一种开式膨胀循环发动机总体方案设计方法、装置与流程

1.本公开涉及液体火箭发动机中膨胀循环发动机的总体方案设计技术领域，特别涉及一种开式膨胀循环发动机总体方案设计方法、装置。


背景技术：

2.循环方式作为液体火箭发动机最重要的技术特点之一，直接决定了其性能高低、适用范围及相应技术方案。膨胀循环作为液体火箭发动机三大典型循环之一，与另外两种循环方式（燃气发生器循环、补燃循环）相比，具有一定优势。相比燃气发生器循环，作为闭式循环，一方面没有燃气发生器等复杂热力组件，另一方面没有未充分做功的燃气浪费，比冲性能较高。相比补燃循环，没有预燃室等复杂热力组件，结构简单。
3.尽管膨胀循环方式存在一定优势，但缺陷也较为明显。文献（并联式电热协同增压变推力火箭发动机方案研究. 载人航天, 2020, 26(6): 702-9.）指出，在该方式中，推进剂从冷却通道中吸热，然后驱动涡轮做功，最终进入燃烧室燃烧，相比燃烧后产生的高温高压燃气而言，吸热后的推进剂做功能力有限，且涡轮亚比不宜过大，因此膨胀循环发动机室压较低，推力较小，主要应用于上面级中，无法在运载火箭的芯级或助推中使用。
4.开式膨胀循环方案，作为一种新循环方式，通过有效提升涡轮压比，进一步增大涡轮做功能力，能够有效解决膨胀循环发动机推力小的问题。在该循环方式中，大部分推进剂（液氢）经过主阀后直接进入推力室，少部分推进剂经过冷却通道后，吸热变成高温高压气体，驱动涡轮后直接排入到大气中。对于该种循环方案，缺乏可使发动机性能达到最优的总体设计方法。


技术实现要素：

5.本公开的目的是为部分或全部解决上述技术问题，提供一种开式膨胀循环发动机总体方案设计方法、装置。
6.本公开的目的是通过以下技术方案实现的。
7.第一方面，本公开提供一种开式膨胀循环发动机总体方案设计方法，包括：获取发动机设计参数，以及推力室室压、混合和流量占比优化范围；以发动机比冲为优化目标在优化范围内寻优，所述发动机比冲=发动机推力/发动机推进剂流量，所述推进剂流量为冷却剂流量、推力室燃料流量与氧化剂流量之和。
8.第二方面，本公开提供一种开式膨胀循环发动机总体方案设计装置，包括：输入模块，用于获取发动机设计参数，以及推力室室压、混合和流量占比优化范围；优化模块，用于以发动机比冲为优化目标在优化范围内寻优，所述发动机比冲=发动机推力/发动机推进剂流量，所述推进剂流量为冷却剂流量、推力室燃料流量与氧化剂流量之和。
9.第三方面，本公开提供一种电子设备，包括：
至少一个处理器；以及，与所述至少一个处理器通信连接的存储器；其中，所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器能够执行第二方面任一实施例所述的方法。
10.第四方面，本公开提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时使处理器执行第二方面任一实施例所述的方法。
11.第五方面，本公开提供一种计算机程序产品，包括计算机程序/指令，该计算机程序/指令被处理器执行时使处理器执行第二方面任一实施例所述的方法。
12.有益效果本公开通过将开式膨胀循环发动机总体方案设计转化为以发动机比冲为优化目标对推力室室压、混合比和流量占比3个变量在给定范围内的寻优问题，一方面降低发动机系统设计的复杂度，另一方面以推力室为优化对象具有现实可实现性。
附图说明
13.图1为本公开实施例提供的一种开式膨胀循环发动机总体方案设计方法示意图；图2为本公开实施例提供的一种开式膨胀循环发动机结构示意图；图3为本公开实施例提供的一种开式膨胀循环发动机参数估计方法示意图；图4为本公开实施例提供的一种开式膨胀循环发动机总体方案设计方法示意图；图5为本公开实施例提供的一种电子设备结构示意图。
具体实施方式
14.以下将结合附图所示的具体实施方式对本公开进行详细描述。但这些实施方式并不限于本公开，本领域的普通技术人员根据这些实施方式所做出的结构、方法、或功能上的变换均包含在本公开的保护范围内。
15.在本公开的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本公开和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对公开的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，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。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本公开的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
16.为对本公开实施例的目的、技术方案和优点进行说明，下面将结合本公开实施例中的附图，对本公开实施例中的技术方案进行清楚、 完整地描述。
17.图2是本公开提供的一种开式膨胀循环发动机，如图所示，该发动机包括燃料涡轮2、燃料泵1、燃料阀门3、冷却通道5、喷注器7、燃烧室6、喷管4、氧化剂涡轮10、氧化剂泵9、氧化剂阀门8。其中冷却通道5、喷注器7、燃烧室6、喷管4构成推力室。燃料泵1分别与燃料涡轮2和燃料阀门3相连，氧化剂泵9分别与氧化剂涡轮10和氧化剂阀门8相连，冷却通道5部署于推力室外围对其降温，冷却通道5出口与燃料涡轮2相连，燃料涡轮2与氧化剂涡轮10相连，
燃料在燃料阀门3出口分为两路，一路进入冷却通道5，另一路和氧化剂阀门8出口的氧化剂一同进入喷注器7，喷注器7将燃料和氧化剂喷入燃烧室6，燃烧产生的高温高压气体由喷管4排出。
18.燃料经过燃料泵1加压通过燃料阀门3分成两路，一路进入冷却通道5从燃烧室6吸热后依次驱动燃料涡轮2和氧化剂涡轮10做功，另一路和经氧化剂泵9加压通过氧化剂阀门8的氧化剂通过喷注器7喷注到燃烧室6燃烧后由喷管4喷出，以推动火箭飞行；燃料涡轮2和氧化剂涡轮10分别驱动燃料泵1和氧化剂泵9工作。
19.图1是本公开提供的一种开式膨胀循环发动机总体方案设计方法，针对图2所示发动机，包括如下内容：确定发动机设计参数，以及推力室室压、混合比和流量占比优化范围；以发动机比冲为优化目标在优化范围内寻优，所述发动机比冲=发动机推力/发动机推进剂流量，所述推进剂流量为冷却剂流量、推力室燃料流量与氧化剂流量之和。
20.图4是本公开提供的又一种开式膨胀循环发动机总体方案设计方法，包括：1，获取推力室室压、混合比及流量占比优化范围（上下限）；2，建立发动机比冲（推力/（冷却剂流量+推力室流量））为目标的优化函数。具体而言，将开式膨胀循环发动机变工况参数计算过程打包成室压、混合比和流量占比的函数。表示为：其中，代表将变工况参数计算过程打包成的函数；表示发动机比冲，表示发动机推力，表示推力室燃料流量，表示推力室氧化剂流量，表示冷却剂流量。
21.3，打开matlab中的遗传算法工具包，代入三个变量优化范围，调用发动机比冲优化函数，开展优化，优化完成后即可确定最佳室压、混合比和流量占比。
22.通过对图2所示发动机进行分析，将开式膨胀循环发动机总体方案设计转化为以发动机比冲为优化目标对推力室室压、混合比和流量占比3个变量在给定范围内的寻优问题，一方面使发动机整体性能达到最优，另一方面以室压、混合比和流量占比为优化变量具有现实可实现性，再者，对优化目标和优化变量的选取具有全面性，能够降低发动机设计复杂度。
23.在一个具体实施方式中，上述燃料和氧化剂为液氢和液氧。
24.在一个具体实施方式中，对于上述寻优过程的给定室压、混合比及流量占比值，通过开式膨胀循环发动机变工况参数估计方法获得冷却剂流量、推力室燃料流量与氧化剂流量。
25.在一个具体实施方式中，开式膨胀循环发动机变工况参数估计方法包括基于发动机设计参数和基准工况参数：推力室的室压p
c0
、混合比mr0、流量占比0和冷却通道出口温度t
rc0
估计当前工况冷却通道出口温度t
rc
；基于发动机设计参数和当前工况参数，以涡轮泵功率匹配为条件通过调整涡轮压比进行节点状态参数估计。
26.通过开式膨胀循环发动机变工况参数估计方法，能够基于已有工况快速获得当前工况冷却通道出口温度，进而以涡轮泵功率匹配为条件快速进行节点状态参数估计，以实现对开式膨胀循环发动机性能参数变化规律分析；便于对发动机进行总体方案设计和参数
优化，以便后续开展开式膨胀循环发动机部组件（如涡轮、泵、推力室等）的结构参数设计。
27.基于发动机设计参数和当前工况参数，以涡轮泵功率匹配为条件通过调整涡轮压比进行节点状态参数估计，如图3所示，流程如下：1、基于发动机的推力室室压pc、推力室混合比mr和喷管出口压力pe计算推力室比冲i
spc
。
28.i
spc
可以通过热力计算方法获得，可参考文献（蔡国彪, 李家文, 田爱梅, 张黎辉等2011年出版于北京航空航天大学出版社的液体火箭发动机设计）；也可以使用软件获得，如火箭发动机性能分析软件。本例利用火箭发动机性能分析软件rocket proplusion analysis（rpa，www.propulsion-analysis.com）获得。
29.2、基于发动机推力f、mr、发动机的推力室流量占比和i
spc
通过下式计算推力室氧化剂流量、燃料流量和涡轮功质流量（即冷却剂流量）：3、初始化燃料涡轮压比和氧化剂涡轮压比。
30.可以根据预设值初始化，也可以是外部给定的值，即输入值。该值在后续步骤中会不断被调整，从而适应1中给定的相关设计参数。
31.4、计算燃料泵功率，基于冷却通道出口温度t
rc
计算燃料涡轮功率，将燃料泵和燃料涡轮功率进行对比，若不匹配，调整燃料涡轮压比，重复本步骤内容直至燃料泵和燃料涡轮功率匹配。
32.具体的，燃料泵功率p
pf
可通过下式计算：其中，为燃料喷注压降，通过公式获得；为燃料阀门压降，通过公式获得；和为常系数；为燃料泵入口压力，为预设常数；为燃料密度；为燃料泵效率，为预设常数。
33.具体的，燃料涡轮功率p
tf
可通过下式计算：其中，为燃料涡轮气体比热比，基于压力和冷却通道出口温度t
rc
获得，为冷却通道压降，通过公式获得，为常系数；为燃料涡轮气体常数，基于压力和t
rc
获得；为燃料涡轮效率，为预设常数。
34.当p
pf
与p
tf
不相等时，即不匹配，则需调整燃料涡轮压比πf后重新计算p
tf
直至二者匹配。调整方式可以是外部重新给定，也可以是按预设步长调整。进一步的，为提高匹配效
率，设定步长为可变步长。步长大小根据p
pf
与p
tf
的差值按预设比例计算。
35.上述气体比热比和气体常数可使用查询软件获得，本例和利用热物性查询软件refprop（www.boulder.nist.gov/div838/theory/refprop/frequently）根据输入和t
rc
获得。
36.5、计算氧化剂泵和氧化剂涡轮功率并对比，若不匹配，调整氧化剂涡轮压比，直至氧化剂泵和氧化剂涡轮功率匹配。
37.具体的，氧化剂泵功率p
pox
可通过下式计算：其中，为氧化剂喷注压降，通过公式获得；为氧化剂阀门压降，通过公式获得；和为常系数；为氧化剂泵入口压力，为预设常数；为氧化剂密度；为氧化剂泵效率，为预设常数。
38.具体的，氧化剂涡轮功率p
tox
可通过下式计算：其中，为氧化剂涡轮气体比热比，基于压力和氧化剂涡轮入口温度获得，通过公式计算；为氧化剂涡轮气体常数，基于压力和获得；为氧化剂涡轮效率，为预设常数。
39.当p
pox
与p
tox
不相等时，即不匹配，则需调整氧化剂涡轮压比π
ox
后重新计算p
tox
直至二者匹配。调整方式可以是外部重新给定，也可以是按预设步长调整。与前述同理，为提高匹配效率，设定步长为可变步长。步长大小根据p
pox
与p
tox
的差值按预设比例计算。
40.与前述同理，本例和利用热物性查询软件refprop根据输入和获得。
41.经上述过程，燃料和氧化剂各自的涡轮泵功率相等后，发动机在给定参数组合下达到最佳状态，可据此获得各关键节点的状态参数。
42.上述流程中，对于一种发动机设计方案，可以得到给定工况下节点状态参数分布，但其中的冷却通道出口温度须作为已知量给出，而该参数是与开式膨胀循环发动机的设计（室压、混合比、流量占比等）紧密相关的，需要基于设计参数结合火箭发动机设计知识通过复杂的流程获得。由于该参量的获取复杂度高，阻碍了对该发动机变参数影响因素分析的效率。为提高在一种设计方案下变工况状态参数分布的估计效率，可通过如下方法基于一种工况快速获取其它工况下的冷却通道出口温度：；其中，t
rcin
为冷却通道入口温度，为基准工况涡轮功质流量，为基准工况推力室推进剂流量，为当前工况推力室推进剂流量，pc为当前工况推力室压力，为当
前工况涡轮功质流量。
43.其中，推力室推进剂流量为燃料流量和氧化剂流量之和。涡轮功质流量等同于冷却剂流量。
44.综上所述，对于基准工况，可通过图3所示流程得到其工况下参数分布。对于其他工况，可通过基准工况参数快速获得其工况下冷却通道出口温度，进而继续通过图3所示流程得到其工况下参数分布。结合图1，计算不同工况下发动机比冲，通过比较寻优出最优推力室室压、混合比和流量占比，获得最佳总体方案设计。
45.在一个具体实施方式中，上述方法还包括优化方案输出的步骤。输出内容包括：发动机系统最优状态下发动机比冲，推力室室压、混合比和流量占比，发动机各关键节点的流量、温度和压力，涡轮泵功率等。
46.举例如下，各关键节点的流量、温度和压力可通过下述过程获得：对于流量：氧化剂阀门后、氧化剂泵后、氧化剂泵前流量均与推力室氧化剂流量相等；燃烧室流量；燃料泵前、燃料泵后流量相同，为；冷却通道入口、冷却通道出口、燃料涡轮后、氧化剂涡轮后流量均与涡轮功质流量相等；燃料阀门后（喷注器前）流量与燃料流量相等。
47.对于压力：燃料泵前压力为上述，氧化剂泵前压力为上述；燃烧室压力为上述pc；燃料泵后压力为；燃料阀门后（喷注器前）和冷却通道入口压力均为；冷却通道出口压力为；氧化剂泵后压力为；氧化剂阀门后压力为；燃料涡轮后压力为；氧化剂涡轮后压力为。
48.对于温度：燃烧室温度基于pc、mr和pe通过热力计算方法或软件（如rpa）计算得出；氧化剂涡轮后温度为；冷却通道出口温度为上述t
rc
；冷却通道入口温度、燃料阀门后（喷注器前）温度、燃料泵后温度均与燃料泵前温度相同，为给定值；氧化剂阀门后温度、氧化剂泵后温度均与氧化剂泵前温度相同，为给定值；燃料涡轮后温度为上述。
49.本公开还提供一种开式膨胀循环发动机总体方案设计装置，包括：
输入模块，用于获取发动机设计参数，以及推力室室压、混合和流量占比优化范围；优化模块，用于以发动机比冲为优化目标在优化范围内寻优，所述发动机比冲=发动机推力/发动机推进剂流量，所述推进剂流量为冷却剂流量、推力室燃料流量与氧化剂流量之和。
50.较优的，所述寻优通过遗传算法完成。
51.较优的，对于所述寻优过程的给定室压、混合比及流量占比值，通过开式膨胀循环发动机变工况参数估计方法获得冷却剂流量、推力室燃料流量与氧化剂流量。
52.较优的，所述开式膨胀循环发动机变工况参数估计方法包括以下内容：基于发动机设计参数和基准工况参数：推力室的室压p
c0
、混合比mr0、流量占比0和冷却通道出口温度t
rc0
估计当前工况冷却通道出口温度t
rc
；基于发动机设计参数和当前工况参数，以涡轮泵功率匹配为条件通过调整涡轮压比进行节点状态参数估计。
53.较优的，所述当前工况冷却通道出口温度t
rc
通过下式计算：；其中，为冷却通道入口温度，为基准工况冷却通道出口温度，为基准工况涡轮功质流量，为基准工况推力室推进剂流量，为当前工况推力室推进剂流量，pc为当前工况推力室压力，为当前工况涡轮功质流量。
54.较优的，所述基于发动机设计参数和当前工况参数，以涡轮泵功率匹配为条件通过调整涡轮压比进行节点状态参数估计包括：基于发动机的推力室室压pc、推力室混合比mr和喷管出口压力pe计算推力室比冲i
spc
；基于发动机推力f、mr、发动机的推力室流量占比和i
spc
通过下式计算推力室氧化剂流量、燃料流量和涡轮功质流量：初始化燃料涡轮压比πf和氧化剂涡轮压比π
ox
；计算燃料泵功率，基于冷却通道出口温度t
rc
计算燃料涡轮功率，将燃料泵和燃料涡轮功率进行对比，若不匹配，调整燃料涡轮压比，重复本步骤内容直至燃料泵和燃料涡轮功率匹配；计算氧化剂泵和氧化剂涡轮功率并对比，若不匹配，调整氧化剂涡轮压比，直至氧化剂泵和氧化剂涡轮功率匹配。
55.较优的，所述初始化燃料涡轮压比和氧化剂涡轮压比为根据预设值或输入值初始化。
56.较优的，所述调整为根据预设步长调整。
57.较优的，还包括优化参数输出的步骤。
58.对于装置实施例而言，由于其与方法实施例基本相似，所以描述的比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。
59.图5为本公开实施例提供的一种电子设备的结构示意图，该设备可以执行上述方法实施例提供的处理流程，如图5所示，电子设备110包括：存储器111、处理器112、计算机程序和通讯接口113；其中，计算机程序存储在存储器111中，并被配置为由处理器112执行如上所述的方法。
60.另外，本公开实施例还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行以实现上述实施例所述的方法。
61.本公开实施例还提供一种计算机程序产品，包括计算机程序/指令，该计算机程序/指令被处理器执行时使处理器执行如上所述的方法。
62.本领域普通技术人员可以理解：实现上述各方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成。前述的程序可以存储于一计算机可读取存储介质中。该程序在执行时，执行包括上述各方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：rom、ram、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
63.为了说明本公开的内容及实施方式，本说明书给出了具体实施例。在实施例中引入细节的目的不是限制权利要求书的范围，而是帮助理解本公开所述内容。本领域的技术人员应理解：虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施方式中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。并且在不脱离本公开及其所附权利要求的精神和范围内，对最佳实施例步骤的各种修改、变化或替换都是可能的。因此，本公开不应局限于最佳实施例及附图所公开的内容。