[发明专利]喉栓式变推力固体火箭发动机喷管型面多目标优化方法

权利要求书

1.喉栓式变推力固体火箭发动机喷管型面多目标优化方法，其特征在于，包括：

S1.给定喉栓式喷管几何构型，选定多个喉栓式喷管构型参数作为设计变量，给定设计变量的设计空间，以喉栓式喷管实际推力及需用喉栓伺服力为目标函数构建第一优化模型：min:[-f_actual(x),f_pintle(x)]，其中x为设计变量，f_actual(x)为设计变量x对应的喉栓式喷管实际推力，f_pintle(x)为设计变量x对应的喉栓式喷管需用喉栓伺服力；

S2.采用拉丁超立方试验设计方法，在设计变量的设计空间内生成一系列的样本点，构建样本集；

S3.计算样本点对应的喉栓式喷管实际推力以及喉栓式喷管需用喉栓伺服力；

S4.当前所有已计算对应喉栓式喷管实际推力以及喉栓式喷管需用喉栓伺服力的样本点构成当前已评估点集，获得当前已评估点集的Pareto前沿，并存储于样本点前沿库，作为非精确搜索算法参考值；

S5.基于已有样本点分别为喉栓式喷管实际推力、喉栓式喷管需用喉栓伺服力建立Kriging模型；

S6.采用多目标优化算法对Kriging模型进行基于非精确搜索的辅助优化，构建辅助优化模型：min:其中为喉栓式喷管实际推力Kriging模型在设计变量x处的预测值；为喉栓式喷管需用喉栓伺服力Kriging模型在设计变量x处的预测值；

S7.基于辅助优化得到的种群，得到新的样本点，返回S3继续迭代，直至满足收敛条件，则终止并输出当前样本点前沿库作为优化结果。

2.根据权利要求1所述的喉栓式变推力固体火箭发动机喷管型面多目标优化方法，其特征在于：喉栓式喷管构型参数包括喷管构型参数和喉栓构型参数，喷管构型参数包括扩张段过渡圆弧半径、扩张段过渡圆弧角、喷管出口半径、喷管出口倾角以及喷管扩张段长度；喉栓构型参数包括喉栓头部长度、喉栓头体过渡圆弧半径以及喉栓头部圆弧半径，选定一个以上的喷管构型参数和一个以上的喉栓构型参数作为设计变量。

3.根据权利要求1所述的喉栓式变推力固体火箭发动机喷管型面多目标优化方法，其特征在于，喉栓式喷管实际推力以及喉栓式喷管需用喉栓伺服力的计算方法，如下：

根据喉栓式喷管等效喉部面积，计算燃烧室压强；

以燃烧室压强为入口总压，调用CFD仿真模型计算当前样本点对应的喉栓式喷管型面构型下喷管内的流场数据，包括喷管质量流量、喷管出口截面平均排气速度、喷管出口截面平均静压及喷管内流场的压强分布；

根据当前样本点对应的喉栓式喷管型面构型下喷管内的流场数据，计算当前样本点对应的喉栓式喷管实际推力以及喉栓式喷管需用喉栓伺服力。

4.根据权利要求3所述的喉栓式变推力固体火箭发动机喷管型面多目标优化方法，其特征在于，燃烧室压强由下式计算：

式中，ρ为推进剂密度，c^*为特征速度，a为燃速系数，A_b为燃面面积，A_t为喉栓式喷管等效喉部面积，n为压强指数。

5.根据权利要求3所述的喉栓式变推力固体火箭发动机喷管型面多目标优化方法，其特征在于，喉栓式喷管实际推力由下式计算：

f_actual＝q_mv_e+A_e(p_e-p_a)

式中，A_e为喷管出口截面面积，p_a为环境压强，q_m、v_e、p_e分别为喷管质量流量、喷管出口截面平均排气速度、喷管出口截面平均静压。

6.根据权利要求3所述的喉栓式变推力固体火箭发动机喷管型面多目标优化方法，其特征在于，喉栓式喷管需用喉栓伺服力由下式计算：

式中S_p代表喉栓表面，为上式的积分域，p为喉栓表面的喷管内流场压强分布。