型参数确定所述多个特征面对应的多个目标点的空间坐标；
翼槽建模模块，用于利用所述多个目标点的空间坐标拟合得到翼槽内型线，并根据所述翼槽内型线和所述翼槽数量建模得到所述第一翼槽段和所述第二翼槽段。
在一种可选的实施方式中，所述翼槽内型参数包括翼高、翼宽、各所述特征面到翼槽起点的长度和内孔半径；目标点确定模块被配置为用于根据所述翼宽、各所述特征面到翼槽起点的长度和所述内孔半径确定各所述特征面上的参考点的空间坐标；根据所述翼高和各所述参考点的空间坐标确定各所述目标点的空间坐标。
在一种可选的实施方式中，第二模型构建模块930被配置为用于对所述圆柱实体与由所述第一翼槽段、所述第二翼槽段和所述圆柱段组成的所述内孔结构做布尔运算得到所述初始药柱模型。
在一种可选的实施方式中，药柱模型调整模块940包括：
网格划分模块，用于对所述初始药柱模型中的内孔表面进行网格划分，得到对应的网格节点；
压强确定模块，用于利用内弹道计算模型计算得到作用于所述网格节点的燃烧室压强。
在一种可选的实施方式中，药柱模型调整模块940包括：
网格坐标更新子模块，用于若所述燃烧室压强大于工作终点压强，则根据所述燃烧室压强的变化对所述初始药柱模型进行燃面退移计算，以不断更新所述网格节点的空间坐标；
药柱模型调整子模块，用于直至当前所述燃烧室压强小于所述工作终点压强，根据与当前所述燃烧室压强对应的所述网格节点的空间坐标对所述初始药柱模型的内孔表面进行调整，得到所述目标药柱模型。
在一种可选的实施方式中，网格坐标更新子模块被配置为用于根据所述燃烧室压强的变化迭代调整所述初始药柱模型对应的药柱燃速；根据调整后的药柱燃速和几何燃烧规律不断更新所述网格节点的空间坐标。
本公开的示例性实施方式还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有能够实现本说明书上述方法的程序产品。在一些可能的实施方式中，本公开的各个方面还可以实现为一种程序产品的形式，其包括程序代码，当程序产品在电子设备上运行时，程序代码用于使电子设备执行本说明书上述“示例性方法”部分中描述的根据本公开各种示例性实施方式的步骤。该程序产品可以采用便携式紧凑盘只读存储器（CD-ROM）并包括程序代码，并可以在电子设备，例如个人电脑上运行。然而，本公开的程序产品不限于此，在本文件中，可读存储介质可以是任何包含或存储程序的有形介质，该程序可以被指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用。
程序产品可以采用一个或多个可读介质的任意组合。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。
计算机可读信号介质可以包括在基带中或者作为载波一部分传播的数据信号，其中承载了可读程序代码。这种传播的数据信号可以采用多种形式，包括但不限于电磁信号、光信号或上述的任意合适的组合。可读信号介质还可以是可读存储介质以外的任何可读介质，该可读介质可以发送、传播或者传输用于由指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用的程序。
可读介质上包含的程序代码可以用任何适当的介质传输，包括但不限于无线、有线、光缆、RF等等，或者上述的任意合适的组合。
可以以一种或多种程序设计语言的任意组合来编写用于执行本公开操作的程序代码，程序设计语言包括面向对象的程序设计语言—诸如Java、C#、C++等，还包括常规的过程式程序设计语言—诸如“C”语言或类似的程序设计语言。程序代码可以完全地在用户计算设备上执行、部分地在用户设备上执行、作为一个独立的软件包执行、部分在用户计算设备上部分在远程计算设备上执行、或者完全在远程计算设备或服务器上执行。在涉及远程计算设备的情形中，远程计算设备可以通过任意种类的网络，包括局域网（LAN）或广域网（WAN），连接到用户计算设备，或者，可以连接到外部计算设备（例如利用因特网服务提供商来通过因特网连接）。
本公开的示例性实施方式还提供了一种能够实现上述方法的电子设备。下面参照图10来描述根据本公开的这种示例性实施方式的电子设备1000。图10显示的电子设备1000仅仅是一个示例，不应对本公开实施方式的功能和使用范围带来任何限制。
如图10所示，电子设备1000可以以通用计算设备的形式表现。电子设备1000的组件可以包括但不限于：至少一个处理单元1010、至少一个存储单元1020、连接不同系统组件（包括存储单元1020和处理单元1010）的总线1030和显示单元1040。
存储单元1020存储有程序代码，程序代码可以被处理单元1010执行，使得处理单元1010执行本说明书上述“示例性方法”部分中描述的根据本公开各种示例性实施方式的步骤。例如，处理单元1010可以执行图2中的方法步骤。
存储单元1020可以包括易失性存储单元形式的可读介质，例如随机存取存储单元（RAM）1021和/或高速缓存存储单元（Cache）1022，还可以进一步包括只读存储单元（ROM）1023。
存储单元1020还可以包括具有一组（至少一个）程序模块1025的程序/实用工具1024，这样的程序模块1025包括但不限于：操作系统、一个或者多个应用程序、其它程序模块以及程序数据，这些示例中的每一个或某种组合中可能包括网络环境的实现。
总线1030可以为表示几类总线结构中的一种或多种，包括存储单元总线或者存储单元控制器、外围总线、图形加速端口、处理单元或者使用多种总线结构中的任意总线结构的局域总线。
电子设备1000也可以与一个或多个外部设备1100（例如键盘、指向设备、蓝牙设备等）通信，还可与一个或者多个使得用户能与该电子设备1000交互的设备通信，和/或与使得该电子设备1000能与一个或多个其它计算设备进行通信的任何设备（例如路由器、调制解调器等等）通信。这种通信可以通过输入/输出（I/O）接口1050进行。并且，电子设备1000还可以通过网络适配器1060与一个或者多个网络（例如局域网（LAN），广域网（WAN）和/或公共网络，例如因特网）通信。如图所示，网络适配器1060通过总线1030与电子设备1000的其它模块通信。应当明白，尽管图中未示出，可以结合电子设备1000使用其它硬件和/或软件模块，包括但不限于：微代码、设备驱动器、冗余处理单元、外部磁盘驱动阵列、RAID系统、磁带驱动器以及数据备份存储系统等。
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员易于理解，这里描述的示例实施方式可以通过软件实现，也可以通过软件结合必要的硬件的方式来实现。因此，根据本公开实施方式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一个非易失性存储介质（可以是CD-ROM，U盘，移动硬盘等）中或网络上，包括若干指令以使得一台计算设备（可以是个人计算机、服务器、终端装置、或者网络设备等）执行根据本公开示例性实施方式的方法。
此外，上述附图仅是根据本公开示例性实施方式的方法所包括的处理的示意性说明，而不是限制目的。易于理解，上述附图所示的处理并不表明或限制这些处理的时间顺序。另外，也易于理解，这些处理可以是例如在多个模块中同步或异步执行的。
应当注意，尽管在上文详细描述中提及了用于动作执行的设备的若干模块或者单元，但是这种划分并非强制性的。实际上，根据本公开的实施方式，上文描述的两个或更多模块或者单元的特征和功能可以在一个模块或者单元中具体化。反之，上文描述的一个模块或者单元的特征和功能可以进一步划分为由多个模块或者单元来具体化。
本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本公开的其它实施例。本公开旨在涵盖本公开的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本公开的一般性原理并包括本公开未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本公开的真正范围和精神由权利要求指出。
应当理解的是，本公开并不局限于上面已经描述并在附图中示出的精确结构，并且可以在不脱离其范围进行各种修改和改变。本公开的范围仅由所附的权利要求来限制。
Claims (10)
1.一种固体火箭发动机药柱的设计方法，其特征在于，基于所述药柱的内孔结构进行设计，所述内孔结构包括圆柱段和分别设于圆柱段两端的第一翼槽段和第二翼槽段，所述方法包括：
获取设计所述药柱所需的几何特征参数，所述几何特征参数至少包括所述药柱的外径、所述圆柱段的内径、翼槽数量和翼槽内型参数；
根据所述药柱的外径建模得到圆柱实体，根据所述圆柱段的内径建模得到所述圆柱段，基于所述翼槽数量和所述翼槽内型参数建模得到所述第一翼槽段和所述第二翼槽段；
根据所述圆柱实体和由所述第一翼槽段、所述第二翼槽段和所述圆柱段组成的所述内孔结构得到初始药柱模型；
基于所述初始药柱模型进行内弹道计算得到所述初始药柱模型对应的燃烧室压强，并根据所述燃烧室压强对所述初始药柱模型进行调整，以得到目标药柱模型。
2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机药柱的设计方法，其特征在于，所述基于所述翼槽数量和所述翼槽内型参数建模得到所述第一翼槽段和所述第二翼槽段，包括：
确定沿所述药柱内孔结构的轴向的多个特征面，并根据所述翼槽内型参数确定所述多个特征面对应的多个目标点的空间坐标；
利用所述多个目标点的空间坐标拟合得到翼槽内型线，并根据所述翼槽内型线和所述翼槽数量建模得到所述第一翼槽段和所述第二翼槽段。
3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机药柱的设计方法，其特征在于，所述翼槽内型参数包括翼高、翼宽、各所述特征面到翼槽起点的长度和内孔半径；
所述根据所述翼槽内型参数确定所述多个特征面对应的多个目标点的空间坐标，包括：
根据所述翼宽、各所述特征面到翼槽起点的长度和所述内孔半径确定各所述特征面上的参考点的空间坐标；
根据所述翼高和各所述参考点的空间坐标确定各所述目标点的空间坐标。
4.根据权利要求1所述的固体火箭发动机药柱的设计方法，所述根据所述圆柱实体和由所述第一翼槽段、所述第二翼槽段和所述圆柱段组成的所述内孔结构得到初始药柱模型，其特征在于，包括：
对所述圆柱实体与由所述第一翼槽段、所述第二翼槽段和所述圆柱段组成的所述内孔结构做布尔运算得到所述初始药柱模型。
5.根据权利要求1所述的固体火箭发动机药柱的设计方法，其特征在于，所述基于所述初始药柱模型进行内弹道计算得到所述初始药柱模型对应的燃烧室压强，包括：
对所述初始药柱模型中的内孔表面进行网格划分，得到对应的网格节点；
利用内弹道计算模型计算得到作用于所述网格节点的燃烧室压强。
6.根据权利要求5所述的固体火箭发动机药柱的设计方法，其特征在于，所述根据所述燃烧室压强对所述初始药柱模型进行调整，以得到目标药柱模型，包括：
若所述燃烧室压强大于工作终点压强，则根据所述燃烧室压强的变化对所述初始药柱模型进行燃面退移计算，以不断更新所述网格节点的空间坐标；
直至当前所述燃烧室压强小于所述工作终点压强，根据与当前所述燃烧室压强对应的所述网格节点的空间坐标对所述初始药柱模型的内孔表面进行调整，得到所述目标药柱模型。
7.根据权利要求6所述的固体火箭发动机药柱的设计方法，其特征在于，所述根据所述燃烧室压强的变化对所述初始药柱模型进行燃面退移计算，以不断更新所述网格节点的空间坐标，包括：
根据所述燃烧室压强的变化迭代调整所述初始药柱模型对应的药柱燃速；
根据调整后的药柱燃速和几何燃烧规律不断更新所述网格节点的空间坐标。
8.一种固体火箭发动机药柱的设计装置，其特征在于，基于所述药柱的内孔结构进行设计，所述内孔结构包括圆柱段和分别设于圆柱段两端的第一翼槽段和第二翼槽段，所述装置包括：
特征参数获取模块，用于获取设计所述药柱所需的几何特征参数，所述几何特征参数至少包括所述药柱的外径、所述圆柱段的内径、翼槽数量和翼槽内型参数；
第一模型构建模块，用于根据所述药柱的外径建模得到圆柱实体，根据所述圆柱段的内径建模得到所述圆柱段，基于所述翼槽数量和所述翼槽内型参数建模得到所述第一翼槽段和所述第二翼槽段；
第二模型构建模块，用于根据所述圆柱实体和由所述第一翼槽段、所述第二翼槽段和所述圆柱段组成的所述内孔结构得到初始药柱模型；
药柱模型调整模块，用于基于所述初始药柱模型进行内弹道计算得到所述初始药柱模型对应的燃烧室压强，并根据所述燃烧室压强对所述初始药柱模型进行调整，以得到目标药柱模型。
9.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理单元执行时实现权利要求1-7任一项所述的固体火箭发动机药柱的设计方法。
10.一种电子设备，其特征在于，包括：
处理单元；以及
存储单元，用于存储所述处理单元的可执行指令；
其中，所述处理单元配置为经由执行所述可执行指令来执行权利要求1-7任一项所述的固体火箭发动机药柱的设计方法。
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| GR01 | Patent grant | ||
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