固体火箭发动机内弹道性能的预估方法与装置

1.本发明涉及航空宇航推进技术领域，尤其涉及一种固体火箭发动机内弹道性能的预估方法与装置。


背景技术：

2.固体火箭发动机因为其可靠性、经济性和设计方便性被广泛引用于各种军用、民用的航天器中，其工作性能可以在发动机的推进速度、工作状态、输出功率中得到体现，从而对整个飞行器的战略用途和使用寿命产生影响。固体推进剂作为火箭发动机的能量来源，在发动机中燃烧并产生高温高压的燃气，燃气经过喷管后以高速喷出，根据作用力和反作用力原则，使整个飞行器获得向前的动量，达到预定速度或轨迹。而随着火箭发动机技术的不断发展，人们固体推进剂的性能的要求也愈加多样复杂，主要包括了以下几点：能量特性要高、力学性能要好、燃烧产物环保、物理化学稳定性强等等。
3.作为衡量推进剂燃烧性能的重要技术指标，固体推进剂的燃烧性能参数在其研制和生产时已经测定。为了保证发动机的正常工作，推进剂在燃烧室内的燃烧必须是稳定的，可重现的，燃烧规律要尽可能的摆脱环境因素的影响，以让发动机能够适应各种复杂工况。不同类型的发动机需要不同燃速区间的推进剂，例如需要长时间保持工作的发动机，燃速一般低于3mm/s，而需要瞬间产生大推力的端面燃烧发动机，燃速往往高于35mm/s。
4.固体推进剂还可以通过其释放能量的规律控制火箭的飞行速度和射程，还对发动机的工作可靠性及火箭精准打击的精度有一定影响，因此，固体火箭发动机的燃烧性能是十分重要的。表征固体火箭发动机稳态燃烧的特征参数主要有燃速、压强指数、燃速系数以及温度敏感系数。例如，燃速是固体推进剂重要的性能参数之一，它对药柱的燃气生成量、火箭发动机产生的推力和为了达到预定生成量和推力应有的燃面面积等参数起着决定性的作用。在近年来，由于对大推力发动机的需要，在固体推进剂的配方的研制和生产中投入了大量新技术，如在推进剂中加入金属颗粒提高其能量特性，使用3d打印技术浇筑药柱使得燃烧更加规律等，但这也对推进剂配方的测试验证工作提出了新的要求，推进剂配方的测试结果可以对其可行性和改良产生指导作用。因此，如何提高固体推进剂的燃速测试效率是至关重要的。
5.目前常用的推进剂燃速测定方法有靶线法、水下声发射法，这两种方法都是在恒温恒压下对发动机的燃速进行测量，本身存在着一定的局限性，这是由于在发动机的正常工作状态下，燃烧室内的压强、温度时刻都在发生变化，这些都会导致推进剂燃速的改变。因此国军标中的两种方法测定的燃速与固体火箭发动机众推进剂的燃速相比仍然存在误差。固体推进剂的燃速主要受周围气体压强的影响，为了定量研究这种影响程度的大小，定义压强指数，在推进剂的配方研制中，测定推进剂的压强指数是极为关键的。国军标中给出了一个测定推进剂压强指数的方法，但是这个方法操作过程较为繁琐，需要对同一推进剂的若干压强点进行测试，一般需要重复几十次单点燃速测量，测试效率低，消耗样品较多。
6.发动机法也称缩比发动机法也可用于固体推进剂的燃速测试。它能模拟真实工况
下的测试结果，采用发动机的实际装药形式进行燃烧性能测试。这种方法得到的结果往往好于靶线法和声发射法，但由于发动机的实验成本高，难以重复性测量。在发动机中测量燃速的方法分为直接法和非直接法。直接法又可分为中断燃烧法，推进剂中携带测量头法、光学仪器观测法等；非直接发则是用发动机中得到的精确的压力时间曲线，通过质量守恒定律来测定燃速。
7.超声速法是一种通过连续测量超声脉冲在固体推进剂中的往返时间，以此来观测推进剂中燃面的推移的方法，由一定时长下的燃面推移的长度，就可计算出相应的燃速。这种方法也可应用与非稳态的燃速测试，通过对推进剂的燃速与压强响应关系，来反映推进剂的内弹道特性以及不稳定燃烧特性。
8.然而，对于固体火箭发动机内弹道性能而言，尤其是推进剂的燃速对固体火箭发动机内弹道性能，现有技术中通常使用超声速法等复杂的燃速测量方法，不仅过程复杂，而且计算效果不理想，难以精准预估固体火箭发动机内弹道性能。
9.针对上述的问题，尚未提出有效地解决方案。


技术实现要素：

10.本发明实施例提供了一种固体火箭发动机内弹道性能的预估方法与装置，以至少解决相关技术中固体火箭发动机内弹道性能预估的过程复杂且计算效果不理想的技术问题。
11.根据本发明实施例的一个方面，提供了一种固体火箭发动机内弹道性能的预估方法，包括：获取固体火箭发动机的推进剂对应的压强时间曲线和燃面肉厚曲线，其中，所述固体火箭发动机具有不同喷管喉径和装药条件；获取所述固体火箭发动机的预设参数，其中，所述预设参数包括燃烧室含初始自由容积的自由容积、燃气的比热比、装药特征速度及装药密度；根据所述燃面肉厚曲线、所述预设参数和所述压强时间曲线，确定所述固体火箭发动机的推进剂对应的压强燃速曲线；对所述压强燃速曲线进行拟合处理，得到压强燃速拟合曲线；基于所述压强燃速拟合曲线，获取所述固体火箭发动机的推进剂对应的燃速关系式参数；根据所述燃面肉厚曲线、所述预设参数、所述燃速关系式参数，确定所述固体火箭发动机的推进剂对应的时间压强对比曲线。
12.可选地，根据所述燃面肉厚曲线、所述预设参数和所述压强时间曲线，确定所述固体火箭发动机的推进剂对应的压强燃速曲线，包括：根据所述燃面肉厚曲线与所述预设参数，得到所述固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的肉厚、燃面及自由容积；根据不同时刻的肉厚，计算出所述固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的燃速；根据所述压强时间曲线和不同时刻的燃速，得到所述压强燃速曲线。
13.可选地，对所述压强燃速曲线进行拟合处理，得到压强燃速拟合曲线，包括：从所述压强燃速曲线中筛选出多个待拟合线段，其中，所述待拟合线段包括拟合起始点与拟合终止点，所述拟合起始点为所述压强燃速曲线中具有明显直线特征且开始下降趋势的点，所述拟合终止点为所述压强燃速曲线中具有明显直线特征且结束下降趋势的点；对多个所述待拟合线段分别进行拟合处理，得到所述压强燃速拟合曲线。
14.可选地，所述燃速关系式参数包括以下至少之一：不同压强范围下的燃速系数和压强指数；不同喷管喉径下第一台阶压强的燃速系数和压强指数；不同喷管喉径下第二台
阶压强的燃速系数和压强指数；不同喷管喉径下第三台阶压强的燃速系数和压强指数。
15.可选地，根据所述燃面肉厚曲线、所述预设参数和所述燃速关系式参数，确定所述固体火箭发动机的推进剂对应的时间压强对比曲线，包括：根据所述燃面肉厚曲线、所述预设参数和所述燃速关系式参数，计算出所述固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的压强；根据不同时刻的压强生成所述时间压强对比曲线。
16.可选地，根据所述燃面肉厚曲线、所述预设参数和所述燃速关系式参数，计算出所述固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的压强，包括：根据所述燃面肉厚曲线、所述预设参数和所述燃速关系式参数，计算得到所述固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的生成燃气量与排出燃气量；根据不同时刻的所述生成燃气量与所述排出燃气量，计算得到所述固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的压强变化率；根据不同时刻的所述压强变化率，计算得到所述固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的压强变化量；根据不同时刻的所述压强变化量，计算得到所述固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的压强。
17.可选地，获取固体火箭发动机的推进剂对应的压强时间曲线和燃面肉厚曲线，包括：对不同喷管喉径和装药条件下的固体火箭发动机进行点火实验，得到实验数据，并将所述实验数据分别记录到第一数据表和第二数据表，其中，所述第一数据表包括不同的压强以及不同的压强对应的时间，所述第一数据表包括不同的推进剂的肉厚以及所述肉厚分别对应的燃面和自由容积；获取所述第一数据表，并基于所述第一数据表生成所述压强时间曲线；获取所述第二数据表，并基于所述第二数据表生成所述燃面肉厚曲线。
18.根据本发明实施例的另一个方面，还提供了一种固体火箭发动机内弹道性能的预估装置，包括：第一获取模块，用于获取固体火箭发动机的推进剂对应的压强时间曲线和燃面肉厚曲线，其中，所述固体火箭发动机具有不同喷管喉径和装药条件；第二获取模块，用于获取所述固体火箭发动机的预设参数，其中，所述预设参数包括燃烧室含初始自由容积的自由容积、燃气的比热比、装药特征速度及装药密度；第一确定模块，用于根据所述燃面肉厚曲线、所述预设参数和所述压强时间曲线，确定所述固体火箭发动机的推进剂对应的压强燃速曲线；拟合处理模块，用于对所述压强燃速曲线进行拟合处理，得到压强燃速拟合曲线；第三获取模块，用于基于所述压强燃速拟合曲线，获取所述固体火箭发动机的推进剂对应的燃速关系式参数；第二确定模块，用于根据所述燃面肉厚曲线、所述预设参数、所述燃速关系式参数，确定所述固体火箭发动机的推进剂对应的时间压强对比曲线。
19.根据本发明实施例的另一个方面，还提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质包括存储的程序，其中，在所述程序运行时控制所述计算机可读存储介质所在设备执行上述中任一项所述的固体火箭发动机内弹道性能的预估方法。
20.根据本发明实施例的另一个方面，还提供了一种处理器，所述处理器用于运行程序，其中，所述程序运行时执行上述中任一项所述的固体火箭发动机内弹道性能的预估方法。
21.在本发明实施例中，采用获取固体火箭发动机的推进剂对应的压强时间曲线和燃面肉厚曲线，其中，固体火箭发动机具有不同喷管喉径和装药条件；获取固体火箭发动机的预设参数，其中，预设参数包括燃烧室含初始自由容积的自由容积、燃气的比热比、装药特征速度及装药密度；根据燃面肉厚曲线、预设参数和压强时间曲线，确定固体火箭发动机的推进剂对应的压强燃速曲线；对压强燃速曲线进行拟合处理，得到压强燃速拟合曲线；基于
压强燃速拟合曲线，获取固体火箭发动机的推进剂对应的燃速关系式参数；根据燃面肉厚曲线、预设参数、燃速关系式参数，确定固体火箭发动机的推进剂对应的时间压强对比曲线。也就是说，本发明实施例不需要使用超声速法等复杂的燃速测量方法，而是通过对不同装药条件下不同喉径的固体火箭发动机进行点火实验，并对试验数据进行分析，得到推进剂在不同压强范围内的燃速关系式参数，然后利用燃面肉厚曲线、预设参数、燃速关系式参数，计算得到固体火箭发动机的推进剂对应的时间压强对比曲线，该时间压强对比曲线可以反映出固体火箭发动机内弹道性能，从而对固体火箭发动机内弹道性能进行预估，进而解决了相关技术中固体火箭发动机内弹道性能预估的过程复杂且计算效果不理想的技术问题，达到了提高固体火箭发动机内弹道性能预估的精准度的技术效果。
附图说明
22.此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本技术的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
23.图1为本发明实施例提供的固体火箭发动机内弹道性能的预估方法的流程图；
24.图2为本发明可选实施例提供的11.5喷管喉径下的压强时间曲线的示意图；
25.图3为本发明可选实施例提供的11.5喷管喉径下的压强燃速曲线的示意图；
26.图4为本发明可选实施例提供的11.5喷管喉径下的压强燃速拟合曲线的示意图；
27.图5为本发明可选实施例提供的从燃面肉厚曲线中选取特征点的示意图；
28.图6为本发明可选实施例提供的计算所得的压强时间对比曲线的示意图；
29.图7为本发明实施例提供的固体火箭发动机内弹道性能的预估装置的示意图。
具体实施方式
30.为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。
31.需要说明的是，本发明的说明书和权利要求书及附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别不同对象，而不是用于限定特定顺序。
32.根据本发明实施例的一个方面，提供了一种固体火箭发动机内弹道性能的预估方法，需要说明的是，在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行，并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。
33.图1为本发明实施例提供的固体火箭发动机内弹道性能的预估方法的流程图，如图1所示，该方法包括如下步骤：
34.步骤s102，获取固体火箭发动机的推进剂对应的压强时间曲线和燃面肉厚曲线，其中，固体火箭发动机具有不同喷管喉径和装药条件；
35.在一种可选的实施方式中，获取固体火箭发动机的推进剂对应的压强时间曲线和燃面肉厚曲线，包括：对不同喷管喉径和装药条件下的固体火箭发动机进行点火实验，得到
实验数据，并将实验数据分别记录到第一数据表和第二数据表，其中，第一数据表包括不同的压强以及不同的压强对应的时间，第一数据表包括不同的推进剂的肉厚以及肉厚分别对应的燃面和自由容积；获取第一数据表，并基于第一数据表生成压强时间曲线；获取第二数据表，并基于第二数据表生成燃面肉厚曲线。
36.步骤s104，获取固体火箭发动机的预设参数，其中，该预设参数包括但不限于燃烧室含初始自由容积的自由容积、燃气的比热比、装药特征速度及装药密度；
37.步骤s106，根据燃面肉厚曲线、预设参数和压强时间曲线，确定固体火箭发动机的推进剂对应的压强燃速曲线；
38.步骤s108，对压强燃速曲线进行拟合处理，得到压强燃速拟合曲线；
39.步骤s110，基于压强燃速拟合曲线，获取固体火箭发动机的推进剂对应的燃速关系式参数；上述燃速关系式参数为关于燃速公式的维耶里公式系数，具体可以包括燃速系数和压强指数。
40.可选地，上述燃速关系式参数包括但不限于不同压强范围下的燃速系数和压强指数；不同喷管喉径下第一台阶压强的燃速系数和压强指数；不同喷管喉径下第二台阶压强的燃速系数和压强指数；不同喷管喉径下第三台阶压强的燃速系数和压强指数。
41.步骤s112，根据燃面肉厚曲线、预设参数、燃速关系式参数，确定固体火箭发动机的推进剂对应的时间压强对比曲线。
42.需要说明的是，基于零维内弹道微分方程使用不同喷管喉径和装药条件下固体火箭发动机高压瞬变动态燃速的燃速系数和压强指数实现固体火箭发动机内弹道性能的预估，其适用性较广，能够对不同的推进剂种类、不同装药形状均可以实现燃速的动态辨识以及固体火箭发动机内弹道性能的预估。
43.在本发明实施例中，采用获取固体火箭发动机的推进剂对应的压强时间曲线和燃面肉厚曲线，其中，固体火箭发动机具有不同喷管喉径和装药条件；获取固体火箭发动机的预设参数，其中，预设参数包括燃烧室含初始自由容积的自由容积、燃气的比热比、装药特征速度及装药密度；根据燃面肉厚曲线、预设参数和压强时间曲线，确定固体火箭发动机的推进剂对应的压强燃速曲线；对压强燃速曲线进行拟合处理，得到压强燃速拟合曲线；基于压强燃速拟合曲线，获取固体火箭发动机的推进剂对应的燃速关系式参数；根据燃面肉厚曲线、预设参数、燃速关系式参数，确定固体火箭发动机的推进剂对应的时间压强对比曲线。也就是说，本发明实施例不需要使用超声速法等复杂的燃速测量方法，而是通过对不同装药条件下不同喉径的固体火箭发动机进行点火实验，并对试验数据进行分析，得到推进剂在不同压强范围内的燃速关系式参数，然后利用燃面肉厚曲线、预设参数、燃速关系式参数，计算得到固体火箭发动机的推进剂对应的时间压强对比曲线，该时间压强对比曲线可以反映出固体火箭发动机内弹道性能，从而对固体火箭发动机内弹道性能进行预估，进而解决了相关技术中固体火箭发动机内弹道性能预估的过程复杂且计算效果不理想的技术问题，达到了提高固体火箭发动机内弹道性能预估的精准度的技术效果。
44.在一种可选的实施方式中，根据燃面肉厚曲线、预设参数和压强时间曲线，确定固体火箭发动机的推进剂对应的压强燃速曲线，包括：根据燃面肉厚曲线与预设参数，得到固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的肉厚、燃面及自由容积；根据不同时刻的肉厚，计算出固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的燃速；根据压强时间曲线和不同时刻的燃速，得到
压强燃速曲线。
45.在本发明的上述实施方式中，可以利用燃面肉厚曲线与预设参数，计算出固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的肉厚、燃面及自由容积，并利用不同时刻的肉厚，计算出固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的燃速，从而根据压强时间曲线中不同时刻的压强和不同时刻的燃速，准确地得到固体火箭发动机的推进剂对应的压强燃速曲线。
46.在一种可选的实施方式中，对压强燃速曲线进行拟合处理，得到压强燃速拟合曲线，包括：从压强燃速曲线中筛选出多个待拟合线段，其中，待拟合线段包括拟合起始点与拟合终止点，拟合起始点为压强燃速曲线中具有明显直线特征且开始下降趋势的点，拟合终止点为压强燃速曲线中具有明显直线特征且结束下降趋势的点；对多个待拟合线段分别进行拟合处理，得到压强燃速拟合曲线。
47.在本发明的上述实施方式中，通过对从压强燃速曲线中筛选出多个待拟合线段分别进行拟合处理，从而准确地拟合出压强燃速拟合曲线。
48.在一种可选的实施方式中，根据燃面肉厚曲线、预设参数和燃速关系式参数，确定固体火箭发动机的推进剂对应的时间压强对比曲线，包括：根据燃面肉厚曲线、预设参数和燃速关系式参数，计算出固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的压强；根据不同时刻的压强生成时间压强对比曲线。
49.在本发明的上述实施方式中，可以利用燃面肉厚曲线、预设参数和燃速关系式参数，计算出固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的压强，并利用不同时刻的压强生成时间压强对比曲线。
50.在一种可选的实施方式中，根据燃面肉厚曲线、预设参数和燃速关系式参数，计算出固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的压强，包括：根据燃面肉厚曲线、预设参数和燃速关系式参数，计算得到固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的生成燃气量与排出燃气量；根据不同时刻的生成燃气量与排出燃气量，计算得到固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的压强变化率；根据不同时刻的压强变化率，计算得到固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的压强变化量；根据不同时刻的压强变化量，计算得到固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的压强。
51.在本发明的上述实施方式中，为了更加准确地计算出固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的压强，需要通过燃面肉厚曲线、预设参数和燃速关系式参数，计算出固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的生成燃气量与排出燃气量，然后再根据不同时刻的生成燃气量与排出燃气量，计算出固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的压强变化率，再利用不同时刻的压强变化率，计算出固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的压强变化量，最后利用根据不同时刻的压强变化量，依次计算出固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的压强。
52.需要说明的是，根据质量守恒定律，燃烧室内的燃气质量mg随时间的变化率应等于燃烧室内燃气生成率与从喷管排出的燃气质量流率之差，即：
[0053][0054]
由
[0055][0056]
其中，即为燃烧室中的燃速，χrt0为考虑了热损失系数的火药力；p0为喷管中的滞止压强或喷管入口处的总压。
[0057]
燃烧室中的燃气质量mg为：
[0058]
mg＝ρvg[0059]
其中，ρ为燃气的平均密度；vg为燃气所占的体积，称为燃烧室的自由容积，将mg＝ρvg进行微分：
[0060][0061]
表示在单位时间内由于燃烧室自由容积的增大二填充的燃气质量，称为燃气填充量。实际上，自由容积的增大量就等于推进剂烧去的体积：
[0062][0063][0064]
表示在单位时间内由于燃气密度改变所需要的燃气质量，若在推进剂燃烧期间，燃气温度t0为常数，理想气体组分和气体常数不变，热损失修正系数视为常数，则：
[0065][0066]
将带入中，可得：
[0067][0068]
又因
[0069]
γ2*c
*2
＝χrt0[0070]
其中，k定义为燃气的比热比。
[0071]
若不考虑侵蚀燃烧及热损失修正系数，可得到零维内弹道的微分方程的简化形式：
[0072][0073]
上述方程也可改写为以下形式：
[0074]
[0075]
结合燃速关系式：
[0076][0077]
再由
[0078]ab
·
de＝dv
[0079][0080]
若采样时间t为一个均匀的时间间隔，如本次计算中，压强曲线的测量间隔为t＝0.0005s。
[0081]
则将一维内弹道微分方程化为：
[0082][0083]
其中，各时间对应压强已知，时间间隔已知，喉部面积等值为常数，就会变成一个关于自由容积的一元一次方程，由燃烧室的装配图，可计算出初始自由容积，使用燃烧室得初始自由容积v1＝0.0001，接着可由算得下一个时间点对应的自由容积v2，再把v2作为v1带入上式，可算得下一个点的自由容积，以此类推。
[0084]
求得自由容积后，运用插值法，将自由容积的数据插入原有的自由容积表中，即可算得每一个自由容积对应的肉厚，再将其对时间进行求导，即可求得各个喉径对应的燃速。
[0085]
由结合维耶里公式(即燃速关系式)，有
[0086][0087]
其中，维耶里公式定义了燃速，而燃速又是时间与肉厚的函数，因此，只要获取上一时间段内的燃速，也就可以计算这段时间烧去的肉厚，再通过肉厚与燃面和自由容积的几何关系，用插值法就可计算下一时刻时的燃面及自由容积，具体流程如下：
[0088]
r＝apn[0089][0090]
e1＝e0+de
[0091][0092][0093]
则每一步的未知量只有p2，此方程可解。
[0094]
需要说明的是，vg为燃烧室自由容积，e为装药已经烧去的肉厚，ab为药柱燃面面积，p为燃烧室压强，t为计算步长，即相邻两个压强点的时间间隔，ρ为装药密度，a为维耶里公式中的燃速系数，n为压强指数，c
*
为装药特征速度，a
t
为喷管喉部面积。
[0095]
下面以喷管喉径是11.5为例，对本本发明进行详细说明。
[0096]
本次计算所用推进剂(又称为药柱)为一种含高能金属粒子的改性双基推进剂，为台阶药装药，由于该药型燃速受压强影响明显，在不同压强区间具有不同的燃速系数及压
强指数，故可采用质量流率法对其燃速进行计算，并通过非线性拟合对其不同压强区间的压强系数进行求解。
[0097]
进一步地，采用matlab进行编程计算，其实现代码如下：
[0098][0099]
[0100]
[0101][0102]
图2为本发明可选实施例提供的11.5喷管喉径下的压强时间曲线的示意图，如图2所示，压强随着时间的推移呈台阶式变化。
[0103]
图3为本发明可选实施例提供的11.5喷管喉径下的压强燃速曲线的示意图，如图3所示，燃速随着压强的增加而不断变化，从燃速的变化趋势可以看出，会出现相对平稳的阶段，也会出现起伏不定的阶段，而压强燃速曲线中具有明显直线特征且开始下降趋势的点和压强燃速曲线中具有明显直线特征且结束下降趋势的点构成的线段就是拟合处理的对象，拟合处理的对象包括但不限于压强燃速曲线中的第一台阶压强、第二台阶压强以及第三台阶压强。
[0104]
图4为本发明可选实施例提供的11.5喷管喉径下的压强燃速拟合曲线的示意图，如图4所示，*代表拟合结果，线段代表原始曲线，拟合得a＝0.004587，n＝0.4946。此外，对不同喷管喉径不同压强范围的压强时间曲线进行计算后，可发现在相同压强区间下，各喷管喉径对应的燃速基本一致，再对所得的各喷管喉径各压强范围的压强时间曲线进行处理，最终整理得到的不同压强范围下的燃速系数和压强指数，如表1所示：
[0105]
表1不同压强范围下的燃速系数和压强指数
[0106]
压强范围燃速系数压强指数3.93232-5.094870.004250.562355.33111-6.729260.00530.455066.86937-8.07940.004520.501378.35529-9.356910.008760.1938810.17648-11.2460.009490.1558411.76144-13.096790.007340.2721414.4-17.088280.003680.5480323.32915-26.95430.001610.856580-1140.00026741.277
[0107]
若按各喷管喉径及各台阶压强，分别可计算得到不同喷管喉径下第一台阶压强的燃速系数和压强指数，不同喷管喉径下第二台阶压强的燃速系数和压强指数以及不同喷管喉径下第三台阶压强的燃速系数和压强指数，具体如表2、3和4所示：
[0108]
表2不同喷管喉径下第一台阶压强的燃速系数和压强指数
[0109]
喷管喉径燃速系数压强指数11.50.009490.1558410.980.007340.2721410.450.003680.54803
10.150.001610.85659.50.00026741.277
[0110]
表3不同喷管喉径下第二台阶压强的燃速系数和压强指数
[0111]
喷管喉径燃速系数压强指数11.50.004520.5013710.980.008760.1938810.450.008820.1897810.150.006840.305429.50.002010.7848
[0112]
表4不同喷管喉径下第三台阶压强的燃速系数和压强指数
[0113]
喷管喉径燃速系数压强指数11.50.004250.5623510.980.00530.4550610.450.005680.4034210.150.006370.354689.50.007440.25753
[0114]
进一步地，由上面给出的各喉径各台阶的燃速系数和压强指数，若给出任意喉径，运用插值法如下：
[0115][0116][0117]
即可计算出任意喉径下推进剂的燃速系数及压强指数。
[0118]
再使用即可计算得到压强，并绘制时间压强对比曲线，其实现代码如下：
[0119]
[0120]
[0121][0122]
图5为本发明可选实施例提供的从燃面肉厚曲线中选取特征点的示意图，如图5所示，在程序运行后，需要先选择2个该台阶药的台阶结束点，即特征点(x，y)；可选地，第一个特征点为x1＝0.00351，y1＝0.0247013；第二个特征点为x2＝0.00603，y2＝0.0189892。
[0123]
图6为本发明可选实施例提供的计算所得的压强时间对比曲线的示意图，如图6所示，在选择特征点完毕后，计算机会自动计算得到该喷管喉径下一定燃面肉厚关系的压强时间对比曲线，并与压强时间曲线进行对比，可知计算所得压强时间对比曲线与压强时间曲线基本一致，证明该方法具有一定的实用性。该压强时间对比曲线为11.5喷管喉径下的计算曲线，也可将喷管喉径改为10.15至11.5之间的任意值，都可得到较好效果。
[0124]
根据本发明实施例的另一个方面，还提供了一种固体火箭发动机内弹道性能的预估装置，图7为本发明实施例提供的固体火箭发动机内弹道性能的预估装置的示意图，如图7所示，该固体火箭发动机内弹道性能的预估装置包括：第一获取模块702、第二获取模块704、第一确定模块706、拟合处理模块708、第三获取模块710和第二确定模块712。下面对该固体火箭发动机内弹道性能的预估装置进行详细说明。
[0125]
第一获取模块702，用于获取固体火箭发动机的推进剂对应的压强时间曲线和燃面肉厚曲线，其中，固体火箭发动机具有不同喷管喉径和装药条件；
[0126]
第二获取模块704，连接至上述第一获取模块702，用于获取固体火箭发动机的预设参数，其中，该预设参数包括但不限于燃烧室含初始自由容积的自由容积、燃气的比热比、装药特征速度及装药密度；
[0127]
第一确定模块706，连接至上述第二获取模块704，用于根据燃面肉厚曲线、预设参数和压强时间曲线，确定固体火箭发动机的推进剂对应的压强燃速曲线；
[0128]
拟合处理模块708，连接至上述第一确定模块706，用于对压强燃速曲线进行拟合处理，得到压强燃速拟合曲线；
[0129]
第三获取模块710，连接至上述拟合处理模块708，用于基于压强燃速拟合曲线，获取固体火箭发动机的推进剂对应的燃速关系式参数；
[0130]
第二确定模块712，连接至上述第三获取模块710，用于根据燃面肉厚曲线、预设参数、燃速关系式参数，确定固体火箭发动机的推进剂对应的时间压强对比曲线。
[0131]
此处需要说明的是，上述第一获取模块702、第二获取模块704、第一确定模块706、拟合处理模块708、第三获取模块710和第二确定模块712对应于方法实施例中的步骤s102至s112，上述模块与对应的步骤所实现的示例和应用场景相同，但不限于上述方法实施例
所公开的内容。
[0132]
在本发明实施例中，该固体火箭发动机内弹道性能的预估装置能够获取固体火箭发动机的推进剂对应的压强时间曲线和燃面肉厚曲线，其中，固体火箭发动机具有不同喷管喉径和装药条件；获取固体火箭发动机的预设参数，其中，预设参数包括燃烧室含初始自由容积的自由容积、燃气的比热比、装药特征速度及装药密度；根据燃面肉厚曲线、预设参数和压强时间曲线，确定固体火箭发动机的推进剂对应的压强燃速曲线；对压强燃速曲线进行拟合处理，得到压强燃速拟合曲线；基于压强燃速拟合曲线，获取固体火箭发动机的推进剂对应的燃速关系式参数；根据燃面肉厚曲线、预设参数、燃速关系式参数，确定固体火箭发动机的推进剂对应的时间压强对比曲线。也就是说，本发明实施例不需要使用超声速法等复杂的燃速测量方法，而是通过对不同装药条件下不同喉径的固体火箭发动机进行点火实验，并对试验数据进行分析，得到推进剂在不同压强范围内的燃速关系式参数，然后利用燃面肉厚曲线、预设参数、燃速关系式参数，计算得到固体火箭发动机的推进剂对应的时间压强对比曲线，该时间压强对比曲线可以反映出固体火箭发动机内弹道性能，从而对固体火箭发动机内弹道性能进行预估，进而解决了相关技术中固体火箭发动机内弹道性能预估的过程复杂且计算效果不理想的技术问题，达到了提高固体火箭发动机内弹道性能预估的精准度的技术效果。
[0133]
在一种可选的实施方式中，上述第一确定模块706包括：第一计算单元，用于根据燃面肉厚曲线与预设参数，得到固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的肉厚、燃面及自由容积；第二计算单元，用于根据不同时刻的肉厚，计算出固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的燃速；第一处理单元，用于根据压强时间曲线和不同时刻的燃速，得到压强燃速曲线。
[0134]
在一种可选的实施方式中，上述拟合处理模块708包括：筛选单元，用于从压强燃速曲线中筛选出多个待拟合线段，其中，待拟合线段包括拟合起始点与拟合终止点，拟合起始点为压强燃速曲线中具有明显直线特征且开始下降趋势的点，拟合终止点为压强燃速曲线中具有明显直线特征且结束下降趋势的点；拟合处理单元，用于对多个待拟合线段分别进行拟合处理，得到压强燃速拟合曲线。
[0135]
在一种可选的实施方式中，上述燃速关系式参数包括以下至少之一：不同压强范围下的燃速系数和压强指数；不同喷管喉径下第一台阶压强的燃速系数和压强指数；不同喷管喉径下第二台阶压强的燃速系数和压强指数；不同喷管喉径下第三台阶压强的燃速系数和压强指数。
[0136]
在一种可选的实施方式中，上述第二确定模块712包括：第三计算单元，用于根据燃面肉厚曲线、预设参数和燃速关系式参数，计算出固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的压强；生成单元，用于根据不同时刻的压强生成时间压强对比曲线。
[0137]
在一种可选的实施方式中，上述第三计算单元包括：第一计算子单元，用于根据燃面肉厚曲线、预设参数和燃速关系式参数，计算得到固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的生成燃气量与排出燃气量；第二计算子单元，用于根据不同时刻的生成燃气量与排出燃气量，计算得到固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的压强变化率；第三计算子单元，用于根据不同时刻的压强变化率，计算得到固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的压强变化量；第四计算子单元，用于根据不同时刻的压强变化量，计算得到固体火箭发动机的推进剂在不同时刻的压强。
[0138]
在一种可选的实施方式中，上述第一获取模块702包括：第二处理单元，用于对不同喷管喉径和装药条件下的固体火箭发动机进行点火实验，得到实验数据，并将实验数据分别记录到第一数据表和第二数据表，其中，第一数据表包括不同的压强以及不同的压强对应的时间，第一数据表包括不同的推进剂的肉厚以及肉厚分别对应的燃面和自由容积；第三处理单元，用于获取第一数据表，并基于第一数据表生成压强时间曲线；第四处理单元，用于获取第二数据表，并基于第二数据表生成燃面肉厚曲线。
[0139]
根据本发明实施例的另一个方面，还提供了一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质包括存储的程序，其中，在程序运行时控制计算机可读存储介质所在设备执行上述中任一项的固体火箭发动机内弹道性能的预估方法。
[0140]
根据本发明实施例的另一个方面，还提供了一种处理器，处理器用于运行程序，其中，程序运行时执行上述中任一项的固体火箭发动机内弹道性能的预估方法。
[0141]
以上所述，仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。