【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于火箭固体发动机总体设计，主要涉及固体发动机燃烧室壳体热防护暴露时间精确预估模型。
技术介绍
1、热防护结构是燃烧室壳体与推进剂药柱之间起阻燃与绝热功能的结构，是固体发动机的重要组成部分，是保证固体发动机正常工作的关键技术之一。固体发动机工作时，推进剂药柱产生的高温高压燃气流动剥蚀和粒子侵蚀等作用对燃烧室壳体的热防护结构提出了很高的要求。热防护结构要求在完成要求功能的同时，还应最大化减轻其质量，为提高发动机的质量比，必须合理设计内热防护层。
2、目前，在进行固体发动机总体设计时，缺乏对燃烧室壳体热防护暴露时间的精确预估模型，从而只能依赖于经验值与估计值进行方案设计，导致热防护的厚度缺乏精确化设计，不同位置热防护结构的厚度分布不合理，进而影响固体发动机的工作性能。
技术实现思路
1、为了克服现有技术的不足，根据固体发动机的装药设计，精确预估全工作周期内燃烧室壳体不同位置热防护的暴露时间，为固体发动机热防护的结构设计提供精确的数据支撑，从而促进固体发动机设计水平的提升。
2、本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案是一种固体发动机燃烧室壳体热防护暴露时间精确预估模型，包括如下步骤：
3、步骤1：输入初始变量；
4、步骤2：固体发动机燃烧室壳体热防护暴露时间精确预估模型解算；
5、步骤3：内回路位置参数循环求解；
6、步骤4：外回路时刻参数循环求解；
7、步骤5：输出预估结果。
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9、装药三维模型为提前设计好的装药三维模型文件；装药三维模型为轴对称模型；装药三维模型为空心圆环体；装药三维模型的两个端面与外壁面通过弧面连接；装药三维模型内壁上设置翼柱；翼柱为圆环形凹槽；翼柱的数量为两个；两个翼柱分别位于靠近装药三维模型两个端面的内壁上；以通过装药三维模型轴线的平面为截面，截面内包括装药外轮廓线、装药内轮廓线和中心轴；其中，m表示在发动机装药中心轴上均匀取m个点，记作位置参数，0≤i≤m，且i为整数；n表示在发动机全工作时间内均匀取n个时刻，记作时刻参数，其中0≤j≤n，且j为整数；
10、表示工作过程中随时间变化的推进剂燃速；
11、表示发动机装药全部燃烧完毕后的飞行时间，为设计时输入的已知量，且为固定值。
12、更进一步的，所述步骤2中，固体发动机燃烧室壳体热防护暴露时间精确预估模型解算的具体步骤为：
13、在固体发动机燃烧室壳体热防护暴露时间精确预估模型中：
14、为发动机全工作时间内的某个时刻；
15、的初值为;为外循环的次数；的初值为0；
16、 （1）
17、式中：为时刻的推进剂燃烧厚度，通过推进剂燃速在工作时间上的积分得到；
18、根据解算得到的推进剂燃烧厚度，更新装药三维模型中的装药内轮廓线；根据式(1)得到的推进剂燃烧厚度，将推进剂药柱内轮廓线向中心轴外方向偏置，即得到更新装药内轮廓线的装药三维模型。
19、更进一步的，所述步骤3中，内回路位置参数循环求解的具体步骤为：
20、对位置参数进行内循环求解；
21、计算求解的初始时刻，即j=n，固体发动机的最终工作时刻；
22、以为坐标原点，中心轴为轴建立平面直角坐标系；其中，对应的装药外轮廓坐标为，装药内轮廓为，平面为通过发动机装药中心轴位置参数所在点的横截面，令：
23、
24、判断平面上剩余推进剂装药是否为0；
25、令；
26、若平面上剩余推进剂装药为0，则令
27、 （3）；
28、将此时的加入集合中；
29、再令
30、
31、若平面上，则直接执行式(4)；
32、直至，表示时刻的内回路位置参数循环求解完成。
33、更进一步的，所述步骤4中，外回路时刻参数循环求解的具体步骤为：
34、对时刻参数进行外循环求解；
35、求解的初始时刻取发动机的最终工作时刻，在步骤3中，已经进行时刻下的内回路位置参数循环求解；该时刻的内回路位置参数循环求解完成后，判断是否为n：
36、如果为n，则进入步骤5；
37、如果不为n，则将循环次数的值增加1；的值更新为时刻的值；跳转至步骤2，重新计算执行式（1），继续迭代计算。
38、更进一步的，所述步骤5中，输出预估结果的步骤为：
39、步骤3和步骤4中，内回路位置参数和外回路时刻参数联合循环求解已全部解算完成，取：
40、 (5)；
41、其中，表示取集合中的最大值；
42、输出对应的的全部结果，即共m+1组数据，最终得到固体发动机燃烧室壳体热防护暴露时间精确结果。
43、本专利技术的有益效果是：
44、本专利技术针对固体发动机总体设计过程中燃烧室壳体热防护暴露时间问题提出一种简单、可靠的精确预估模型，能够有效提升发动机热防护的精准设计，提高弹药的射程能力，促进固体发动机设计方案的高效迭代优化。
45、如附图4所示，通过本专利技术提出的燃烧室壳体热防护暴露时间精确预估模型，由附图2的装药三维模型输入，可以得到在发动机燃烧室各个位置的热防护暴露时间，将m+1组数据经过数据拟合得到曲线。其中，发动机前封头、后封头位置处热防护暴露时间最长，翼柱结构的存在使得对应位置热防护暴露时间增长，暴露时间长意味着承受燃气流动剥蚀和粒子侵蚀的时间更长，需要更厚的热防护结构保证发动机的安全性，为发动机燃烧室热防护结构设计提供有力支撑。
46、与现有依赖于经验值与估计值进行发动机热防护方案设计的技术相比较，本专利技术主要是在制导火箭固体发动机总体设计过程中，根据推进剂药柱的设计模型，提炼位置参数和时刻参数两个关键变量，通过内回路位置参数和外回路时刻参数的联合循环求解，精确预估燃烧室壳体热防护的暴露时间，为固体发动机热防护的结构设计提供精确的数据支撑，充分解决发动机设计过程中热防护厚度缺乏精确化设计、不同位置热防护结构厚度分布不合理的问题，促进固体发动机推进性能的提升。
本文档来自技高网...【技术保护点】
1.一种固体发动机燃烧室壳体热防护暴露时间精确预估模型，其特征在于：包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种固体发动机燃烧室壳体热防护暴露时间精确预估模型，其特征在于：
3.根据权利要求1所述的一种固体发动机燃烧室壳体热防护暴露时间精确预估模型，其特征在于：
4.根据权利要求1所述的一种固体发动机燃烧室壳体热防护暴露时间精确预估模型，其特征在于：
5.根据权利要求1所述的一种固体发动机燃烧室壳体热防护暴露时间精确预估模型，其特征在于：
6.根据权利要求1所述的一种固体发动机燃烧室壳体热防护暴露时间精确预估模型，其特征在于：
【技术特征摘要】
1.一种固体发动机燃烧室壳体热防护暴露时间精确预估模型，其特征在于：包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种固体发动机燃烧室壳体热防护暴露时间精确预估模型，其特征在于：
3.根据权利要求1所述的一种固体发动机燃烧室壳体热防护暴露时间精确预估模型，其特征在于：
<...【专利技术属性】
技术研发人员：邓恒，李嘉航，王绍增，严鸥鹏，颜密，孙田雨，张皓，
申请(专利权)人：西安现代控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：
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