[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

本申請實施例提供一種確定固體火箭發動機推力線的方法、系統、終端及介質，涉及航天飛行器動力總體設計技術。其中，所述方法包括：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；根據所述固體火箭發動機的工作時間及燒蝕率確定所述固體火箭發動機的動態推力線的橫移量。

技術領域

本申請涉及航天飛行器動力總體設計技術，尤其是涉及一種確定固體火箭發動機推力線的方法、系統、終端及介質，可用于確定固體航天飛行器發動機推力線偏斜和橫移。

背景技術

當前，國內外商業航天產業呈現出高效、快速的發展局面，而實現火箭模塊化、產品化和系列化以及低成本進入空間是商業運載火箭發展的核心要素。為適應商業發展需求，固體火箭發動機采用固定噴管，總體方案控制執行機構簡化，在現有控制手段模式下控制力設計余量相較傳統航天器大幅減小，這就導致控制系統對于偏差量的精細化設計需求迫切，對于有多臺固體火箭發動機的火箭來說，固體發動機推力線偏斜和橫移又是控制偏差量的主要來源，因此，如何精確地獲取固體火箭發動機動態推力線的偏差情況成為亟待解決的問題。

發明內容

為了解決上述技術缺陷之一，本申請實施例中提供了一種確定固態火箭發動機動態推力線的方法、系統、終端及介質。

本申請第一方面實施例提供一種確定固體火箭發動機推力線的方法，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。

本申請第二方面實施例提供一種確定固體火箭發動機推力線的系統，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。

本申請實施例第三方面提供一種終端，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前述所述的方法。

本申請實施例第四方面提供一種計算機可讀存儲介質，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前述所述的方法。

本申請實施例提供一種確定固體火箭發動機推力線的方法、系統、終端及介質，能夠精確地確定固體航天飛行器發動機動態推力線橫移量，進一步還能夠精確確定動態推力線的偏斜角，具有良好的通用性和普適性，為固體火箭控制系統的設計提供可靠的技術支持。

附圖說明

此處所說明的附圖用來提供對本申請的進一步理解，構成本申請的一部分，本申請的示意性實施例及其說明用于解釋本申請，并不構成對本申請的不當限定。在附圖中：