[發明專利]固體火箭發動機燃燒室絕熱層設計方法

有效

• 申請號: 202110151057.1
• 申請日: 2021-02-04
• 公開（公告）號: CN112507469B
• 公開（公告）日: 2021-04-23
• 發明（設計）人: 武澤平;王鵬宇;王文杰;楊家偉;文謙;李國盛;彭博;張為華
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍國防科技大學
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/27;G06N3/12;F02K9/34;G06F111/04
• 代理公司: 長沙國科天河知識產權代理有限公司 43225
• 代理人: 周達

本發明提供一種固體火箭發動機燃燒室絕熱層設計方法，以每一絕熱層分段的長度、厚度為設計變量，絕熱層質量最小為目標，構建目標函數；對于第i段絕熱層，運用最優化算法，搜索第i段絕熱層的最優長度、厚度，第i段絕熱層的最優長度、厚度所對應的絕緣層質量作為第i段絕熱層的質量，同時也作為第i段絕熱層所對應的最優設計方案輸出。若連續兩段絕熱層所對應的質量差小于給定閾值，則輸出當前絕熱層分段數及各絕熱層分段的最優設計方案作為最終絕熱層設計方案。本發明在保證發動機結構完整性的同時盡可能降低消極重量，實現燃燒室絕熱層的快速、精細化設計。本發明具有更高的魯棒性，且設計效率、精度得到顯著提升。

技術領域

本發明涉及固體火箭發動機技術領域，具體涉及一種固體火箭發動機燃燒室絕熱層設計方法。

背景技術

固體火箭發動機具有結構輕便簡單、使用維護方便、可靠性高、可長期處于戰備狀態等優點。目前固體火箭發動機已在各類戰術、戰略導彈及航天運載器中得到廣泛應用。

固體火箭發動機燃燒室中推進劑燃燒產生的高溫高壓燃氣嚴重威脅發動機的結構完整性，因此燃燒室絕熱層的設計是發動機的性能和結構可靠性的重要影響因素之一，其主要任務為確定絕熱層厚度，在盡可能減輕消極重量的同時保證發動機結構安全。按照理論設計，絕熱層應是從頭部呈一定斜率由薄向厚延伸至尾部，但由于工藝及生產等因素，實際的絕熱層呈階梯變化，階梯數及每一階梯的厚度、長度等參數根據設計方案進行確定。

目前常用的絕熱層厚度設計方法有：

（1）基于已有的發動機型號，沿用使用工況較為接近的已有設計方案。此方法簡單方便，易于實現，有效避免了復雜的運算過程。此類設計方法以設計工況較為接近的已有的發動機型號存在為前提，具有較大的局限性，魯棒性較差，且設計結果雖能保證結構完整性，但消極重量增加。

（2）基于已有的大量設計經驗及案例數據，對絕熱層階梯數及每一階梯的厚度、長度等參數進行手動修正、設定，以滿足設計要求。此類方法在工業部門中應用較多，由于在發動機設計過程中積累大量的絕熱層設計案例經驗，因此該方法一般情況下能夠取得較好的設計結果。此類設計方法需要大量設計經驗及案例數據支撐，需要有經驗的工程師參與，并且手工迭代效率低下，制約了設計效率的提升。

發明內容

針對現有技術存在的固體火箭發動機燃燒室絕熱層設計過于依賴經驗案例，且效率低、精度差等問題，本發明提出了一種固體火箭發動機燃燒室絕熱層設計方法。

為實現上述技術目的，本發明采用的具體技術方案如下：

固體火箭發動機燃燒室絕熱層設計方法，包括：

以每一絕熱層分段的長度、厚度為設計變量，絕熱層質量最小為目標，構建目標函數；

對于第t段絕熱層，其中t=1,2,…,T，運用最優化算法，搜索第t段絕熱層的最優長度、厚度，第t段絕熱層的最優長度、厚度所對應的絕緣層質量作為第t段絕熱層的質量，同時也作為第t段絕熱層所對應的最優設計方案輸出；

若連續兩段絕熱層所對應的質量差小于給定閾值，則輸出當前絕熱層分段數及各絕熱層分段的最優設計方案作為最終絕熱層設計方案。

作為本發明的進一步限定，所構建的目標函數為：