发动机喷管烧蚀的预示方法、装置及存储介质

1.本技术涉及发动机技术领域，具体而言，涉及一种发动机喷管烧蚀的预示方法、装置及存储介质。


背景技术：

2.在发动机领域，尤其是在航天器发动机领域，随着航天科学技术的不断发展和人类进出空间需求的不断提升，设计研制先进航天运载工具成为当前的研究重点和热点。固体火箭采用固体火箭发动机作为动力系统，具有结构简单、可靠性高、响应时间短、研制难度低等多种优势，是运载火箭体系中的重要组成部分。准确评估固体火箭发动机实际飞行性能，充分挖掘固体火箭发动机设计潜力，对于提升固体火箭设计水平具有十分重要的意义。
3.传统的固体火箭发动机设计模型通常包含药形设计、内弹道性能计算、部件设计等组成部分，多采用零维内弹道方程计算发动机燃烧室压强、推力等内弹道参数随时间的变化规律，其中推进剂燃速、喷管烧蚀速率等关键系统参数根据地面试验结果给出经验值。这一设计过程未考虑火箭外弹道飞行过程对发动机内弹道工作过程的影响。由于火箭实际飞行状态与发动机地面试验状态存在偏差，通过飞行试验计算得到的发动机性能参数与基于地面试验的发动机设计模型计算参数也存在一定偏差，这一偏差将在一定程度上影响在固体火箭设计研制阶段对其发动机性能和总体飞行性能的准确评定。
4.具体到喷管喉部烧蚀规律的预测而言，喉部烧蚀速率影响发动机喉部直径变化规律，导致发动机燃烧室压强、喷管扩张比、比冲效率等参数发生改变，进而影响发动机内弹道性能预示精度。相关研究表明，在实际飞行过程中，喷管喉部烧蚀速率受到外弹道飞行过载变化影响明显。然而，在现有技术中，发动机喷管烧蚀规律预示结果与实际飞行试验结果存在一定的偏差。


技术实现要素：

5.本技术实施例的目的在于一种发动机喷管烧蚀的预示方法、装置及存储介质，通过基于现有技术所得出的初始喷管烧蚀率预示模型，计算航天器的内弹道性能参数和初始外弹道性能参数，再基于该初始内弹道性能参数和初始外弹道性能参数进行仿真，以实现发动机喷管烧蚀规律预示结果与实际飞行试验结果更加贴近。
6.第一方面，本技术实施例提供了一种发动机喷管烧蚀的预示方法，包括：根据初始喷管烧蚀率预示模型计算所述航天器的初始内弹道性能参数和初始外弹道性能参数；根据所述初始内弹道性能参数与初始外弹道性能参数确定所述航天器飞行过程中的工况参数的参数变化范围；在所述参数变化范围进行喷管烧蚀率仿真，得到喷管烧蚀率近似模型；以及将所述初始内弹道性能参数和初始外弹道性能参数输入所述喷管烧蚀率近似模型，得到所述航天器的目标喷管烧蚀预示模型。
7.上述发动机喷管烧蚀的预示方法，通过计算初始内弹道性能参数和初始外弹道性
能参数，确定出对发动机喷管烧蚀进行仿真的工况参数的变化范围，再通过仿真得出所述参数变化范围内的喷管烧蚀率，以及引入初始内弹道性能参数和初始外弹道性能参数，得到目标喷管烧蚀预示模型。解决了现有技术中，通过简单的地面实验，缺乏对外弹道飞行过程中影响因素的考虑，得出喷管烧蚀规律与实际飞行过程中喷管的烧蚀规律存在偏差的问题。进而，为发动机的设计提供了更有价值的指导。
8.结合第一方面，可选地，其中，所述工况参数包括发动机参数和飞行过载参数；所述根据所述初始内弹道性能参数与初始外弹道性能参数确定所述航天器飞行过程中的工况参数的参数变化范围，包括：根据所述初始内弹道性能参数确定所述航天器飞行过程中的发动机参数变化范围；根据所述初始外弹道性能参数能确定所述航天器飞行过程中的飞行过载参数变化范围。
9.上述发动机喷管烧蚀的预示方法，通过确定发动机参数变化范围与飞行过载参数变化范围，而排除对航天器飞行过程中发动机喷管烧蚀规律影响较小的其他参数，降低了对喷管烧蚀率进行仿真的复杂程度，以及简化了喷管烧蚀预示规律的计算过程。
10.结合第一方面，可选地，其中，所述在所述参数变化范围进行喷管烧蚀率仿真，得到喷管烧蚀率近似模型，包括：在所述参数变化范围内进行所述航天器发动机的两相流仿真，得到所述参数变化范围内各所述工况参数对应的所述发动机凝相粒子的粒子分布规律；将所述粒子分布规律输入喷管喉衬材料烧蚀模型，得到所述各工况参数对应的第一喷管烧蚀率；以及根据所述各工况参数对应的第一喷管烧蚀率构建所述喷管烧蚀率近似模型。
11.上述发动机喷管烧蚀的预示方法，通过对航天器发动机进行两相流仿真，得到凝相粒子的粒子分布规律，并进一步地将粒子分布规律输入喷管喉衬材料烧蚀模型，最终得到各工况参数对应的第一喷管烧蚀率构建喷管烧蚀率近似模型。使得最终得到的目标喷管烧蚀预示模型更为准确。结合第一方面，可选地，其中，所述在所述参数变化范围内进行所述航天器发动机的两相流仿真，包括：构建所述发动机喷管的三维流场物理模型；其中，所述三维流场物理模型包括所述发动机喷管的自由容积和流场区域；基于所述三维流场物理模型在所述参数变化范围内进行所述航天器发动机的两相流仿真。
12.上述发动机喷管烧蚀的预示方法，通过构建三维流场物理模型对航天器发动机进行两相流仿真，使得仿真计算的结果更加准确，最终提高了目标喷管烧蚀预示模型的准确性。并且，三维流场物理模型可以描述真实流场特征，适用于各种过载条件下的不同尺度的航天器发动机两相流仿真。
13.结合第一方面，可选地，其中，所述在所述参数变化范围内进行所述航天器发动机的两相流仿真，包括：采用凝相颗粒的动力学方程作为仿真模型进行所述航天器发动机的两相流仿真；所述凝相颗粒的动力学方程为：
[0014][0015]
其中，为颗粒速度矢量，t为时间，m
p
为颗粒质量，为曳力，为压差力，为过载引起的惯性力。
[0016]
上述发动机喷管烧蚀的预示方法，通过结合凝相颗粒的动力学原始方程，并结合
飞行过载的影响，引入过载所引起的惯性力参数更准确直观地表达出了航天器发动机凝相粒子的粒子分布规律，最终提高了目标喷管烧蚀预示模型的准确性。
[0017]
结合第一方面，可选地，其中，所述喷管喉衬材料烧蚀模型包括oka侵蚀比模型；所述oka侵蚀比模型的计算式为：
[0018][0019]
其中，er为粒子对喷管喉衬材料的侵蚀比，其指示侵蚀比随入射角度的变化关系，e
ref
表示在垂直入射参考条件下的侵蚀比，u为粒子速度，d为粒子直径，u
ref
和d
ref
表示参考条件下粒子的速度和直径，k1和k2为模型中的经验系数；
[0020]
所述将所述粒子分布规律输入喷管喉衬材料烧蚀模型，得到所述各工况参数对应的第一喷管烧蚀率，包括：将凝相粒子的直径与所述粒子分布规律输入oka侵蚀比模型，得到所述第一喷管烧蚀率。
[0021]
上述发动机喷管烧蚀的预示方法，通过oka侵蚀比模型进行仿真，同样更准确直观地表达出了航天器发动机喷管被凝相粒子机械剥蚀的分布规律，最终进一步地提高了目标喷管烧蚀预示模型的准确性。
[0022]
结合第一方面，可选地，其中，所述根据所述各工况参数对应的第一喷管烧蚀率构建所述喷管烧蚀率近似模型，包括：根据所述各工况参数对应的第一喷管烧蚀率，采用多项式拟合法求取所述工况参数范围对应的所述喷管烧蚀率近似模型；所述喷管烧蚀率近似模型为：
[0023][0024]
其中，r为喷管烧蚀率，单位为mm/s；pc为燃烧室压强；mw为发动机装药燃烧时气相产物中水的摩尔百分比；ay为飞行中的横向过载；r0代表无过载、燃烧室压强为基准值p
av
、推进剂配方为基准配方时的喷管烧蚀率。
[0025]
上述发动机喷管烧蚀的预示方法，通过多项式拟合法将各工况参数对应的第一喷管烧蚀率采用多项式拟合法融合为一个喷管烧蚀率近似模型，方便了后续通过输入初始内弹道性能参数和初始外弹道性能参数得到航天器的目标喷管烧蚀预示模型。
[0026]
结合第一方面，可选地，其中，所述将所述航天器的实际工况参数输入所述喷管烧蚀率近似模型，得到所述航天器的目标喷管烧蚀预示模型之后，所述方法还包括：根据所述目标喷管烧蚀预示模型计算所述航天器的目标内弹道性能参数与目标外弹道性能参数；判断所述目标外弹道性能参数是否收敛；若判定所述目标外弹道性能参数不收敛，则将所述目标内弹道性能参数和目标外弹道性能参数输入所述喷管烧蚀率近似模型，得到所述航天器的迭代后喷管烧蚀预示模型。
[0027]
上述发动机喷管烧蚀的预示方法，通过当前得出的喷管烧蚀预示模型，以及基于该喷管烧蚀预示模型计算得出的内弹道性能参数与外弹性能道参数的反复迭代，直至喷管烧蚀预示模型计算出的外弹道性能参数收敛。最终得到的迭代后喷管烧蚀预示模型更准确
地反映出了实际飞行过程中喷管的烧蚀规律，进而，进一步地为发动机的设计提供了更有价值的指导。
[0028]
第二方面，本技术实施例还提供了一种发动机喷管烧蚀的预示装置，所述发动机包括航天器发动机，所述装置包括：计算模块、确定模块以及仿真模块；其中，所述计算模块用于根据初始喷管烧蚀率预示模型计算所述航天器的初始内弹道性能参数以及初始外弹道性能参数；所述确定模块用于根据所述内弹道性能参数与外弹道性能参数确定所述航天器飞行过程中的工况参数的参数变化范围；所述仿真模块用于在所述参数变化范围进行喷管烧蚀率仿真，得到喷管烧蚀率近似模型；以及所述仿真模块还用于将所述初始内弹道性能参数和初始外弹道性能参数输入所述喷管烧蚀率近似模型，得到所述航天器的目标喷管烧蚀预示模型。
[0029]
上述实施例，提供的发动机喷管烧蚀的预示装置具有与上述第一方面，或第一方面的任意一种可选的实施方式所提供的一种发动机喷管烧蚀的预示方法相同的有益效果，此处不作赘述。
[0030]
第三方面，本技术实施例还提供了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器运行时执行上面描述的方法。
[0031]
上述实施例，提供的计算机可读存储介质具有与上述第一方面，或第一方面的任意一种可选的实施方式所提供的一种发动机喷管烧蚀的预示方法相同的有益效果，此处不作赘述。
[0032]
第三方面，本技术实施例还提供了一种电子设备，包括：处理器和存储器，存储器存储有处理器可执行的机器可读指令，机器可读指令被处理器执行时执行如上面描述的方法。
[0033]
上述实施例，提供的电子设备具有与上述第一方面，或第一方面的任意一种可选的实施方式所提供的一种发动机喷管烧蚀的预示方法相同的有益效果，此处不作赘述。
[0034]
综上所述，本技术提供的发动机喷管烧蚀的预示方法、装置及存储介质，通过基于现有技术所得出的初始喷管烧蚀率预示模型，计算航天器的内弹道性能参数和初始外弹道性能参数，再基于该初始内弹道性能参数和初始外弹道性能参数进行仿真，得到的目标喷管烧蚀预示模型更加贴近航天器实际飞行过程中喷管的烧蚀规律。同时，仿真时采用两相流仿真法，能够更加准确直观地反映航天器发动机凝相粒子的粒子分布规律，使得目标喷管烧蚀预示模型的准确性被提高。最后，通过反复迭代，对目标喷管烧蚀预示模型进行优化，最终得到的迭代后喷管烧蚀预示模型更准确地反映出了实际飞行过程中喷管的烧蚀规律，进而，进一步地为发动机的设计提供了更有价值的指导。
附图说明
[0035]
为了更清楚地说明本技术实施例的技术方案，下面将对本技术实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本技术的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。
[0036]
图1为本技术实施例提供的发动机喷管烧蚀的预示方法的第一种流程图；
[0037]
图2为本技术实施例提供的发动机喷管烧蚀的预示方法中步骤s120的详细流程
图；
[0038]
图3为本技术实施例提供的发动机喷管烧蚀的预示方法中步骤s130的详细流程图；
[0039]
图4为本技术实施例提供的发动机喷管烧蚀的预示方法中步骤s131的详细流程图；
[0040]
图5为本技术实施例提供的发动机喷管烧蚀的预示方法的第二种流程图；
[0041]
图6为本技术实施例提供的发动机喷管烧蚀的预示装置的功能模块图；
[0042]
图7为本技术实施例提供的电子设备的结构示意图；
[0043]
图8为本技术实施例提供的横向过载为0时仿真出的凝相粒子分布图；
[0044]
图9为本技术实施例提供的横向过载为5g时仿真出的凝相粒子分布图；
[0045]
图10为本技术实施例提供的横向过载为10g时仿真出的凝相粒子分布图；
[0046]
图11为本技术实施例提供的横向过载为0时仿真出的喷管机械剥蚀率分布图；
[0047]
图12为本技术实施例提供的横向过载为5g时仿真出的喷管机械剥蚀率分布图；
[0048]
图13为本技术实施例提供的横向过载为10g时仿真出的喷管机械剥蚀率分布图。
具体实施方式
[0049]
下面将结合附图对本技术技术方案的实施例进行详细的描述。以下实施例仅用于更加清楚地说明本技术的技术方案，因此只作为示例，而不能以此来限制本技术的保护范围。
[0050]
除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本技术的技术领域的技术人员通常理解的含义相同；本文中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本技术。
[0051]
在本技术实施例的描述中，技术术语“第一”、“第二”等仅用于区别不同对象，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量、特定顺序或主次关系。在本技术实施例的描述中，“多个”的含义是两个以上，除非另有明确具体的限定。
[0052]
基于前述背景技术部分对现有技术的描述，申请人发现，通过考虑内外弹道耦合机理，建立天地一致性良好的固体火箭发动机喷管烧蚀预示模型，有助于在固体火箭设计研制阶段更为准确地计算发动机内弹道性能。
[0053]
喷管喉部烧蚀速率受外界飞行过载影响的主要作用机理为，外弹道飞行过载作用于固体火箭发动机内两相流场，导致发动机内凝相粒子运动轨迹发生偏移，在燃烧室及喷管喉部部分区域聚集，凝相粒子浓度增大。即给出了一种固体火箭发动机在飞行过载下的两相流仿真方法。上述凝相成分运动规律的改变，增加了对喉衬材料表面的机械剥蚀，导致喷管喉衬烧蚀率增大，并随过载方向出现烧偏现象。
[0054]
现有技术方案中，虽然已建立基于地面试验的固体火箭发动机设计模型，其中包括喷管烧蚀率预示的经验模型，并对外弹道飞行过载影响下的固体火箭发动机喷管烧蚀规律进行了理论分析与试验研究，但是其仍然具有缺点并主要体现在以下两个方面：
[0055]
一方面，现有固体火箭发动机设计模型中的喷管烧蚀速率一般基于地面试验的工程经验给定，如通过试验前后的喉径变化计算得到平均线性烧蚀速率，缺乏对外弹道飞行过程影响因素(主要是飞行过载)的考虑，发动机喷管烧蚀规律预示结果与实际飞行试验结
果存在一定偏差；
[0056]
另一方面，现有研究对过载影响下的喷管烧蚀规律通常只进行机理层面的理论分析与试验探究，通过仿真和试验所形成的相关影响规律未与发动机设计研制过程紧密结合，缺乏考虑内外弹道耦合影响的喷管烧蚀预示模型可用于指导发动机设计过程。
[0057]
针对上述两个方面的缺陷，本技术提供了一种发动机喷管烧蚀的预示方法、装置及存储介质，以解决现有技术中存在上述缺陷。具体地，请参见本技术提供的实施例及附图。
[0058]
请参照图1，图1是本技术实施例提供的发动机喷管烧蚀的预示方法的第一种流程图。本技术实施例提供的发动机喷管烧蚀的预示方法包括：
[0059]
步骤s110：根据初始喷管烧蚀率预示模型计算航天器的初始内弹道性能参数和初始外弹道性能参数。
[0060]
上述步骤s110中，初始喷管烧蚀预示模型可以是基于该发动机地面实验的工程经验所给出。根据该初始喷管烧蚀预示模型进行该发动机的内弹道性能计算，得到该航天器的初始内弹道性能参数。初始内弹道性能参数包括但不限于：发动机推力-时间曲线和质量变化-时间曲线。初始外弹道性能参数可以根据该初始内弹道性能参数计算得出。具体可实施为，将该初始内弹道性能参数输入现有技术中的固体火箭外弹道设计模型，进行航天器的外弹道性能计算，得到初始外弹道性能参数。初始外弹道性能参数包括但不限于：飞行速度、飞行过载参数、关机点高度参数以及弹道倾角参数。
[0061]
步骤s120：根据初始内弹道性能参数与初始外弹道性能参数确定航天器飞行过程中的工况参数的参数变化范围。
[0062]
上述步骤s120中，工况参数的变化范围包括但不限于：航天器在飞行过程中的发动机推力变化范围、航天器质量参数变化范围、飞行速度变化范围、飞行过载参数的变化范围以及弹道倾角参数的变化范围。
[0063]
步骤s130：在参数变化范围进行喷管烧蚀率仿真，得到喷管烧蚀率近似模型。
[0064]
上述步骤s130中，喷管的烧蚀率指的是航天器在飞行过程中，其发动机喷管烧蚀的规律。根据前述步骤s120所确定的工况参数的变化范围，便可以对航天器在飞行过程中发动机的喷管烧蚀率进行仿真，得到喷管烧蚀率近似模型。
[0065]
步骤s140：将初始内弹道性能参数和初始外弹道性能参数输入喷管烧蚀率近似模型，得到航天器的目标喷管烧蚀预示模型。
[0066]
上述步骤s140中，将初始内弹道性能参数和初始外弹道性能参数作为输入参数输入上述喷管烧蚀率近似模型，模型输出的便是该航天器的喷管烧蚀预示规律，即：目标喷管烧蚀预示模型。
[0067]
上述实现过程中，通过计算初始内弹道性能参数和初始外弹道性能参数，确定出对航天器飞行过程进行仿真的工况参数的变化范围，再通过仿真得出所述参数变化范围内的喷管烧蚀率，引入初始内弹道性能参数和初始外弹道性能参数，得到目标喷管烧蚀预示模型。解决了现有技术中，通过简单的地面实验，缺乏对外弹道飞行过程中影响因素的考虑，得出喷管烧蚀规律与实际飞行过程中喷管的烧蚀规律存在偏差的问题。进而，为发动机的设计提供了更有价值的指导。
[0068]
请参照图2，图2是本技术实施例提供的发动机喷管烧蚀的预示方法中步骤s120的
详细流程图，在一种可选的实施方式中，工况参数包括发动机参数和飞行过载参数。
[0069]
上述步骤s120包括：
[0070]
步骤s121：根据初始内弹道性能参数确定航天器飞行过程中的发动机参数变化范围。
[0071]
步骤s122：根据初始外弹道性能参数能确定航天器飞行过程中的飞行过载参数变化范围。
[0072]
上述步骤中，初始内弹道性能参数中的发动机参数与初始外弹道性能参数中的飞行过载参数是影响航天器飞行过程中，发动机喷管烧蚀规律最主要的参数。
[0073]
上述实现过程中，通过确定发动机参数变化范围与飞行过载参数变化范围，而排除影响航天器飞行过程中发动机喷管烧蚀规律影响较小的其他参数，降低了对喷管烧蚀率进行仿真的复杂程度，以及简化了喷管烧蚀预示规律的计算过程。
[0074]
请参照图3，图3是本技术实施例提供的发动机喷管烧蚀的预示方法中步骤s130的详细流程图，在一种可选的实施方式中，上述步骤s130包括：
[0075]
步骤s131：在参数变化范围内进行航天器发动机的两相流仿真，得到参数变化范围内各工况参数对应的发动机凝相粒子的粒子分布规律。
[0076]
上述步骤s131中，本领域现有技术中相关研究表明，纵向过载对于喷管喉部烧蚀率的影响不大，横向过载对喷管喉部烧蚀率的影响较为明显，且随着横向过载数值的增加，烧蚀率的变化更为显著。因此，在本技术实施例中，为清楚展示考虑与不考虑内外弹道耦合时喷管喉部烧蚀规律的变化，可以考虑只给定外弹道横向飞行过载的变化范围，作为开展固体火箭发动机内流场数值仿真计算的工况范围。通过仿真便可得到各工况参数对应的发动机凝相粒子的粒子分布规律。
[0077]
步骤s132：将粒子分布规律输入喷管喉衬材料烧蚀模型，得到各工况参数对应的第一喷管烧蚀率。
[0078]
上述步骤s132中，喷管喉衬材料烧蚀模型包括但不限于oka侵蚀比模型、neilson模型以及gilchrist模型，将各参数对应的粒子分布规律输入该喷管喉衬材料烧蚀模型，模型便输出各工况参数对应的第一喷管烧蚀率。
[0079]
步骤s133：根据各工况参数对应的第一喷管烧蚀率构建喷管烧蚀率近似模型。
[0080]
上述步骤s133中，既然得出了各工况参数对应的第一喷管烧蚀率，那么也就相应能得出航天器在飞行过程中所处于不同工况参数所对应的状态下的喷管烧蚀率。因此，通过将上述各工况参数对应的第一喷管烧蚀率构建成喷管烧蚀率近似模型，通过输入相应的初始内弹道性能参数和初始外弹道性能参数，最终便能得出航天器在相应飞行状态下的目标喷管烧蚀预示模型。
[0081]
上述实现过程中，通过对航天器发动机进行两相流仿真，得到凝相粒子的粒子分布规律，并进一步地将粒子分布规律输入喷管喉衬材料烧蚀模型，最终得到各工况参数对应的第一喷管烧蚀率构建喷管烧蚀率近似模型。使得最终得到的目标喷管烧蚀预示模型更为准确。
[0082]
请参照图4，图4本技术实施例提供的发动机喷管烧蚀的预示方法中步骤s131的详细流程图。在一种可选的实施方式中，上述步骤s131包括：
[0083]
步骤s1311：构建发动机喷管的三维流场物理模型。其中，三维流场物理模型包括
发动机喷管的自由容积和流场区域。
[0084]
上述步骤s1311中，三维流场物理模型包含燃烧室内的自由容积、喷管内流场区域。在实际应用中，可视情况对三维流场物理模型进行适当简化，在不影响计算结果的前提下提高计算效率，例如三维流场物理特征为几何面对称的，且过载无侧向分量时，可采用三维流场物理模型的一半；如喷管膨胀比较大，亦可适当进行截短。
[0085]
步骤s1312：基于三维流场物理模型在参数变化范围内进行航天器发动机的两相流仿真。
[0086]
上述步骤s1312中，可以采用六面体结构化网格离散仿真区域，并根据航天器发动机实际工作时的工况参数确定仿真区域的边界条件，将推进剂的燃烧产物视为气相和凝相颗粒两部分，针对这两部分分别设定仿真的边界条件。两相流流场采用欧拉-拉格朗日方法计算求解，即气相视为连续相，其控制方程以欧拉形式表述，而凝相颗粒视为离散相，在拉格朗日坐标下求解。气相与凝相颗粒之间存在动量和能量的传递，从而影响气相流动和颗粒轨迹。采用一定的凝相颗粒粒径分布规律以及一定的燃气气相参数，开展目标固体火箭发动机的两相流流场仿真计算，即可获得颗粒在流场中的运动及分布规律。
[0087]
上述实现过程中，通过构建三维流场物理模型对航天器发动机进行两相流仿真，使得仿真计算的结果更加准确，最终提高了目标喷管烧蚀预示模型的准确性。并且，三维流场物理模型可以描述真实流场特征，适用于各种过载条件下的不同尺度的航天器发动机两相流仿真。
[0088]
一种可选的实施方式中，上述s131还包括：
[0089]
步骤s1313：采用凝相颗粒的动力学方程作为仿真模型进行航天器发动机的两相流仿真。该凝相颗粒的动力学方程为：
[0090][0091]
其中，为颗粒速度矢量，t为时间，m
p
为颗粒质量，为曳力，为压差力，为过载引起的惯性力。
[0092]
上述步骤s1313中，可以给定横向飞行过载的变化范围为0-10g，开展考虑过载影响的固体火箭发动机两相流数值仿真。基于高精度曳力模型和颗粒运动数值模拟建立的dpm(discrete phase method)模型，仿真得到发动机内凝相颗粒在流场中的分布规律。
[0093]
仿真过程中，假设凝相颗粒均为球形，忽略颗粒间的分裂与合并，并用多个不同直径的离散值替代真实的粒径连续分布以简化计算。采用dpm模型，将曳力系数模型通过udf(自定义函数)的形式输入并用于计算颗粒在喷管超声速流动中所受的曳力。在边界上采用碰撞模型，颗粒在碰撞到喷管壁面后以一定恢复系数(本实施例中设置为0.8)反弹。凝相颗粒的动力学原始方程如下：
[0094][0095]
[0096]
其中，为颗粒速度矢量，t为时间，m
p
为颗粒质量，为曳力，为压差力，为颗粒位移矢量，若受到飞行过载影响，则凝相颗粒的动力学方程变为：
[0097][0098]
其中，为过载引起的惯性力。
[0099]
请结合参照图8至图10，图8是本技术实施例提供的横向过载为0时仿真出的凝相粒子分布图；图9是本技术实施例提供的横向过载为5g时仿真出的凝相粒子分布图；图10是本技术实施例提供的横向过载为10g时仿真出的凝相粒子分布图。通过仿真结果可见，无横向过载时颗粒聚集在发动机中心位置处，呈对称狭长状，最大浓度值达到11.2kg/m3，并且这条高浓度“狭长带”不会撞击喷管壁面。加入5g的横向过载后，颗粒浓度的最大值下降到3.22kg/m3，出现了明显的发散和向上偏转，并撞击在喷管的收敛段与喉部之间的位置。横向过载达到10g后，颗粒分布向上偏转十分明显，聚集在外界过载反方向处的壁面流动且最大浓度回升到7.33kg/m3，且撞击喷管壁面的剥蚀范围更广，但不如横向过载5g时集中。
[0100]
上述实现过程中，通过结合凝相颗粒的动力学原始方程，并结合飞行过载的影响，引入过载所引起的惯性力参数更准确直观地表达出了航天器发动机凝相粒子的粒子分布规律，最终提高了目标喷管烧蚀预示模型的准确性。
[0101]
一种可选的实施方式中，喷管喉衬材料烧蚀模型包括oka侵蚀比模型，该oka侵蚀比模型的计算式为：
[0102][0103]
其中，er为粒子对喷管喉衬材料的侵蚀比，其指示侵蚀比随入射角度的变化关系，e
ref
表示在垂直入射参考条件下的侵蚀比，u为粒子速度，d为粒子直径，u
ref
和d
ref
表示参考条件下粒子的速度和直径，k1和k2为模型中的经验系数。
[0104]
相应地，上述步骤s132包括：
[0105]
步骤s1321：将凝相粒子的直径与粒子分布规律输入oka侵蚀比模型，得到该第一喷管烧蚀率。
[0106]
请结合参照图11至图13，图11是本技术实施例提供的横向过载为0时仿真出的喷管机械剥蚀率分布图；图12是本技术实施例提供的横向过载为5g时仿真出的喷管机械剥蚀率分布图；图13是本技术实施例提供的横向过载为10g时仿真出的喷管机械剥蚀率分布图。上述步骤s1321中，通过图11至图13可以看出喷管的收敛段上游、扩张段不会发生机械剥蚀。机械剥蚀主要集中在收敛段且靠近喉部的位置。横向过载为5g时机械剥蚀的最大值达到了0.1722kg/(m2·
s)。沿外界过载反方向处局部剥蚀率明显增大。其余方向位置剥蚀率集中在约0.04-0.07kg/(m2·
s)的范围内。横向过载为10g时机械剥蚀的最大值达到了0.2378kg/(m2·
s)，沿外界过载反方向处局部剥蚀率增大，喷管收敛段剥蚀面积增大且呈线状向燃烧室方向延伸。喷管其余方向位置剥蚀率同样集中在约0.04-0.07kg/(m2·
s)的范围内。
[0107]
上述实现过程中，通过oka侵蚀比模型进行仿真，同样更准确直观地表达出了航天
器发动机喷管被凝相粒子机械剥蚀的分布规律，最终进一步地提高了目标喷管烧蚀预示模型的准确性。
[0108]
在一种可选的实施方式中，上述步骤s133包括：
[0109]
步骤s1331：根据各工况参数对应的第一喷管烧蚀率，采用多项式拟合法求取工况参数范围对应的喷管烧蚀率近似模型。该喷管烧蚀率近似模型为：
[0110][0111]
其中，r为喷管烧蚀率，单位为mm/s；pc为燃烧室压强；mw为发动机装药燃烧时气相产物中水的摩尔百分比；ay为飞行中的横向过载；r0代表无过载、燃烧室压强为基准值p
av
、推进剂配方为基准配方时的喷管烧蚀率。
[0112]
上述实现过程中，通过多项式拟合法将各工况参数对应的第一喷管烧蚀率采用多项式拟合法融合为一个喷管烧蚀率近似模型，方便了后续通过输入初始内弹道性能参数和初始外弹道性能参数得到航天器的目标喷管烧蚀预示模型。
[0113]
请参照图5，图5是本技术实施例提供的发动机喷管烧蚀的预示方法的第二种流程图。在一种可选的实施方式中，在上述步骤s140之后，本技术实施例提供的发动机喷管烧蚀的预示方法还包括：
[0114]
步骤s150：根据目标喷管烧蚀预示模型计算航天器的目标内弹道性能参数与目标外弹道性能参数。
[0115]
步骤s160：判断目标外弹道性能参数是否收敛。
[0116]
若判定目标外弹道性能参数不收敛，则执行步骤s170：将目标内弹道性能参数和目标外弹道性能参数输入喷管烧蚀率近似模型，得到航天器的迭代后喷管烧蚀预示模型。
[0117]
上述步骤中，通过采用得出目标喷管烧蚀预示模型计算目标内弹道性能参数与目标外弹道性能参数，并判断目标外弹道性能参数是否收敛，若不收敛则继续基于目标内弹道性能参数和目标外弹道性能参数计算航天器的迭代后喷管烧蚀预示模型。应当理解，可以采用与上述步骤实质相同的方法再次对迭代后喷管烧蚀预示模型进行验证，通过如此的迭代过程，直至外弹道性能参数收敛。
[0118]
上述实现过程中，通过当前得出的喷管烧蚀预示模型，以及基于该喷管烧蚀预示模型计算得出的内弹道性能参数与外弹性能道参数的反复迭代，直至喷管烧蚀预示模型计算出的外弹性能道参数收敛。最终得到的迭代后喷管烧蚀预示模型更准确地反映出了实际飞行过程中喷管的烧蚀规律，进而，进一步地为发动机的设计提供了更有价值的指导。
[0119]
请参见图6，图6是本技术实施例提供的发动机喷管烧蚀的预示装置600的功能模块图。本技术实施例提供的一种发动机喷管烧蚀的预示装置600，包括：计算模块610、确定模块620以及仿真模块630。
[0120]
其中，计算模块610用于根据初始喷管烧蚀率预示模型计算航天器的初始内弹道性能参数以及初始外弹道性能参数。确定模块620用于根据内弹道性能参数与外弹道性能参数确定航天器飞行过程中的工况参数的参数变化范围。仿真模块630用于在参数变化范围进行喷管烧蚀率仿真，得到喷管烧蚀率近似模型。仿真模块630还用于将初始内弹道性能
参数和初始外弹道性能参数输入喷管烧蚀率近似模型，得到航天器的目标喷管烧蚀预示模型。
[0121]
请继续参照图6，在一种可选的实施方式中，上述工况参数包括发动机参数和飞行过载参数。
[0122]
相应地，上述确定模块620具体用于：
[0123]
根据初始内弹道性能参数确定航天器飞行过程中的发动机参数变化范围；根据初始外弹道性能参数能确定航天器飞行过程中的飞行过载参数变化范围。
[0124]
请继续参照图6，一种可选的实施方式，上述仿真模块630具体用于：
[0125]
在参数变化范围内进行航天器发动机的两相流仿真，得到参数变化范围内各工况参数对应的发动机凝相粒子的粒子分布规律；将粒子分布规律输入喷管喉衬材料烧蚀模型，得到各工况参数对应的第一喷管烧蚀率；以及根据各工况参数对应的第一喷管烧蚀率构建喷管烧蚀率近似模型。
[0126]
请继续参照图6，一种可选的实施方式，上述仿真模块630具体还用于：
[0127]
构建发动机喷管的三维流场物理模型；其中，三维流场物理模型包括发动机喷管的自由容积和流场区域；基于三维流场物理模型在参数变化范围内进行航天器发动机的两相流仿真。
[0128]
请继续参照图6，一种可选的实施方式，上述仿真模块630具体还用于：
[0129]
采用凝相颗粒的动力学方程作为仿真模型进行航天器发动机的两相流仿真；凝相颗粒的动力学方程为：
[0130][0131]
其中，为颗粒速度矢量，t为时间，m
p
为颗粒质量，为曳力，为压差力，为过载引起的惯性力。
[0132]
请继续参照图6，在一种可选的实施方式中，上述喷管喉衬材料烧蚀模型包括oka侵蚀比模型；oka侵蚀比模型的计算式为：
[0133][0134]
其中，er为粒子对喷管喉衬材料的侵蚀比，其指示侵蚀比随入射角度的变化关系，e
ref
表示在垂直入射参考条件下的侵蚀比，u为粒子速度，d为粒子直径，u
ref
和d
ref
表示参考条件下粒子的速度和直径，k1和k2为模型中的经验系数。
[0135]
相应地，上述仿真模块630具体还用于将凝相粒子的直径与粒子分布规律输入oka侵蚀比模型，得到各工况参数对应的第一喷管烧蚀率。
[0136]
请继续参照图6，一种可选的实施方式，上述仿真模块630具体还用于：
[0137]
根据各工况参数对应的第一喷管烧蚀率，采用多项式拟合法求取所述工况参数范围对应的喷管烧蚀率近似模型；喷管烧蚀率近似模型为：
[0138][0139]
其中，r为喷管烧蚀率，单位为mm/s；pc为燃烧室压强；mw为发动机装药燃烧时气相产物中水的摩尔百分比；ay为飞行中的横向过载；r0代表无过载、燃烧室压强为基准值p
av
、推进剂配方为基准配方时的喷管烧蚀率。
[0140]
请继续参照图6，一种可选的实施方式，上述计算模块610还用于根据目标喷管烧蚀预示模型计算航天器的目标内弹道性能参数与目标外弹道性能参数；以及判断目标外弹道性能参数是否收敛。
[0141]
若判定目标外弹道性能参数不收敛，相应地，上述仿真模块630则还用于将目标内弹道性能参数和目标外弹道性能参数输入喷管烧蚀率近似模型，得到航天器的迭代后喷管烧蚀预示模型。
[0142]
应理解的是，该装置与上述的发动机喷管烧蚀的预示方法实施例对应，能够执行上述方法实施例涉及的各个步骤，该装置具体的功能可以参见上文中的描述，为避免重复，此处适当省略详细描述。该装置包括至少一个能以软件或固件(firmware)的形式存储于存储器中或固化在装置的操作系统(operating system，os)中的软件功能模块。
[0143]
基于同样的发明构思，请参见图7，图7是本技术实施例提供的电子设备700的结构示意图。电子设备700可以包括存储器711、存储控制器712、处理器713、外设接口714、输入输出单元717、显示单元716。本领域普通技术人员可以理解，图7所示的结构仅为示意，其并不对电子设备700的结构造成限定。例如，电子设备700还可包括比图7中所示更多或者更少的组件，或者具有与图7所示不同的配置。
[0144]
上述的存储器711、存储控制器712、处理器713、外设接口714、输入输出单元717及显示单元716各元件相互之间直接或间接地电性连接，以实现数据的传输或交互。例如，这些元件相互之间可通过一条或多条通讯总线或信号线实现电性连接。上述的处理器713用于执行存储器中存储的可执行模块。
[0145]
其中，存储器711可以是，但不限于，随机存取存储器(random access memory，简称ram)，只读存储器(read only memory，简称rom)，可编程只读存储器(programmable read-only memory，简称prom)，可擦除只读存储器(erasable programmable read-only memory，简称eprom)，电可擦除只读存储器(electric erasable programmable read-only memory，简称eeprom)等。其中，存储器711用于存储程序，所述处理器713在接收到执行指令后，执行所述程序，本技术实施例任一实施例揭示的过程定义的电子设备700所执行的方法可以应用于处理器713中，或者由处理器713实现。
[0146]
上述的处理器713可能是一种集成电路芯片，具有信号的处理能力。上述的处理器713可以是通用处理器，包括中央处理器(central processing unit，简称cpu)、网络处理器(network processor，简称np)等；还可以是数字信号处理器(digital signal processor，简称dsp)、专用集成电路(application specific integrated circuit，简称asic)、现场可编程门阵列(fpga)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。可以实现或者执行本技术实施例中的公开的各方法、步骤及逻辑框图。通用
处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。
[0147]
上述的外设接口714将各种输入/输出装置耦合至处理器713以及存储器711。在一些实施例中，外设接口714，处理器713以及存储控制器712可以在单个芯片中实现。在其他一些实例中，他们可以分别由独立的芯片实现。
[0148]
上述的输入输出单元717用于提供给用户输入数据。所述输入输出单元717可以是，但不限于，鼠标和键盘等。
[0149]
上述的显示单元716在电子设备700与用户之间提供一个交互界面(例如用户操作界面)或用于显示图像数据给用户参考。在本实施例中，所述显示单元可以是液晶显示器或触控显示器。若为触控显示器，其可为支持单点和多点触控操作的电容式触控屏或电阻式触控屏等。支持单点和多点触控操作是指触控显示器能感应到来自该触控显示器上一个或多个位置处同时产生的触控操作，并将该感应到的触控操作交由处理器进行计算和处理。
[0150]
本实施例中的电子设备700可以用于执行本技术实施例提供的各个方法中的各个步骤。
[0151]
本技术实施例还提供了一种存储介质，该存储介质上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器运行时执行如上的方法。
[0152]
其中，存储介质可以由任何类型的易失性或非易失性存储设备或者它们的组合实现，如静态随机存取存储器(static random access memory,简称sram)，电可擦除可编程只读存储器(electrically erasable programmable read-only memory,简称eeprom)，可擦除可编程只读存储器(erasable programmable read only memory,简称eprom)，可编程只读存储器(programmable red-only memory,简称prom)，只读存储器(read-only memory,简称rom)，磁存储器，快闪存储器，磁盘或光盘。
[0153]
综上所述，本技术提供的发动机喷管烧蚀的预示方法、装置及存储介质，通过基于现有技术所得出的初始喷管烧蚀率预示模型，计算航天器的内弹道性能参数和初始外弹道性能参数，在基于该初始内弹道性能参数和初始外弹道性能参数进行仿真，得到的目标喷管烧蚀预示模型更加贴近航天器实际飞行过程中喷管的烧蚀规律。同时，仿真时采用两相流仿真法，能够更加准确直观地反映航天器发动机凝相粒子的粒子分布规律，使得目标喷管烧蚀预示模型的准确性被提高。最后，通过反复迭代，对目标喷管烧蚀预示模型进行优化，最终得到的迭代后喷管烧蚀预示模型更准确地反映出了实际飞行过程中喷管的烧蚀规律，进而，进一步地为发动机的设计提供了更有价值的指导。
[0154]
本技术实施例所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的装置和方法，也可以通过其他的方式实现。以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，附图中的流程图和框图显示了根据本技术实施例的多个实施例的装置、方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序段或代码的一部分，模块、程序段或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为替换的实现方式中，方框中所标注的功能也可以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个连续的方框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而定。也要注意的是，框图和/或流程图中的每个方框、以及框图和/或流程图中的方框的组合，可以用执行规定的功能或动作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。
[0155]
另外，在本技术实施例各个实施例中的各功能模块可以集成在一起形成一个独立的部分，也可以是各个模块单独存在，也可以两个或两个以上模块集成形成一个独立的部分。
[0156]
以上的描述，仅为本技术实施例的可选实施方式，但本技术实施例的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术实施例揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本技术实施例的保护范围之内。