[发明专利]一种考虑性能与成本的固体火箭发动机快速设计方法

权利要求书

1.一种考虑性能与成本的固体火箭发动机快速设计方法，其特征在于：包括如下步骤：

步骤一、根据确定固体火箭发动机重点分析对象，构建优化模型；基于Kriging的多目标自适应优化策略算法参数，确定固体火箭发动机多学科设计优化问题初始条件；

步骤二、依据药柱体积、圆筒段长度、燃烧室壳体质量，建立固体火箭发动机燃烧室学科模型；

步骤三、依据所述药柱特征形体固定参数，建立固体火箭发动机药柱燃面学科分析模型；

步骤四、依据室内气体密度及压强随时间的变化规律，以及燃烧室自由容积与药柱燃面变化规律，建立固体火箭发动机内弹道学科分析模型；

步骤五、依据喷管内任意截面积A处的马赫数Ma得到的压强、密度、温度与速度的变化规律，发动机推力以及发动机总冲，发动机喷管据碳化层厚度与烧蚀层厚度，建立的固体火箭发动机喷管学科分析模型；

步骤六、依据燃烧室、药柱、喷管的质量，建立的固体火箭发动机成本学科分析模型；

步骤七、以固体火箭发动机总冲最大、成本最小为优化目标，采用基于Kriging的多目标自适应优化策略，通过对固体火箭发动机的设计变量进行优化，在满足固体火箭发动机各学科设计要求下，实现在提升发动机总冲的同时，有效降低其研制成本；

步骤八、判断固体火箭发动机分析模型调用次数是否达到最大值；若未达到，则令k_iter＝k_iter+1，并返回步骤七继续优化流程；反之，则优化流程终止，输出当前样本点数据库中的Pareto解集作为固体火箭发动机设计方案集。

2.如权利要求1所述的一种考虑性能与成本的固体火箭发动机快速设计方法，其特征在于：步骤一的具体实现方法如下：

(1)、确定固体火箭发动机重点分析对象，所述对象包括燃烧室学科、药柱燃面学科、内弹道学科、喷管学科以及成本；选取燃烧室直径D_comb、理论总冲I_th、柱内腔前段半径R_front、药柱内腔中段半径R_core、药柱内腔后段半径R_rear、翼型体长度L_fin、翼型体高度H_fin、翼型体倾角α_fin、喷管喉部半径R_throat、喷管扩张比ε、喷管收敛半角α_noz和喷管扩张半角β_noz作为设计变量，并依据初步设计方案确定对应的取值范围[X_LB，X_UB]；以发动机总冲I_SRM最大、发动机成本C_SRM最小为目标函数，考虑发动机工作时长t_work、发动机平均工作推力发动机最大推力与平均推力偏差喷管平均出口压强喷管出口直径和药柱装填分数的约束条件，建立考虑性能与成本的固体火箭发动机优化数学模型如式(1)所示；

(2)、确定基于Kriging的多目标自适应优化策略算法参数，所述参数包括初始样本点数量N_ini、每次迭代新增样本点数N_add和最大模型调用次数

式(1)和所述参数构成固体火箭发动机设计优化问题的初始条件。