[发明专利]固液火箭发动机性能参数化设计方法及装置

说明书

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。

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；