固液火箭发动机结构参数化设计方法及装置制造方法及图纸

本发明专利技术提供了一种固液火箭发动机结构参数化设计方法及装置，包括获取任务目标，根据所述任务目标，确定设计方案；根据所述设计方案，确定设计变量和系统参数；根据所述设计方案和设计变量和系统参数，推导设计变量和系统参数与固液火箭发动机质量和固液火箭发动机尺寸的关系；获取设计变量的数值，根据设计变量与固液火箭发动机质量和固液火箭发动机尺寸的关系，计算固液火箭发动机结构参数化结果。这样设计将固液火箭发动机结构设计流程化，给设计人员一直观的设计方法；优化了固液火箭发动机结构设计的步骤，减少了计算量，提高了设计人员的设计效率；将整个设计过程参数化建模，减少了计算时间，为之后不同条件的重复设计提供了计算程序。

Design method and device of structure parameter for solid liquid rocket engine

The invention provides a parameterized design method and device for the structure of solid-liquid rocket engine, including obtaining the task target, determining the design scheme according to the task target, determining the design variables and system parameters according to the design scheme, deducing the design variables and system parameters and the solid-liquid rocket engine quality and solid-liquid rocket engine parameters according to the design scheme and design variables and system parameters According to the relationship between the design variables and the mass of solid-liquid rocket engine and the size of solid-liquid rocket engine, the parameterized results of solid-liquid rocket engine structure are calculated. In this way, the design process of solid-liquid rocket engine structure design is streamlined, which provides designers with a design method that they always observe; the steps of solid-liquid rocket engine structure design are optimized, the calculation amount is reduced, and the design efficiency of designers is improved; the whole design process is parametrically modeled, and the calculation time is reduced, which provides a calculation program for repeated design under different conditions.

【技术实现步骤摘要】
固液火箭发动机结构参数化设计方法及装置
本专利技术涉及航空航天
，具体而言，涉及一种固液火箭发动机结构参数化设计方法及装置。
技术介绍
航空航天领域的发展程度是衡量一个单位空间探索能力和判定综合实力是否强大的重要标准之一。火箭发动机是火箭的心脏，火箭发动机的设计水平决定了一个单位的航天科技水平。相比于传统的固体发动机和液体发动机，固液火箭发动机具有推力可调节、易关机和重启、安全可靠、环保、药柱稳定性高等优点，具有较好的经济性，在小型运载火箭、探空火箭、亚轨道飞行器、载人飞船等领域有广阔的应用前景。因此，开展固液火箭发动机结构参数化设计的研究，如何将固液火箭发动机结构参数化是目前亟需解决的问题。
技术实现思路
针对上述现有技术中存在的问题，本专利技术提供了一种固液火箭发动机结构参数化设计方法。第一方面，本专利技术实施例提供了一种固液火箭发动机结构参数化设计方法，所述方法包括：获取任务目标，根据所述任务目标，确定设计方案，所述设计方案包括发动机燃烧室的外形，喷管的类型，贮箱外形，气瓶外形；根本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种固液火箭发动机结构参数化设计方法，其特征在于，所述方法包括：/n获取任务目标，根据所述任务目标，确定设计方案，所述设计方案包括发动机燃烧室的外形，喷管的类型，贮箱外形，气瓶外形；/n根据所述设计方案，确定设计变量和系统参数；/n根据所述设计方案、设计变量和系统参数，推导设计变量和系统参数与固液火箭发动机质量和固液火箭发动机尺寸的关系；/n获取设计变量和系统参数的数值，根据设计变量和系统参数与固液火箭发动机质量和固液火箭发动机尺寸的关系，计算固液火箭发动机结构参数化结果。/n

【技术特征摘要】
1.一种固液火箭发动机结构参数化设计方法，其特征在于，所述方法包括：
获取任务目标，根据所述任务目标，确定设计方案，所述设计方案包括发动机燃烧室的外形，喷管的类型，贮箱外形，气瓶外形；
根据所述设计方案，确定设计变量和系统参数；
根据所述设计方案、设计变量和系统参数，推导设计变量和系统参数与固液火箭发动机质量和固液火箭发动机尺寸的关系；
获取设计变量和系统参数的数值，根据设计变量和系统参数与固液火箭发动机质量和固液火箭发动机尺寸的关系，计算固液火箭发动机结构参数化结果。


2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述固液火箭发动机结构参数化结果包括固液火箭发动机质量、固液火箭发动机尺寸、燃烧室质量和尺寸、喷管质量和尺寸、贮箱质量和尺寸、气瓶质量和尺寸。


3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述设计变量包括但不限于药柱外径、药柱长度、药柱肉厚、氧化剂质量、燃烧室最大压强、喷管扩张比；所述系统参数包括但不限于焊缝系数，燃烧室壳体设计安全系数、燃烧室中压力振荡系数、燃烧室绝热层厚度、燃烧室壳体材料最小加工厚度、喷管扩张角、喷管收敛角、头腔到燃烧室压降系数、贮箱到头腔压降系数、燃烧室头腔椭球比。


4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，获取设计变量和系统参数的数值，根据设计变量和系统参数与固液火箭发动机质量和固液火箭发动机尺寸的关系，计算固液火箭发动机结构参数化结果，包括：
根据设计变量和系统参数与固液火箭发动机质量和固液火箭发动机尺寸的关系，建立计算模型，生成可执行文件。


5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，获取设计变量和系统参数的数值，根据设计变量和系统参数与固液火箭发动机质量和固液火箭发动机尺寸的关系，计算固液火箭发动机...

【专利技术属性】
技术研发人员：朱浩，王鹏程，阎瑾，肖明阳，李萌，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11