[發(fā)明專利]確定固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力線的方法、系統(tǒng)、終端及介質(zhì)

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202011146106.4
• 申請(qǐng)日: 2020-10-23
• 公開（公告）號(hào): CN112343736B
• 公開（公告）日: 2022-01-25
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 常浩;蔡強(qiáng);李延成;任新宇;王冀寧;蒲曉航;黃慧慧;許諾;趙曉寧;王常悅;李新田;王雪坤;畢然;李月潔;賈英河;袁偉
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院
• 主分類號(hào): F02K9/96
• 分類號(hào): F02K9/96;G06F30/15;G06F30/28;G06F111/10;G06F113/08;G06F119/14
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1.一種確定固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力線的方法，其特征在于，包括：

獲取固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的工作時(shí)間，獲取所述固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的燒蝕率；其中，根據(jù)預(yù)先獲取的喉襯燒蝕數(shù)據(jù)確定平均燒蝕率及基于所述平均燒蝕率的燒蝕均方差，根據(jù)所述平均燒蝕率及燒蝕均方差確定所述固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的燒蝕率，根據(jù)所述平均燒蝕率及燒蝕均方差確定所述固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的最大燒蝕率及最小燒蝕率；

根據(jù)所述固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的工作時(shí)間及最大燒蝕率確定喉頸最大半徑；

根據(jù)所述固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的工作時(shí)間及最小燒蝕率確定喉頸最小半徑；

根據(jù)所述喉頸最大半徑與喉頸最小半徑確定所述固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)態(tài)推力線的橫移量。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，在所述確定所述固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)態(tài)推力線的橫移量之后，還包括：

獲取燒蝕后的喉頸中心與喉部幾何中心之間的距離；

根據(jù)獲取的所述距離及動(dòng)態(tài)推力線的橫移量確定所述動(dòng)態(tài)推力線的偏斜角。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，所述根據(jù)獲取的所述距離及動(dòng)態(tài)推力線的橫移量確定所述動(dòng)態(tài)推力線的偏斜角，包括：

根據(jù)如下公式確定所述動(dòng)態(tài)推力線的偏斜角α，

α＝arctan(△R/L)；

其中，△R表示動(dòng)態(tài)推力線的橫移量；L表示燒蝕后的喉頸中心與喉部幾何中心之間的距離。

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，在所述確定所述固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)態(tài)推力線的橫移量之后，還包括：

獲取所述固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)末秒時(shí)噴管及燃燒室的三維模型；

對(duì)所述三維模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，得到流場(chǎng)計(jì)算區(qū)域；

采用可壓縮粘性平均N-S方程的數(shù)值解和湍流模型確定所述固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)與所述流場(chǎng)計(jì)算區(qū)域?qū)?yīng)的內(nèi)流場(chǎng)的受力信息，根據(jù)所述受力信息確定所述動(dòng)態(tài)推力線的偏斜角。

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的方法，其特征在于，所述采用可壓縮粘性平均N-S方程的數(shù)值解和湍流模型確定所述固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)與所述流場(chǎng)計(jì)算區(qū)域?qū)?yīng)的內(nèi)流場(chǎng)的受力信息，根據(jù)所述受力信息確定所述動(dòng)態(tài)推力線的偏斜角，包括：

所述采用可壓縮粘性平均N-S方程的數(shù)值解和湍流模型確定所述固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)與所述流場(chǎng)計(jì)算區(qū)域?qū)?yīng)的內(nèi)流場(chǎng)；

獲取噴管在所述內(nèi)流場(chǎng)中沿三個(gè)方向的推力；

根據(jù)如下公式確定所述動(dòng)態(tài)推力線的偏斜角α，

其中，F(xiàn)x、Fy、Fz分別為噴管沿x、y、z方向的推力；x方向?yàn)檠剌S線方向，y方向、z方向分別垂直于x方向，且y方向、z方向相互垂直。

6.一種確定固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力線的系統(tǒng)，其特征在于，包括：

獲取單元，用于獲取固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的工作時(shí)間，獲取所述固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的燒蝕率；其中，根據(jù)預(yù)先獲取的喉襯燒蝕數(shù)據(jù)確定平均燒蝕率及基于所述平均燒蝕率的燒蝕均方差，根據(jù)所述平均燒蝕率及燒蝕均方差確定所述固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的燒蝕率，根據(jù)所述平均燒蝕率及燒蝕均方差確定所述固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的最大燒蝕率及最小燒蝕率；

確定單元，用于根據(jù)所述固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的工作時(shí)間及最大燒蝕率確定喉頸最大半徑；根據(jù)所述固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的工作時(shí)間及最小燒蝕率確定喉頸最小半徑；根據(jù)所述喉頸最大半徑與喉頸最小半徑確定所述固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)態(tài)推力線的橫移量。

7.一種終端，其特征在于，包括：

存儲(chǔ)器；

處理器；以及

計(jì)算機(jī)程序；

其中，所述計(jì)算機(jī)程序存儲(chǔ)在所述存儲(chǔ)器中，并被配置為由所述處理器執(zhí)行以實(shí)現(xiàn)如權(quán)利要求1-5任一項(xiàng)所述的方法。

8.一種計(jì)算機(jī)可讀存儲(chǔ)介質(zhì)，其特征在于，其上存儲(chǔ)有計(jì)算機(jī)程序；所述計(jì)算機(jī)程序被處理器執(zhí)行以實(shí)現(xiàn)如權(quán)利要求1-5任一項(xiàng)所述的方法。