[發明專利]確定固體火箭發動機推力線的方法、系統、終端及介質

有效

• 申請號: 202011146106.4
• 申請日: 2020-10-23
• 公開（公告）號: CN112343736B
• 公開（公告）日: 2022-01-25
• 發明（設計）人: 常浩;蔡強;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（專利權）人: 中國運載火箭技術研究院
• 主分類號: F02K9/96
• 分類號: F02K9/96;G06F30/15;G06F30/28;G06F111/10;G06F113/08;G06F119/14
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• 代理人: 暫無信息

1.一種確定固體火箭發動機推力線的方法，其特征在于，包括：

獲取固體火箭發動機的工作時間，獲取所述固體火箭發動機的燒蝕率；其中，根據預先獲取的喉襯燒蝕數據確定平均燒蝕率及基于所述平均燒蝕率的燒蝕均方差，根據所述平均燒蝕率及燒蝕均方差確定所述固體火箭發動機的燒蝕率，根據所述平均燒蝕率及燒蝕均方差確定所述固體火箭發動機的最大燒蝕率及最小燒蝕率；

根據所述固體火箭發動機的工作時間及最大燒蝕率確定喉頸最大半徑；

根據所述固體火箭發動機的工作時間及最小燒蝕率確定喉頸最小半徑；

根據所述喉頸最大半徑與喉頸最小半徑確定所述固體火箭發動機的動態推力線的橫移量。

2.根據權利要求1所述的方法，其特征在于，在所述確定所述固體火箭發動機的動態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；

根據獲取的所述距離及動態推力線的橫移量確定所述動態推力線的偏斜角。

3.根據權利要求2所述的方法，其特征在于，所述根據獲取的所述距離及動態推力線的橫移量確定所述動態推力線的偏斜角，包括：

根據如下公式確定所述動態推力線的偏斜角α，

α＝arctan(△R/L)；

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

4.根據權利要求1所述的方法，其特征在于，在所述確定所述固體火箭發動機的動態推力線的橫移量之后，還包括：

獲取所述固體火箭發動機末秒時噴管及燃燒室的三維模型；

對所述三維模型進行網格劃分，得到流場計算區域；

采用可壓縮粘性平均N-S方程的數值解和湍流模型確定所述固體火箭發動機與所述流場計算區域對應的內流場的受力信息，根據所述受力信息確定所述動態推力線的偏斜角。

5.根據權利要求4所述的方法，其特征在于，所述采用可壓縮粘性平均N-S方程的數值解和湍流模型確定所述固體火箭發動機與所述流場計算區域對應的內流場的受力信息，根據所述受力信息確定所述動態推力線的偏斜角，包括：

所述采用可壓縮粘性平均N-S方程的數值解和湍流模型確定所述固體火箭發動機與所述流場計算區域對應的內流場；

獲取噴管在所述內流場中沿三個方向的推力；

根據如下公式確定所述動態推力線的偏斜角α，

其中，Fx、Fy、Fz分別為噴管沿x、y、z方向的推力；x方向為沿軸線方向，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動機推力線的系統，其特征在于，包括：

獲取單元，用于獲取固體火箭發動機的工作時間，獲取所述固體火箭發動機的燒蝕率；其中，根據預先獲取的喉襯燒蝕數據確定平均燒蝕率及基于所述平均燒蝕率的燒蝕均方差，根據所述平均燒蝕率及燒蝕均方差確定所述固體火箭發動機的燒蝕率，根據所述平均燒蝕率及燒蝕均方差確定所述固體火箭發動機的最大燒蝕率及最小燒蝕率；

確定單元，用于根據所述固體火箭發動機的工作時間及最大燒蝕率確定喉頸最大半徑；根據所述固體火箭發動機的工作時間及最小燒蝕率確定喉頸最小半徑；根據所述喉頸最大半徑與喉頸最小半徑確定所述固體火箭發動機的動態推力線的橫移量。

7.一種終端，其特征在于，包括：

存儲器；

處理器；以及

計算機程序；

其中，所述計算機程序存儲在所述存儲器中，并被配置為由所述處理器執行以實現如權利要求1-5任一項所述的方法。

8.一種計算機可讀存儲介質，其特征在于，其上存儲有計算機程序；所述計算機程序被處理器執行以實現如權利要求1-5任一項所述的方法。