固体火箭发动机分段双燃速装药燃面确定方法及系统与流程

[0001]
本发明涉及固体火箭发动机燃面确定技术领域，具体地，涉及一种固体火箭发动机分段双燃速装药燃面确定方法及系统。


背景技术：

[0002]
燃面确定是用于确定装药在燃烧过程中燃烧表面积随燃烧时间的变化规律。燃面确定的精度直接影响发动机内弹道性能预示精度，是发动机内弹道设计的基础，在固体火箭发动机的设计中一直占有重要地位。
[0003]
单室双推发动机的设计过程中，为保证助推段与续航段的推力比，常采用高低燃速搭配的思路进行助推段和续航段装药设计，如图1所示。当燃面与高低燃速推进剂交界面相交时，推进剂的燃烧速度在燃面上出现强间断，呈现明显的差异性，是燃面退移计算的一个难点。针对该问题，目前常用的双燃速装药燃面计算方法有：（1）解析法：在内孔燃烧药柱的假设下，可以通过一定的解析推导得到不同燃速装药界面的解析构型，进而在各自求解域内分别求解。
[0004]
（2）动网格法：在cfd 软件，利用流场求解与避免的耦合关系，将当地燃速引入网格推移方程，直接计算燃面推移的数值方法，可以进行三维药柱非等速燃烧的燃面分析。
[0005]
（3）界面追踪法：将发动机燃面视为流场中的自由边界，通过追踪固体推进剂燃烧界面的变化，计算出燃面的变化规律。目前使用较多的是level set法。设推进剂内部区域为k(t)，外部区域为n(t)，2部分间的界面即燃面设为γ(t)。另设空间任意一点到燃面的符号距离函数为h(x,t)，若h(x,t)在k(t)中为到燃面的距离，在n(t)中则为到燃面距离的相反数，在γ(t)上为0。根据此定义，可知函数h(x,t)值为0的点就是燃面所处的位置，所以对于燃面推移过程的追踪就转变为求解每一时刻函数h(x,t)=0的解。
[0006]
对于上述三种现有方法，其中解析法不适用于复杂构型的装药，即使对于简单的星孔型分段双燃速装药，界面处理仍然面临较大困难。而动网格法和界面追踪法levelset法依赖于复杂的偏微分方程求解，计算速度慢，计算效率低。


技术实现要素：

[0007]
本发明针对固体火箭发动机串装双燃速装药燃面确定依赖于动态燃面提取，通用性差且计算量大的问题，提供一种固体火箭发动机分段双燃速装药燃面确定方法及系统，基于固定燃速比假设，引入虚拟初始燃面，提出界面处理方法，实现双燃速装药构型干涉过程的预处理，完成不同装药燃面计算过程的解耦，将平行层推移理论分别应用到高、低燃速装药计算，有效解决了单室双推力固体火箭发动机双燃速装药燃面确定问题。
[0008]
为实现上述技术问题，本发明采用的技术方案是：固体火箭发动机分段双燃速装药燃面确定方法，包括：步骤s1，给定发动机初始装药立体构型及其高、低燃速分界面轴向位置z；步骤s2，将包含整个发动机初始装药立体构型的立方体进行笛卡尔坐标下的网格划
分，确定各网格的属性，如果网格中只包含初始装药立体构型，则该网格为装药节点，如果网格中没有包含初始装药立体构型即全部为空腔，则该网格为空腔节点，如果网格中同时包含初始装药立体构型和空腔，则该网格为与初始燃面相交的节点；步骤s3，根据高、低燃速分界面轴向位置，确定高、低燃速初始燃面节点集；步骤s4，基于高、低燃速装药的燃速比以及高、低燃速分界面轴向位置处的节点到高、低燃速初始燃面点集的最小距离进行燃面干涉判定；步骤s5，确定高、低燃速装药的虚拟初始燃面点集，将高、低燃速装药的虚拟初始燃面点集分别与高、低燃速的初始燃面节点集进行叠加，形成修正后的高、低燃速的初始燃面节点集；步骤s6，基于修正后的高、低燃速的初始燃面节点集，采用最小距离函数法进行燃面计算，分别得到高、低燃速装药燃面变化规律。
[0009]
进一步地，本发明步骤s1中，发动机初始装药立体构型中，轴向位置坐标小于z的部分为低燃速装药区域，轴向位置坐标大z的部分为高燃速装药区域。
[0010]
进一步地，本发明步骤s3中，采用二分法求解各网格内的零点坐标，如果网格的零点轴向坐标，将该节点加入到低燃速初始燃面点集，否则，将该节点加入到高燃速初始燃面点集。
[0011]
进一步地，本发明步骤s4中，高、低燃速分界面轴向位置处的节点到高、低燃速初始燃面点集的最小距离通过以下步骤获得：将发动机初始装药立体构型中轴向位置坐标等于z的截面进行均匀离散，得到多个节点，且判断各节点是否为装药节点，如果当前节点不是装药节点，则跳过该节点，进行下一节点的判断；如果当前节点是装药节点，则采用最邻近搜索的方法分别计算该节点到低燃速初始燃面点集与高燃速初始燃面点集的最小距离，分别记为和。
[0012]
进一步地，本发明步骤s4中，燃面干涉判定的方法是：假设高、低燃速装药的燃速比为λ，则对于满足的节点恰好是高燃速和低燃速同时烧到的节点，在该点不许做任何处理；若节点满足，表明高燃速装药先燃烧至该节点，低燃速装药的燃烧受高燃速装药影响，将该节点存至点集；若节点满足，表明低燃速装药先燃烧至该节点，高燃速装药的燃烧受低燃速装药影响，将该节点存至点集。
[0013]
进一步地，本发明步骤s5中，低燃速装药的虚拟初始燃面点集的确定方法是：构造标识函数，在高燃速装药区域求解=0，得到低燃速装药的虚拟初始燃面点集。
[0014]
进一步地，本发明步骤s5中，高燃速装药的虚拟初始燃面点集的确定方法是：构造标识函数，在低燃速装药区域求解=0，得到高燃速装药的虚拟初始燃面点集；进一步地，本发明步骤s6中，低燃速装药燃面变化规律通过以下步骤获得：
以低燃速装药初始燃面点集为初始零点，基于最小距离函数法求解低燃速装药的符号距离函数；对任意燃去厚度e，积分的体积，得到低燃速装药体积随燃烧厚度的变化，并求解体积对燃烧厚度的导数，得到低燃速装药燃面对燃烧厚度的变化规律。
[0015]
进一步地，本发明步骤s6中，高燃速装药燃面变化规律通过以下步骤获得：以高燃速装药初始燃面点集为初始零点，基于最小距离函数法求解高燃速装药的符号距离函数；对任意燃去厚度e，积分的体积，得到高燃速装药体积随燃烧厚度的变化，并求解体积对燃烧厚度的导数，得到高燃速装药燃面对燃烧厚度的变化规律。
[0016]
本发明提出一种固体火箭发动机分段双燃速装药燃面确定系统，包括：输入模块，输入给定的发动机初始装药立体构型及其高、低燃速分界面轴向位置z；网格划分模块，用于将包含整个发动机初始装药立体构型的立方体进行网格划分，确定各网格的属性，如果网格中只包含初始装药立体构型，则该网格为装药节点，如果网格中没有包含初始装药立体构型即全部为空腔，则该网格为空腔节点，如果网格中同时包含初始装药立体构型和空腔，则该网格为与初始燃面相交的节点；初始燃面节点确定模块，用于根据高、低燃速分界面轴向位置，确定高、低燃速初始燃面节点集；燃面干涉判定模块，基于高、低燃速装药的燃速比以及高、低燃速分界面轴向位置处的节点到高、低燃速初始燃面点集的最小距离进行燃面干涉判定；初始燃面节点集修正模块，确定高、低燃速装药的虚拟初始燃面点集，将高、低燃速装药的虚拟初始燃面点集分别与高、低燃速的初始燃面节点集进行叠加，形成修正后的高、低燃速的初始燃面节点集；燃面确定模块，基于修正后的高、低燃速的初始燃面节点集，采用最小距离函数法进行燃面计算，分别得到高、低燃速装药燃面变化规律。
[0017]
本发明提供一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现以下步骤：步骤s1，给定发动机初始装药立体构型及其高、低燃速分界面轴向位置z；步骤s2，将包含整个发动机初始装药立体构型的立方体进行网格划分，确定各网格的属性，如果网格中只包含初始装药立体构型，则该网格为装药节点，如果网格中没有包含初始装药立体构型即全部为空腔，则该网格为空腔节点，如果网格中同时包含初始装药立体构型和空腔，则该网格为与初始燃面相交的节点；步骤s3，根据高、低燃速分界面轴向位置，确定高、低燃速初始燃面节点集；步骤s4，基于高、低燃速装药的燃速比以及高、低燃速分界面轴向位置处的节点到高、低燃速初始燃面点集的最小距离进行燃面干涉判定；步骤s5，确定高、低燃速装药的虚拟初始燃面点集，将高、低燃速装药的虚拟初始燃面点集分别与高、低燃速的初始燃面节点集进行叠加，形成修正后的高、低燃速的初始燃面节点集；步骤s6，基于修正后的高、低燃速的初始燃面节点集，采用最小距离函数法进行燃面计
算，分别得到高、低燃速装药燃面变化规律。
[0018]
本发明提供一种存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：步骤s1，给定发动机初始装药立体构型及其高、低燃速分界面轴向位置z；步骤s2，将包含整个发动机初始装药立体构型的立方体进行网格划分，确定各网格的属性，如果网格中只包含初始装药立体构型，则该网格为装药节点，如果网格中没有包含初始装药立体构型即全部为空腔，则该网格为空腔节点，如果网格中同时包含初始装药立体构型和空腔，则该网格为与初始燃面相交的节点；步骤s3，根据高、低燃速分界面轴向位置，确定高、低燃速初始燃面节点集；步骤s4，基于高、低燃速装药的燃速比以及高、低燃速分界面轴向位置处的节点到高、低燃速初始燃面点集的最小距离进行燃面干涉判定；步骤s5，确定高、低燃速装药的虚拟初始燃面点集，将高、低燃速装药的虚拟初始燃面点集分别与高、低燃速的初始燃面节点集进行叠加，形成修正后的高、低燃速的初始燃面节点集；步骤s6，基于修正后的高、低燃速的初始燃面节点集，采用最小距离函数法进行燃面计算，分别得到高、低燃速装药燃面变化规律。
[0019]
与现有技术相比，本发明具有以下优点：本发明通过引入虚拟初始燃面，解决了串装双燃速装药界面附近燃面形状的提取问题，利用了高低燃速装药在燃烧过程中燃速比变化不大这一特征，基于固定燃速比，实现了两种不同燃速装药燃面计算的分解，进而在各自装药分别通过平行层假设进行计算，实现了复杂分段双燃速燃面的快速计算。
[0020]
本发明构建了不同燃速装药干涉判据，避免了无干涉区域的无效计算。
[0021]
本发明降低了分段双燃速固体火箭发动机燃面计算的耗时，实现了通用的不同燃速界面处理，提升了自动化水平，人工参与过程少、计算速度快。
[0022]
在保证计算精度的条件下，相比于解析法，通用性大大提升，相比于数值方法，计算量大幅减少。
附图说明
[0023]
图1是固体火箭发动机分段双燃速装药燃面示意图；图2是本发明实施例1的流程图；图3为本发明实施例2、3和4中给定的发动机初始装药立体构型，其中(a)为给定的发动机初始装药立体构型的主视图；(b)为给定的发动机初始装药立体构型的f-f剖视图；(c)为给定的发动机初始装药立体构型的右视图；图4是高、低燃速界面处于圆柱段时，低燃速装药的最小距离函数等值线及其解析解对比图；图5是实施例2中初始时刻装药构型；图6是实施例2中低燃速燃烧厚度为5mm，高燃速燃烧厚度为10mm时的装药构型；图7是实施例2中低燃速燃烧厚度为10mm，高燃速燃烧厚度为20mm时的装药构型；图8是实施例2中低燃速燃烧厚度为15mm，高燃速燃烧厚度为30mm时的装药构型；
图9是实施例2中低燃速燃烧厚度为20mm，高燃速燃烧厚度为40mm时的装药构型；图10是实施例2中低燃速燃烧厚度为25mm，高燃速燃烧厚度为50mm时的装药构型；图11是实施例2中低燃速燃烧厚度为30mm，高燃速燃烧厚度为60mm时的装药构型；图12是实施例2中低燃速燃烧厚度为35mm，高燃速燃烧区域已燃尽时的装药构型；图13是实施例2中低燃速燃烧厚度为40mm，高燃速燃烧区域已燃尽时的装药构型；图14是实施例2中低燃速燃烧厚度为50mm，高燃速燃烧区域已燃尽时的装药构型；图15是实施例2中低燃速装药燃面曲线图；图16是实施例2中高燃速装药燃面曲线图；图17是实施例3中初始时刻装药构型；图18是实施例3中低燃速燃烧厚度为5mm，高燃速燃烧厚度为10mm时的装药构型；图19是实施例3中低燃速燃烧厚度为10mm，高燃速燃烧厚度为20mm时的装药构型；图20是实施例3中低燃速燃烧厚度为15mm，高燃速燃烧厚度为30mm时的装药构型；图21是实施例3中低燃速燃烧厚度为20mm，高燃速燃烧厚度为40mm时的装药构型；图22是实施例3中低燃速燃烧厚度为25mm，高燃速燃烧厚度为50mm时的装药构型；图23是实施例3中低燃速燃烧厚度为30mm，高燃速燃烧区域已燃尽时的装药构型；图24是实施例3中低燃速燃烧厚度为50mm，高燃速燃烧区域已燃尽时的装药构型；图25是实施例3中低燃速装药燃面曲线图；图26是实施例3中高燃速装药燃面曲线图；图27是实施例4中高、低燃速分界面处最小距离函数对比图；图28是实施例4中初始时刻装药构型；图29是实施例4中低燃速燃烧厚度为5mm，高燃速燃烧厚度为10mm时的装药构型；图30是实施例4中低燃速燃烧厚度为10mm，高燃速燃烧厚度为20mm时的装药构型；图31是实施例4中低燃速燃烧厚度为15mm，高燃速燃烧厚度为30mm时的装药构型；图32是实施例4中低燃速燃烧厚度为20mm，高燃速燃烧厚度为40mm时的装药构型；图33是实施例4中低燃速燃烧厚度为25mm，高燃速燃烧厚度为50mm时的装药构型；图34是实施例4中低燃速燃烧厚度为30mm，高燃速燃烧区域已燃尽时的装药构型；图35是实施例4中低燃速燃烧厚度为50mm，高燃速燃烧区域已燃尽时的装药构型；图36是实施例4中低燃速装药燃面曲线图；图37是实施例4中高燃速装药燃面曲线图。
具体实施方式
[0024]
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本发明所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本发明内容的实施例后，当可由本发明内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本发明内容的精神与范围。本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，但并不作为对本发明的限定。
[0025]
实施例1：参照图2，固体火箭发动机分段双燃速装药燃面确定方法，包括：步骤s1，给定发动机初始装药立体构型及其高、低燃速分界面轴向位置z。
[0026]
发动机初始装药立体构型中，轴向位置坐标小于z的部分为低燃速装药区域，
轴向位置坐标大z的部分为高燃速装药区域。
[0027]
步骤s2，将包含整个发动机初始装药立体构型的立方体进行笛卡尔坐标下的网格划分，确定各网格的属性，如果网格中只包含初始装药立体构型，则该网格为装药节点，如果网格中没有包含初始装药立体构型即全部为空腔，则该网格为空腔节点，如果网格中同时包含初始装药立体构型和空腔，则该网格为与初始燃面相交的节点（即界面位置装药节点）。
[0028]
步骤s3，根据高、低燃速分界面轴向位置，确定高、低燃速初始燃面节点集。
[0029]
采用二分法求解各网格内的零点坐标，如果网格的零点轴向坐标，将该节点加入到低燃速初始燃面点集，否则，将该节点加入到高燃速初始燃面点集。零点坐标即初始燃面上的点，因为初始燃面不在网格节点上，需要通过二分法求出来的，一个网格周围的节点要么是1（即装药节点），要么是-1（即空腔节点），通过二分法就可以把零点坐标求的比较准确，也就是把初始燃面提取出来。
[0030]
步骤s4，基于高、低燃速装药的燃速比以及高、低燃速分界面轴向位置处的节点到高、低燃速初始燃面点集的最小距离进行燃面干涉判定。
[0031]
将发动机初始装药立体构型中轴向位置坐标等于z的截面进行均匀离散，得到多个节点，且判断各节点是否为装药节点，如果当前节点不是装药节点，则跳过该节点，进行下一节点的判断；如果当前节点是装药节点，则采用最邻近搜索的方法分别计算该节点到低燃速初始燃面点集与高燃速初始燃面点集的最小距离，分别记为和。
[0032]
假设高、低燃速装药的燃速比为λ，则对于满足的节点恰好是高燃速和低燃速同时烧到的节点，在该点不许做任何处理；若节点满足，表明高燃速装药先燃烧至该节点，低燃速装药的燃烧受高燃速装药影响，将该节点存至点集；若节点满足，表明低燃速装药先燃烧至该节点，高燃速装药的燃烧受低燃速装药影响，将该节点存至点集。
[0033]
步骤s5，确定高、低燃速装药的虚拟初始燃面点集，将高、低燃速装药的虚拟初始燃面点集分别与高、低燃速的初始燃面节点集进行叠加，形成修正后的高、低燃速的初始燃面节点集。
[0034]
本实施例，引入高、低燃速装药的虚拟初始燃面点集：构造标识函数，在高燃速装药区域求解=0，得到低燃速装药的虚拟初始燃面点集。
[0035]
构造标识函数，在低燃速装药区域求解=0，得到高燃速装药的虚拟初始燃面点集。
[0036]
步骤s6，基于修正后的高、低燃速的初始燃面节点集，采用最小距离函数法进行燃面计算，分别得到高、低燃速装药燃面变化规律。
[0037]
分别以低、高燃速装药初始燃面点集为初始零点，基于最小距离函数法求解低燃
速装药的符号距离函数、；对任意燃去厚度e，积分的体积，得到低燃速装药体积随燃烧厚度的变化，并求解体积对燃烧厚度的导数，得到低燃速装药燃面对燃烧厚度的变化规律。
[0038]
对任意燃去厚度e，积分的体积，得到高燃速装药体积随燃烧厚度的变化，并求解体积对燃烧厚度的导数，得到高燃速装药燃面对燃烧厚度的变化规律。
[0039]
如图3所示，将图3中的三维后翼柱型药柱作为给定的发动机初始装药立体构型，已知其的各个几何结构参数。下面给出三个实施例，实施例2、3和4分别当高、低燃速分界面处于圆柱段、等截面翼槽段和变截面翼槽段的条件下，且假设高、低燃速装药的燃速比λ=2时，采用本发明实施例1中所提供的固体火箭发动机分段双燃速装药燃面确定方法进行燃面确定。
[0040]
实施例3：本实施例中，给定的发动机初始装药立体构型如图3所示，高、低燃速分界面处于圆柱段，z=0.5，高、低燃速装药的燃速比λ=2。
[0041]
高、低燃速分界面处于圆柱段时，高燃速装药的燃烧会导致低燃速装药侧面暴露，会影响低燃速装药的燃面变化规律。采用本发明实施例1中所提供的固体火箭发动机分段双燃速装药燃面确定方法进行燃面确定时始终有，因此，表明低燃速对高燃速没有影响，因此求解过程可略去对应的部分，仅需计算高燃速装药燃烧对低燃速的影响。由于高、低燃速界面处于圆柱段，因此采用本发明进行计算对应的高燃速，装药假设界面位置干涉情况存在解析解，通过该解析解对本发明的正确性进行验证，得到的低燃速装药的最小距离函数等值线及其解析解对比如图4所示。
[0042]
采用本发明实施例1中所提供的固体火箭发动机分段双燃速装药燃面确定方法进行燃面计算，得到燃烧过程中的装药构型变化如图5至14所示。其中图5是初始时刻装药构型；图6是低燃速燃烧厚度为5mm，高燃速燃烧厚度为10mm时的装药构型；图7是低燃速燃烧厚度为10mm，高燃速燃烧厚度为20mm时的装药构型；图8是低燃速燃烧厚度为15mm，高燃速燃烧厚度为30mm时的装药构型；图9是低燃速燃烧厚度为20mm，高燃速燃烧厚度为40mm时的装药构型；图10是低燃速燃烧厚度为25mm，高燃速燃烧厚度为50mm时的装药构型；图11是低燃速燃烧厚度为30mm，高燃速燃烧厚度为60mm时的装药构型；图12是低燃速燃烧厚度为35mm，高燃速燃烧区域已燃尽时的装药构型；图13是低燃速燃烧厚度为40mm，高燃速燃烧区域已燃尽时的装药构型；图14是低燃速燃烧厚度为50mm，高燃速燃烧区域已燃尽时的装药构型。
[0043]
本实施例中，高燃速和低燃速的比值保持恒定，因此在燃烧过程中，高燃速药燃烧厚度始终为低燃速装药的2倍。图5至14为在低燃速装药燃烧到不同厚度时刻的装药构型，图5至14结果表明，在高燃速装药燃尽之前，高低燃速装药在界面处始终保持很好的匹配，验证了本发明在处理不同燃速界面干涉的有效性。在高燃速装药燃尽后，低燃速装药按照平行曾推移的规律继续推移。
[0044]
本实施例采用本发明提供的方法实现高燃速和低燃速装燃面计算的解耦后，得到的高燃速段装药和低燃速段装药的燃面曲线分别如图15和图16所示。
[0045]
实施例4：
本实施例中，给定的发动机初始装药立体构型如图3所示，高、低燃速分界面处于等截面翼槽段，z=1.2，高、低燃速装药的燃速比λ=2。
[0046]
高、低燃速分界面处于等截面翼槽段的情况下，不存在解析解，可通过界面处高、低燃速的燃烧过程是否匹配对本发明所提供的固体火箭发动机分段双燃速装药燃面确定方法的效果进行验证。与高、低燃速分界面处于圆柱段类似，高、低燃速分界面处于等截面翼槽段时，仍然有在任意界面位置处，因此，即低燃速对高燃速没有影响，因此界面干涉求解过程中仅需计算高燃速装药燃烧对低燃速的影响。采用本发明提出的固体火箭发动机分段双燃速装药燃面确定方法分别对低燃速装药的虚拟初始燃面进行计算，并与低燃速初始燃面进行叠加后，得到的不同时刻装药构型如图17至24所示。图中结果表明，在高低燃速比值不变的假设下，本发明方法能够对高、低燃速的界面干涉情况进行精确的处理，得到的低燃速装药和高燃速装药在满足平行曾推移的同时，也满足装药界面处始终连续的实际燃烧情况，在高燃速装药燃尽之前，低燃速装药燃烧的任意厚度对应的高燃速装药界面位置均能实现较好的匹配，验证了本发明方法在等截面处不同燃速界面干涉情况处理以及燃面计算的效果。通过界面处理，可实现燃面计算解耦，从而通过高、低燃速装药各自燃面计算完成双燃速装药燃面计算。本实施例得到的高、低燃速装药燃面曲线如图25和26所示。
[0047]
实施例5：本实施例中，给定的发动机初始装药立体构型如图3所示，高、低燃速分界面处于变截面翼槽段，z=0.9，高、低燃速装药的燃速比λ=2。
[0048]
界面处于变截面翼槽段的情况下，同样也不存在解析解可供参考，仅可通过界面处高、低燃速的燃烧过程是否连续作为界面干涉情况处理能力的验证。不同于高、低燃速装药界面处等截面处的情况，在该本实施例条件下，不存在任意界面位置处的条件，因此需要根据二者的比值判断装药干涉情况，根据高低燃速对应的初始燃面得到的、图像如图27所示，图中显示与云图相差较小，计算得到的所有节点处也均有，因此界面干涉处理仅需处理高燃速对低燃速的影响，低燃速对高燃速没有影响，无需处理。
[0049]
采用本发明方法对本实施例进行界面处理后，在高、低燃速装药部分分别进行燃面计算，通过界面处的连续性来验证本发明方法的有效性，在高低燃速之比为定值2的条件下，采用本方法得到的燃烧过程中装药构型变化如图28到35所示，图中结果显示，在高燃速装药燃尽之前，高低燃速界面可以实现自然过渡，表明本发明方法能够自然处理不同燃速界面，得到的不同时刻高低燃速界面处装药连续性得到了保持，验证了本发明方法的可行性。
[0050]
采用本发明方法将高、低燃速燃面计算解耦后，得到的高、低燃速装药燃面曲线分别如图36和37所示，根据图中燃面曲线即可带入内弹道计算等后续仿真步骤进行发动机性能仿真计算。
[0051]
通过实施例2、3和4可得，在大部分情况下，低燃速装药的燃烧不会对高燃速装药产生影响，因此在实际使用过程中，可通过装药界面上，作为干涉判据，若满足该干涉判据，表明低燃速对高燃速没有影响，高燃速部分无需进行其他计算，可直接按初
始装药进行计算得到燃面曲线，反之，则需要对二者的干涉分别进行计算。
[0052]
在本发明一实施例中，提供一种固体火箭发动机分段双燃速装药燃面确定系统，包括：输入模块，输入给定的发动机初始装药立体构型及其高、低燃速分界面轴向位置z；网格划分模块，用于将包含整个发动机初始装药立体构型的立方体进行网格划分，确定各网格的属性，如果网格中只包含初始装药立体构型，则该网格为装药节点，如果网格中没有包含初始装药立体构型即全部为空腔，则该网格为空腔节点，如果网格中同时包含初始装药立体构型和空腔，则该网格为与初始燃面相交的节点；初始燃面节点确定模块，用于根据高、低燃速分界面轴向位置，确定高、低燃速初始燃面节点集；燃面干涉判定模块，基于高、低燃速装药的燃速比以及高、低燃速分界面轴向位置处的节点到高、低燃速初始燃面点集的最小距离进行燃面干涉判定；初始燃面节点集修正模块，确定高、低燃速装药的虚拟初始燃面点集，将高、低燃速装药的虚拟初始燃面点集分别与高、低燃速的初始燃面节点集进行叠加，形成修正后的高、低燃速的初始燃面节点集；燃面确定模块，基于修正后的高、低燃速的初始燃面节点集，采用最小距离函数法进行燃面计算，分别得到高、低燃速装药燃面变化规律。
[0053]
关于上述各组成模块的实现方式在前面固体火箭发动机分段双燃速装药燃面确定方法中已描述清楚，在此不在赘述。
[0054]
在一个实施例中，提供了一种计算机设备，该计算机设备可以是服务器。该计算机设备包括通过系统总线连接的处理器、存储器、网络接口和数据库。其中，该计算机设备的处理器用于提供计算和控制能力。该计算机设备的存储器包括非易失性存储介质、内存储器。该非易失性存储介质存储有操作系统、计算机程序和数据库。该内存储器为非易失性存储介质中的操作系统和计算机程序的运行提供环境。该计算机设备的数据库用于存储样本数据。该计算机设备的网络接口用于与外部的终端通过网络连接通信。该计算机程序被处理器执行时以实现一种固体火箭发动机分段双燃速装药燃面确定方法。
[0055]
在一个实施例中，提供了一种计算机设备，包括存储器和处理器，该存储器存储有计算机程序，该处理器执行计算机程序时实现上述实施例中固体火箭发动机分段双燃速装药燃面确定方法的步骤。
[0056]
在一个实施例中，提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现上述实施例中固体火箭发动机分段双燃速装药燃面确定方法的步骤。
[0057]
本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的计算机程序可存储于一非易失性计算机可读取存储介质中，该计算机程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，本申请所提供的各实施例中所使用的对存储器、存储、数据库或其它介质的任何引用，均可包括非易失性和/或易失性存储器。非易失性存储器可包括只读存储器（rom）、可编程rom（prom）、电可编程rom（eprom）、电可擦除可编程rom（eeprom）或闪存。易失性存储器可包括随机存取存储器（ram）或者外部高速缓冲存储器。作为说明而非局限，ram以多种形式可得，
诸如静态ram（sram）、动态ram（dram）、同步dram（sdram）、双数据率sdram（ddrsdram）、增强型sdram（esdram）、同步链路（synchlink） dram（sldram）、存储器总线（rambus）直接ram（rdram）、直接存储器总线动态ram（drdram）、以及存储器总线动态ram（rdram）等。
[0058]
以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
[0059]
以上所述实施例仅表达了本申请的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。因此，本申请专利的保护范围应以所附权利要求为准。