固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥設(shè)計(jì)方法
【專利摘要】本發(fā)明提供一種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥設(shè)計(jì)方法，以代理模型為基礎(chǔ)，直接對(duì)推力曲線進(jìn)行近似，通過構(gòu)造推力曲線而不是推力曲線與設(shè)計(jì)指標(biāo)之間的最小二乘偏差的代理模型，有效刻畫出推力隨時(shí)間的變化規(guī)律，從而明顯減少了高精度燃面與內(nèi)彈道仿真的次數(shù)。代理模型能夠更好地刻畫推力曲線的變化規(guī)律，在后續(xù)的設(shè)計(jì)中更有效指導(dǎo)后續(xù)搜索，能顯著提高固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥設(shè)計(jì)效率。
【專利說明】
固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥設(shè)計(jì)方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明設(shè)及飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，具體的設(shè)及一種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥設(shè) 計(jì)方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)是導(dǎo)彈、火箭等航天運(yùn)載器的重要?jiǎng)恿ο到y(tǒng)之一。固體火箭發(fā)動(dòng) 機(jī)的裝藥設(shè)計(jì)，一般要求在滿足發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)彈道性能和相關(guān)約束條件下，選擇藥型并確定其 幾何參數(shù)，同時(shí)綜合考慮燃燒室殼體內(nèi)部絕熱層、襯層和人工脫粘層的設(shè)計(jì)要求。裝藥設(shè)計(jì) 是固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)最核屯、的技術(shù)。航天飛機(jī)固體助推火箭發(fā)動(dòng)機(jī)具有大長徑比、較高 軸向壓降、侵蝕燃燒嚴(yán)重、復(fù)雜點(diǎn)火過程、裝藥制造過程駝峰效應(yīng)不確定性和較小內(nèi)彈道性 能散布設(shè)計(jì)要求等特點(diǎn)，需要采用先進(jìn)建模方法提高內(nèi)彈道性。
[0003] 裝藥設(shè)計(jì)的主要任務(wù)是通過調(diào)整裝藥的幾何構(gòu)型（即幾何參數(shù)），使裝藥在燃燒過 程中產(chǎn)生的推力滿足發(fā)動(dòng)機(jī)總體設(shè)計(jì)提出的推力需求。
[0004] 參見圖1，給定裝藥的幾何構(gòu)型后，通過運(yùn)行幾何建模、燃面計(jì)算和內(nèi)彈道仿真可 W得到對(duì)應(yīng)的推力曲線，若推力曲線滿足總體指標(biāo)，則輸出設(shè)計(jì)結(jié)果(發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥幾何參數(shù) 和推力曲線），否則，就要采用一定的調(diào)整策略尋找下一個(gè)幾何參數(shù)。
[0005] 目前常用的裝藥設(shè)計(jì)方法有：
[0006] (1)基于已有案例與經(jīng)驗(yàn)，手動(dòng)調(diào)整裝藥幾何參數(shù)后，進(jìn)行迭代捜索。此類方法在 工業(yè)生產(chǎn)中用的最多，因?yàn)樯a(chǎn)部口常年從事裝藥生產(chǎn)和設(shè)計(jì)，積累了大量實(shí)際操作經(jīng)驗(yàn) 與案例，因此可W較好地對(duì)迭代初始幾何參數(shù)進(jìn)行選擇，從而提高設(shè)計(jì)后所得裝藥參數(shù)的 準(zhǔn)確性。此類方法僅限于有經(jīng)驗(yàn)的工程師參與設(shè)計(jì)的情況下，才能使用，而且手工迭代效率 較低；
[0007] (2)將優(yōu)化設(shè)計(jì)方法用于裝藥設(shè)計(jì)，構(gòu)造裝藥設(shè)計(jì)的優(yōu)化問題，用優(yōu)化方法來自動(dòng) 捜索。此類方法可W避免人工迭代，且不需要太多的工程經(jīng)驗(yàn)。李曉斌，張為華，王中偉發(fā)表 于《推進(jìn)技術(shù)》2006年4月第27卷第2期中的《裝藥幾何參數(shù)不確定性優(yōu)化設(shè)計(jì)》的文章公開 的優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，即是通過優(yōu)化設(shè)計(jì)方法對(duì)裝藥幾何參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化的處理方法。例如此類 方法實(shí)施步驟如下：
[000引 A、建立優(yōu)化模型
[0009] 首先，建立裝藥構(gòu)型的參數(shù)化模型，確定設(shè)計(jì)變量、優(yōu)化目標(biāo)和約束變量。通常設(shè) 計(jì)變量為裝藥的幾何參數(shù)，通過運(yùn)些參數(shù)可W唯一確定裝藥的幾何構(gòu)型，優(yōu)化目標(biāo)為仿真 優(yōu)化設(shè)計(jì)所得內(nèi)彈道曲線與設(shè)計(jì)指標(biāo)要求的內(nèi)彈道曲線之間的偏差最小，約束變量為發(fā)動(dòng) 機(jī)的性能指標(biāo)(例如:總沖、質(zhì)量比、喉通比等指標(biāo)均可）。
[0010] B、選擇優(yōu)化方法
[0011] 在優(yōu)化方法的選擇上，通常采用智能優(yōu)化方法與局部捜索方法相結(jié)合，此類方法 無需大量的迭代計(jì)算，采用低精度的解析方法進(jìn)行燃面退移規(guī)律仿真。或采用基于代理模 型的優(yōu)化方法與燃面仿真模型相結(jié)合進(jìn)行優(yōu)化，該模型的仿真結(jié)果精度較高，該優(yōu)化方法 的捜索效率更高。
[0012] 此類方法可W避免依靠經(jīng)驗(yàn)進(jìn)行設(shè)計(jì)，使用人工迭代，但是由于所采用的各類優(yōu) 化算法均需進(jìn)行大量的仿真計(jì)算，因此只能用解析的燃面計(jì)算方法，不能精確刻畫燃面的 退移規(guī)律。即使采用代理模型和高精度燃面退移規(guī)律的設(shè)計(jì)方法，仍然需要進(jìn)行上百次的 燃面和內(nèi)彈道仿真，計(jì)算代價(jià)仍然較大。而且目前采用優(yōu)化進(jìn)行裝藥設(shè)計(jì)的方法將推力曲 線轉(zhuǎn)化為一個(gè)標(biāo)量進(jìn)行優(yōu)化，很多種不同的推力曲線形式往往會(huì)得到一個(gè)相同的指標(biāo)，給 尋優(yōu)帶來了困難。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0013] 本發(fā)明的目的在于提供一種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥設(shè)計(jì)方法，該發(fā)明解決了現(xiàn)有技 術(shù)中固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥設(shè)計(jì)過程效率低下，過于依賴經(jīng)驗(yàn)的技術(shù)問題。
[0014] 本發(fā)明提供了一種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥設(shè)計(jì)方法，包括W下步驟：
[0015] 1)給定發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥幾何構(gòu)型設(shè)計(jì)指標(biāo)要求的推力需求曲線Fo(t);
[0016] 2)建立發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥幾何構(gòu)型的參數(shù)化模型，根據(jù)所處理裝藥幾何構(gòu)型的類型確定 所需處理的設(shè)計(jì)變量X及其范圍；
[0017] 3)根據(jù)設(shè)計(jì)變量X的個(gè)數(shù)m及其范圍建立設(shè)計(jì)空間，在設(shè)計(jì)空間內(nèi)采用最優(yōu)拉下超 立方采樣法采集2m個(gè)采樣點(diǎn)，在每個(gè)采樣點(diǎn)處建立性能仿真模型，并運(yùn)行性能仿真模型，得 到每個(gè)采樣點(diǎn)對(duì)應(yīng)的2m條推力曲線，所得設(shè)計(jì)變量X在第i個(gè)采樣點(diǎn)處的值Xi和與不同采樣 點(diǎn)對(duì)應(yīng)的#f直曲純Wt)之間的對(duì)應(yīng)關(guān)系，如式（1)所示；
[001 引 (1)
[0019] 其中，Xi為設(shè)計(jì)變量X在第i個(gè)采樣點(diǎn)處的推力值，fi(t)為對(duì)不同采樣點(diǎn)處各設(shè)計(jì) 變量分別進(jìn)行設(shè)計(jì)仿真得到的仿真推力曲線，將2m條仿真推力曲線在每個(gè)工作時(shí)間點(diǎn)t上 分別均勻地離散為N個(gè)點(diǎn)，得到如式(2)所示的樣本集，該樣本集表示各離散時(shí)刻ti的推力 值f2m(tN)與設(shè)計(jì)變量Xi之間的對(duì)應(yīng)關(guān)系：
[0020]
(2).
[0021] 4)根據(jù)式（2)構(gòu)造每個(gè)離散時(shí)刻推力的代理模型Si(X),得到N個(gè)代理模型，同時(shí)Si (X)滿足式(3):
[0022] F(ti) = Si(X) (3)
[0023] 其中，F(xiàn)(ti)為離散時(shí)刻ti對(duì)應(yīng)的推力，其中ti中的i滿足KKN;
[0024] Si(X)為根據(jù)樣本數(shù)據(jù)[、，。(*1)]其中j = l，2,…，2m+k，在每個(gè)離散點(diǎn)上構(gòu)造得 到的推力代理模型；
[0025] 5)根據(jù)所得N個(gè)推力代理模型，求解公式(4)所示的優(yōu)化問題，得到該優(yōu)化問題對(duì) 應(yīng)的最優(yōu)傭責(zé)i則+巧吾愚優(yōu)傭….
[00%]
(4)
[0027]在所得設(shè)計(jì)變量最優(yōu)解Xk+2m處運(yùn)行性能仿真模型，得到對(duì)應(yīng)的最優(yōu)推力曲線，并 將最優(yōu)推力曲線在每個(gè)工作時(shí)間點(diǎn)上離散為N個(gè)點(diǎn)，添加到矩陣(2)中，則公式(2)中的樣本 點(diǎn)個(gè)數(shù)從N個(gè)變?yōu)?m+k個(gè)；
[00%] 6)收斂判定：迭代初始時(shí)，令迭代次數(shù)k = 0,指定捜索精度eps和最大捜索步數(shù) Kmax,按照公式（5)進(jìn)行迭代計(jì)算得到任意兩不同的離散時(shí)刻分別對(duì)應(yīng)推力曲線的均方偏 差：
[0029
(5)
[0030] 其中，F(xiàn)2m+k-i(ti)為第2m+k-l個(gè)離散點(diǎn)處的推力曲線，F(xiàn)2m+k(ti)為第2m+k個(gè)離散點(diǎn) 處的推力曲線，F(xiàn)o(ti)為設(shè)計(jì)指標(biāo)要求的推力曲線，N為離散點(diǎn)個(gè)數(shù)；
[0031] 若error化）< eps或k = Kmax，則停止捜索，輸出設(shè)計(jì)變量最優(yōu)解Xk+2m及其對(duì)應(yīng)的最 優(yōu)推力曲線f2m+k(t)，[拉m+k，f2m+k(t)]，否則，轉(zhuǎn)步驟4)直至滿足該條件時(shí)迭代停止。
[0032] 進(jìn)一步地，捜索精度eps指定為0.001。
[0033] 進(jìn)一步地，最大捜索步數(shù)Kmax指定為5m。
[0034] 本發(fā)明的技術(shù)效果：
[0035] 本發(fā)明提供固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥設(shè)計(jì)方法
[0036] 1、本發(fā)明提供固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥設(shè)計(jì)方法，W代理模型為基礎(chǔ)，直接對(duì)推力曲 線進(jìn)行近似，通過構(gòu)造推力曲線而不是推力曲線與設(shè)計(jì)指標(biāo)之間的最小二乘偏差的代理模 型，有效刻畫出推力隨時(shí)間的變化規(guī)律，從而明顯減少了高精度燃面與內(nèi)彈道仿真的次數(shù)， 為固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥設(shè)計(jì)提供了快速、準(zhǔn)確的設(shè)計(jì)方法。
[0037] 2、本發(fā)明提供固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥設(shè)計(jì)方法，由于對(duì)多個(gè)離散時(shí)刻的推力進(jìn)行近 似建模，因此對(duì)推力曲線的考慮更為精細(xì)，得到最優(yōu)解需要的迭代次數(shù)比現(xiàn)有方法減少至 少一個(gè)數(shù)量級(jí)僅需15~40次迭代即可得到優(yōu)選值，從而實(shí)現(xiàn)了對(duì)裝藥的快速設(shè)計(jì)。
[0038] 3、本發(fā)明提供固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥設(shè)計(jì)方法提高了固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)自動(dòng)化 程度，人為參與過程減少，使其不過分依賴于工程師的經(jīng)驗(yàn)。
[0039] 4、本發(fā)明提供固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥設(shè)計(jì)方法執(zhí)行效率高、設(shè)計(jì)速度快，使發(fā)動(dòng)機(jī) 設(shè)計(jì)中最耗時(shí)的裝藥設(shè)計(jì)能夠進(jìn)行自動(dòng)迭代，大大減少設(shè)計(jì)耗時(shí)。
[0040] 具體請(qǐng)參考根據(jù)本發(fā)明的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥設(shè)計(jì)方法提出的各種實(shí)施例的如 下描述，將使得本發(fā)明的上述和其他方面顯而易見。
【附圖說明】
[0041 ]圖1是現(xiàn)有技術(shù)中發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥幾何構(gòu)型設(shè)計(jì)方法流程示意圖；
[0042] 圖2是本發(fā)明提供的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥設(shè)計(jì)方法流程示意圖；
[0043] 圖3是本發(fā)明優(yōu)選算例1和2中所用后翼柱型裝藥構(gòu)型結(jié)構(gòu)示意圖，其中a)是后翼 柱型裝藥構(gòu)型的主視剖視示意圖，b)是后翼柱型裝藥構(gòu)型的側(cè)視示意圖；
[0044] 圖4是本發(fā)明優(yōu)選算例I的最小二乘偏差監(jiān)控結(jié)果示意圖；
[0045] 圖5是本發(fā)明優(yōu)選算例1單推力發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)結(jié)果示意圖；
[0046] 圖6是本發(fā)明優(yōu)選算例2最小二乘偏差監(jiān)控結(jié)果示意圖；
[0047] 圖7是本發(fā)明優(yōu)選算例2雙推力發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)結(jié)果示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0048] 構(gòu)成本申請(qǐng)的一部分的附圖用來提供對(duì)本發(fā)明的進(jìn)一步理解，本發(fā)明的示意性實(shí) 施例及其說明用于解釋本發(fā)明，并不構(gòu)成對(duì)本發(fā)明的不當(dāng)限定。
[0049] 為便于理解，對(duì)本發(fā)明所提供方法的簡(jiǎn)述如下:本發(fā)明提供的設(shè)計(jì)方法首先將總 體要求對(duì)應(yīng)的各推力曲線離散為若干個(gè)點(diǎn)，通過各離散點(diǎn)構(gòu)造代理模型，刻畫出推力隨時(shí) 間變化的過程。在捜索最優(yōu)解的過程中，考慮每個(gè)離散點(diǎn)對(duì)設(shè)計(jì)指標(biāo)的逼近程度，通過縮小 每個(gè)離散點(diǎn)與設(shè)計(jì)指標(biāo)之間的偏差來更新代理模型。從而減少獲取最優(yōu)解所需的迭代次 數(shù)。提高迭代效率。
[0050] 本發(fā)明提供的設(shè)計(jì)方法適于對(duì)各類輸入的仿真進(jìn)行處理，此處的輸入包括:裝藥 幾何構(gòu)型仿真模型，燃面推移仿真模型和內(nèi)彈道仿真模型，本文中將設(shè)計(jì)過程中所需輸入 統(tǒng)稱為性能仿真模型。
[0051] 參見圖2,本發(fā)明提供一種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥設(shè)計(jì)方法，包括W下步驟：
[0052] 1)給定發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥幾何構(gòu)型設(shè)計(jì)指標(biāo)要求的推力需求曲線Fo(t)。
[0053] 此處發(fā)動(dòng)機(jī)推力曲線是發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)預(yù)設(shè)的輸入，是火箭總體設(shè)計(jì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)提出 的各項(xiàng)性能指標(biāo)要求，推力曲線Fo(t)為一已知曲線。
[0054] 2)建立發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥幾何構(gòu)型的參數(shù)化模型，根據(jù)所處理裝藥幾何構(gòu)型的類型確定 所需處理的設(shè)計(jì)變量X及其范圍；
[0055] 在現(xiàn)有發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)過程中，裝藥的幾何構(gòu)型有"車輪型"、"星孔型"、"翼柱型"等多 種，每一種構(gòu)型都有與之對(duì)應(yīng)的外形控制參數(shù)指標(biāo)，本發(fā)明提供的方法適用于現(xiàn)有各類構(gòu) 型的裝藥機(jī)構(gòu)。
[0056] 3)根據(jù)設(shè)計(jì)變量X的個(gè)數(shù)m及其范圍建立設(shè)計(jì)空間，在設(shè)計(jì)空間內(nèi)采用最優(yōu)拉下超 立方采樣法采集2m個(gè)采樣點(diǎn)，在每個(gè)采樣點(diǎn)處建立性能仿真模型，并運(yùn)行性能仿真模型；
[0057] 得到每個(gè)采樣點(diǎn)對(duì)應(yīng)的2m條推力曲線，所得設(shè)計(jì)變量X在第i個(gè)采樣點(diǎn)處的值Xi和 與不同采樣點(diǎn)對(duì)應(yīng)的仿真推力曲線fi(t)之間的對(duì)應(yīng)關(guān)系，如式(1)所示；
[0化8 (1)
[0059]其中，Xi為設(shè)計(jì)變量X在第i個(gè)采樣點(diǎn)處的推力值，fi(t)為對(duì)不同采樣點(diǎn)處各設(shè)計(jì) 變量分別進(jìn)行設(shè)計(jì)仿真得到的仿真推力曲線，將2m條仿真推力曲線在每個(gè)工作時(shí)間點(diǎn)t上 分別均勻地離散為N個(gè)點(diǎn)，得到如式(2)所示的樣本集，該樣本集表示各離散時(shí)刻ti的推力 值f2m(tN)與設(shè)計(jì)變量Xi之間的對(duì)應(yīng)關(guān)系：
[0060]
a)
[0061] 4)根據(jù)式（2)構(gòu)造每個(gè)離散時(shí)刻推力的代理模型Si(X),得到N個(gè)代理模型，同時(shí)Si (X)滿足式(3):
[0062] F(ti) = Si(X) (3)
[0063] 其中，F(xiàn)(ti)為離散時(shí)刻ti(l<i<N)對(duì)應(yīng)的推力；
[0064] 通過公式（3)可W預(yù)測(cè)離散時(shí)刻ti(l<i<N)的推力F(ti)與設(shè)計(jì)變量X之間的關(guān) 系。Si(X)為根據(jù)樣本數(shù)據(jù)化山扣）]〇 = 1，2^''，2111+1〇，在每個(gè)離散點(diǎn)上構(gòu)造得到的推力 代理模型，此處代理模型構(gòu)造方法參見：南京航空航天大學(xué)2004年畢業(yè)碩±穆雪峰的畢業(yè) 論文:《多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化代理模型技術(shù)的研究和應(yīng)用》。
[0065] 5)根據(jù)所得N個(gè)代理模型，求解公式(4)所示的優(yōu)化問題，得到該優(yōu)化問題最優(yōu)解 為設(shè)計(jì)變量最優(yōu)解Xk+2m;
[0066；
(4)
[0067]在所得設(shè)計(jì)變量最優(yōu)解Xk+2m處運(yùn)行性能仿真模型，得到對(duì)應(yīng)的最優(yōu)推力曲線，并 將最優(yōu)推力曲線在每個(gè)工作時(shí)間點(diǎn)上離散為N個(gè)點(diǎn)，添加到矩陣(2)中，則公式(2)中的樣本 點(diǎn)個(gè)數(shù)從N個(gè)變?yōu)?m+k個(gè)；
[006引6)收斂判定：迭代初始時(shí)，令迭代次數(shù)k = 0,指定捜索精度eps和最大捜索步數(shù) Kmax,之后按照公式(5)進(jìn)行迭代計(jì)算得到任意兩不同的離散時(shí)刻分別對(duì)應(yīng)推力曲線的均方 偏差：
[0069；
(5)
[0070] 其中，F(xiàn)2m+k-i(ti)為第2m+k-l個(gè)離散點(diǎn)處的推力曲線，F(xiàn)2m+k(ti)為第2m+k個(gè)離散點(diǎn) 處的推力曲線，F(xiàn)o(ti)為設(shè)計(jì)指標(biāo)要求的推力曲線，N為離散點(diǎn)個(gè)數(shù)；
[0071] 若error化）<eps或k = Kmax，則停止捜索，輸出設(shè)計(jì)變量最優(yōu)解Xk+2m及其對(duì)應(yīng)的最 優(yōu)推力曲線f2m+k(t)，[拉m+k，f2m+k(t)]，否則，轉(zhuǎn)步驟4)直至滿足該條件時(shí)迭代停止。
[0072] 優(yōu)選的，捜索精度eps指定為0.001。優(yōu)選的，最大捜索步數(shù)Kmax指定為5m。按此取值 時(shí)能有效降低迭代次數(shù)。
[0073] F(t)是推力曲線，將其離散后便成了N個(gè)時(shí)刻的推力值。公式(5)表示了任意兩不 同的離散點(diǎn)分別對(duì)應(yīng)推力曲線的均方偏差，反映了運(yùn)兩條推力曲線的接近程度，其意義在 于若兩次迭代中得到的最優(yōu)推力曲線相當(dāng)接近(均方偏差小于預(yù)定的精度），則可判定計(jì)算 收斂。從而結(jié)束迭代，同時(shí)輸出設(shè)計(jì)變量最優(yōu)解對(duì)應(yīng)的推力曲線，得到所要結(jié)果，同時(shí)對(duì)迭 代次數(shù)進(jìn)行有效控制和減少。，通過反復(fù)多次的迭代計(jì)算，實(shí)現(xiàn)對(duì)通過代理模型計(jì)算得到的 最優(yōu)解推力曲線進(jìn)行修正，直至修正后的該最優(yōu)解推力曲線能滿足終止條件時(shí)為止，從而 實(shí)現(xiàn)了對(duì)代理模型計(jì)算得到的推力曲線的修正。
[0074] 該方法中所用性能仿真模型的構(gòu)建請(qǐng)參考【董師顏，張兆順.《固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)原 理》.北京理工大學(xué)出版社】、【方下酉，張為華，楊濤.《固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)彈道學(xué)》.國防科技 大學(xué)出版社】。
[0075] W下W后翼柱型發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥設(shè)計(jì)為例，對(duì)本發(fā)明提供方法進(jìn)行說明：
[0076] 算例1~2中設(shè)計(jì)參數(shù)為:單推力(常值推力)和雙推力(分段常值推力)發(fā)動(dòng)機(jī)在實(shí) 際應(yīng)用中最為廣泛。本節(jié)W單推力和雙推力發(fā)動(dòng)機(jī)為例，給出兩個(gè)實(shí)施案例，裝藥配方和基 準(zhǔn)構(gòu)型采用同一種形式。
[0077] 裝藥屬性：
[007引燃速系數(shù)0.0765，壓強(qiáng)指數(shù)0.34，特征速度1550，密度1700，燃?xì)獗葻岜?.2
[0079] W下算例1~2中所用后翼柱型裝藥構(gòu)型的基本形狀多為采用8片翼的后翼柱裝 藥，其幾何構(gòu)型W及所需設(shè)計(jì)變量均表示在圖3中，W下算例1~2中所需設(shè)計(jì)變量及其取值 范圍如表1所示。
[0080] 表1后翼柱型裝藥設(shè)計(jì)變量及其范圍表
[0081]
[0082] 算例1~2中所用本發(fā)明提供的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥設(shè)計(jì)方法，包括W下步驟：
[0083] 1)采用拉下超立方設(shè)計(jì)法在設(shè)計(jì)空間（如表1中所列各變量取值范圍構(gòu)成）內(nèi)任選 10個(gè)樣本點(diǎn)，運(yùn)10個(gè)樣本點(diǎn)可W為某一變量范圍內(nèi)的，也可W為多個(gè)變量范圍內(nèi)選取的。運(yùn) 行發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥幾何仿真模型，得到多條推力曲線，并按下式分別計(jì)算各推力曲線與推力需 求的均力?偏差：
[0084]
(6)
[0085] 其中，T為發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間，F(xiàn)o(t)為推力需求曲線，f(t)為所得推力曲線，fo為平均 推力；該公式是一種通用的均方偏差標(biāo)識(shí)方法。此處的公式(6)盡在算例中使用，是為了直 觀地展示計(jì)算結(jié)果而對(duì)設(shè)計(jì)過程的中間參數(shù)進(jìn)行監(jiān)控時(shí)需用到。
[0086] 2)將各推力曲線在工作時(shí)間T上分別均勻的離散為20個(gè)離散時(shí)間點(diǎn)（即N=20);
[0087] 3)根據(jù)10個(gè)初始樣本點(diǎn)，在20個(gè)離散時(shí)間點(diǎn)上分別構(gòu)造推力代理模型；
[0088] 4)采用自適應(yīng)差分進(jìn)化算法求解公式(4)所示的優(yōu)化問題，得到設(shè)計(jì)變量最優(yōu)解 Xk+2m，在設(shè)計(jì)變量最優(yōu)解Xk+2m處運(yùn)行裝藥幾何構(gòu)型仿真模型，得到最優(yōu)解對(duì)應(yīng)的推力曲線， 并根據(jù)公式(5)計(jì)算該推力曲線與推力需求的均方偏差；
[0089] 6)終止判定:若滿足終止條件，則輸出代理模型計(jì)算得到的最優(yōu)解推力曲線，對(duì)應(yīng) 的最優(yōu)解推力曲線，否則，將最優(yōu)解點(diǎn)的數(shù)據(jù)加入步驟1)中的樣本集中，進(jìn)行下一步迭代， 通過反復(fù)多次的迭代計(jì)算，實(shí)現(xiàn)對(duì)通過代理模型計(jì)算得到的最優(yōu)解推力曲線進(jìn)行修正，直 至修正后的該最優(yōu)解推力曲線能滿足終止條件時(shí)為止，從而實(shí)現(xiàn)了對(duì)代理模型計(jì)算得到的 推力曲線的修正。
[0090] 算例 I:
[0091] 試驗(yàn)對(duì)象:單推力發(fā)動(dòng)機(jī)
[0092] 設(shè)計(jì)指標(biāo)；
[0093] 推力60kN，工作時(shí)間5s，裝藥外徑291mm，裝藥內(nèi)徑91mm，裝填系數(shù)0.8,裝藥質(zhì)量 125kg
[0094] 設(shè)計(jì)過程均方偏差如圖4所示、最小均方偏差對(duì)應(yīng)的推力曲線如圖4所示，所需各 設(shè)計(jì)變量及各變量采用本發(fā)明提供設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)后得到的設(shè)計(jì)結(jié)果列于表2中。
[00M]按照上述步驟中求解均方偏差，每次得到均方偏差后對(duì)其進(jìn)行記錄，即為圖4中所 示曲線。設(shè)計(jì)結(jié)束后在所有計(jì)算得到的推力曲線中，選擇均方偏差最小的推力曲線，即為圖 4中均方偏差對(duì)應(yīng)的推力曲線，列于圖5中。
[0096] 表2算例1的設(shè)計(jì)結(jié)果表
[0097]
[009引算例2:
[0099] 試驗(yàn)對(duì)象:雙推力發(fā)動(dòng)機(jī)
[0100] 設(shè)計(jì)指標(biāo)：
[0101] 一級(jí)推力150kN，工作時(shí)間Is,過渡時(shí)間Is,二級(jí)推力60kN，工作時(shí)間3s，裝藥外徑 291.7mm，裝藥內(nèi)徑 117mm
[0102] 設(shè)計(jì)過程均方偏差如圖5所示，最小均方偏差對(duì)應(yīng)的推力曲線如圖6所示，對(duì)應(yīng)各 設(shè)計(jì)變量及各變量采用本發(fā)明提供設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)后得到的設(shè)計(jì)結(jié)果列于表3中。
[0103] 按照上述步驟中求解均方偏差，每次得到均方偏差后對(duì)其進(jìn)行記錄，即為圖6中所 示的曲線。設(shè)計(jì)結(jié)束后在所有計(jì)算得到的推力曲線中，選擇均方偏差最小的推力曲線，即為 圖6中均方偏差對(duì)應(yīng)的推力曲線，列于圖7中。
[0104] 表3算例2的設(shè)計(jì)結(jié)果表
[0105]
[0106] 參見圖4可知，本發(fā)明提供的方法僅需進(jìn)行21次高精度仿真模型的調(diào)用即可得到 迭代結(jié)果，計(jì)算量得到大幅降低。同時(shí)參見圖5,所得推力需求與設(shè)計(jì)所需要達(dá)到的結(jié)果吻 合度較高，說明按照本發(fā)明提供的設(shè)計(jì)方法所得結(jié)果較好。
[0107] 而采用現(xiàn)有的基于智能優(yōu)化或代理模型優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，需要的計(jì)算次數(shù)遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于 本發(fā)明所需的次數(shù)。不同方法需要的迭代次數(shù)統(tǒng)計(jì)如表4所示。
[0108] 表4算例1~2與現(xiàn)有設(shè)計(jì)方法求解設(shè)計(jì)結(jié)果所需仿真次數(shù)結(jié)果表
[0109]
[0110] [1]武澤平.變推力固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥設(shè)計(jì)方法.中國航空學(xué)會(huì)動(dòng)力分會(huì)火箭發(fā) 動(dòng)機(jī)專業(yè)委員會(huì)2015年年會(huì)，湖北恩施，2015
[0111] [2]K.M.A]_barado,R. J.HartfieId,B.W.Hurston,R.M. Jenkins ,Solid Rocket Motor Performance Matching Using Pattern Search/Particle Swarm Optimization, 47th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference ,San Diego ,California, 2011.
[0112] 由表4可知，本發(fā)明提供的設(shè)計(jì)方法在仿真模型的迭代調(diào)用次數(shù)上，至少比已有的 設(shè)計(jì)方法少一個(gè)數(shù)量級(jí)，充分驗(yàn)證了本發(fā)明能有效性減少設(shè)計(jì)發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型參數(shù)過程中所需 的迭代次數(shù)，有利于提高設(shè)計(jì)效率。
[0113] 本領(lǐng)域技術(shù)人員將清楚本發(fā)明的范圍不限制于W上討論的示例，有可能對(duì)其進(jìn)行 若干改變和修改，而不脫離所附權(quán)利要求書限定的本發(fā)明的范圍。盡管己經(jīng)在附圖和說明 書中詳細(xì)圖示和描述了本發(fā)明，但運(yùn)樣的說明和描述僅是說明或示意性的，而非限制性的。 本發(fā)明并不限于所公開的實(shí)施例。
[0114] 通過對(duì)附圖，說明書和權(quán)利要求書的研究，在實(shí)施本發(fā)明時(shí)本領(lǐng)域技術(shù)人員可W 理解和實(shí)現(xiàn)所公開的實(shí)施例的變形。在權(quán)利要求書中，術(shù)語"包括"不排除其他步驟或元素， 而不定冠詞"一個(gè)"或"一種"不排除多個(gè)。在彼此不同的從屬權(quán)利要求中引用的某些措施的 事實(shí)不意味著運(yùn)些措施的組合不能被有利地使用。權(quán)利要求書中的任何參考標(biāo)記不構(gòu)成對(duì) 本發(fā)明的范圍的限制。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥設(shè)計(jì)方法，其特征在于，包括以下步驟： 1) 給定發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥幾何構(gòu)型設(shè)計(jì)指標(biāo)要求的推力需求曲線Fo (t); 2) 建立發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥幾何構(gòu)型的參數(shù)化模型，根據(jù)所處理裝藥幾何構(gòu)型的類型確定所需 處理的設(shè)計(jì)變量X及其范圍； 3) 根據(jù)設(shè)計(jì)變量X的個(gè)數(shù)m及其范圍建立設(shè)計(jì)空間，在設(shè)計(jì)空間內(nèi)采用最優(yōu)拉丁超立方 采樣法采集2m個(gè)采樣點(diǎn)，在每個(gè)采樣點(diǎn)處建立性能仿真模型，并運(yùn)行性能仿真模型，得到每 個(gè)采樣點(diǎn)對(duì)應(yīng)的2m條推力曲線，所得設(shè)計(jì)變量X在第i個(gè)采樣點(diǎn)處的值Xi和與不同采樣點(diǎn)對(duì) 應(yīng)的仿真推力曲線fi (t)之間的對(duì)應(yīng)關(guān)系，如式(1)所示；其中，Xi為設(shè)計(jì)變量X在第i個(gè)采樣點(diǎn)處的推力值，fi(t)為對(duì)不同采樣點(diǎn)處各設(shè)計(jì)變量 分別進(jìn)行設(shè)計(jì)仿真得到的仿真推力曲線，將2m條仿真推力曲線在每個(gè)工作時(shí)間點(diǎn)t上分別 均勻地離散為N個(gè)點(diǎn)，得到如式(2)所示的樣本集，該樣本集表示各離散時(shí)刻^的推力值f 2m (tN)與設(shè)計(jì)變量Xi之間的對(duì)應(yīng)關(guān)系：4) 根據(jù)式(2)構(gòu)造每個(gè)離散時(shí)刻推力的代理模型Sl(X)，得到N個(gè)代理模型，同時(shí)Sl(X)滿 足式(3): F(ti) = si(X) (3) 其中，F(xiàn)(ti)為離散時(shí)刻ti對(duì)應(yīng)的推力，其中ti中的i滿足l〈i〈N; Sl⑴為根據(jù)樣本數(shù)據(jù)[Χ」，?^(ω]其中j = l，2,…，2m+k，在每個(gè)離散點(diǎn)上構(gòu)造得到的推 力代理模型； 5) 根據(jù)所得N個(gè)推力代理模型，求解公式(4)所示的優(yōu)化問題，得到該優(yōu)化問題對(duì)應(yīng)的 最優(yōu)解為設(shè)計(jì)變量最優(yōu)解Xk+2m;在所得設(shè)計(jì)變量最優(yōu)解Xk+2m處運(yùn)行性能仿真模型，得到對(duì)應(yīng)的最優(yōu)推力曲線，并將最優(yōu) 推力曲線在每個(gè)工作時(shí)間點(diǎn)上離散為N個(gè)點(diǎn)，添加到矩陣(2)中，則公式(2)中的樣本點(diǎn)個(gè)數(shù) 從N個(gè)變?yōu)?m+k個(gè)； 6) 收斂判定:迭代初始時(shí)，令迭代次數(shù)k = 0，指定搜索精度eps和最大搜索步數(shù)Kmax，按 照公式(5)進(jìn)行迭代計(jì)算得到任意兩不同的離散時(shí)刻分別對(duì)應(yīng)推力曲線的均方偏差： (5) 其中，F(xiàn)2m+k-Kti)為第2m+k-l個(gè)離散點(diǎn)處的推力曲線，F(xiàn)2m+k(ti)為第2m+k個(gè)離散點(diǎn)處的 推力曲線，F(xiàn)ob)為設(shè)計(jì)指標(biāo)要求的推力曲線，N為離散點(diǎn)個(gè)數(shù)； 若error (k)〈印s或k = Kmax，則停止搜索，輸出設(shè)計(jì)變量最優(yōu)解Xk+2m及其對(duì)應(yīng)的最優(yōu)推力 曲線f2m+k(t)，[X2m+k，f2m+k(t)]，否則，轉(zhuǎn)步驟4)直至滿足該條件時(shí)迭代停止。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥設(shè)計(jì)方法，其特征在于，所述搜索精度 eps指定為0 · 001。3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥設(shè)計(jì)方法，其特征在于，所述最大搜索步 數(shù)Kmax指定為5m。
【文檔編號(hào)】G06F17/50GK105956281SQ201610293080
【公開日】2016年9月21日
【申請(qǐng)日】2016年5月5日
【發(fā)明人】王東輝, 武澤平, 張為華, 胡凡, 江振宇
【申請(qǐng)人】中國人民解放軍國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)