[发明专利]确定固体火箭发动机推力线的方法、系统、终端及介质

说明书

本申请实施例提供一种确定固体火箭发动机推力线的方法、系统、终端及介质，涉及航天飞行器动力总体设计技术。其中，所述方法包括：获取固体火箭发动机的工作时间，获取所述固体火箭发动机的烧蚀率；根据所述固体火箭发动机的工作时间及烧蚀率确定所述固体火箭发动机的动态推力线的横移量。

技术领域

本申请涉及航天飞行器动力总体设计技术，尤其是涉及一种确定固体火箭发动机推力线的方法、系统、终端及介质，可用于确定固体航天飞行器发动机推力线偏斜和横移。

背景技术

当前，国内外商业航天产业呈现出高效、快速的发展局面，而实现火箭模块化、产品化和系列化以及低成本进入空间是商业运载火箭发展的核心要素。为适应商业发展需求，固体火箭发动机采用固定喷管，总体方案控制执行机构简化，在现有控制手段模式下控制力设计余量相较传统航天器大幅减小，这就导致控制系统对于偏差量的精细化设计需求迫切，对于有多台固体火箭发动机的火箭来说，固体发动机推力线偏斜和横移又是控制偏差量的主要来源，因此，如何精确地获取固体火箭发动机动态推力线的偏差情况成为亟待解决的问题。

发明内容

为了解决上述技术缺陷之一，本申请实施例中提供了一种确定固态火箭发动机动态推力线的方法、系统、终端及介质。

本申请第一方面实施例提供一种确定固体火箭发动机推力线的方法，包括：

获取固体火箭发动机的工作时间，获取所述固体火箭发动机的烧蚀率；其中，根据预先获取的喉衬烧蚀数据确定平均烧蚀率及基于所述平均烧蚀率的烧蚀均方差，根据所述平均烧蚀率及烧蚀均方差确定所述固体火箭发动机的烧蚀率，根据所述平均烧蚀率及烧蚀均方差确定所述固体火箭发动机的最大烧蚀率及最小烧蚀率；

根据所述固体火箭发动机的工作时间及最大烧蚀率确定喉颈最大半径；

根据所述固体火箭发动机的工作时间及最小烧蚀率确定喉颈最小半径；

根据所述喉颈最大半径与喉颈最小半径确定所述固体火箭发动机的动态推力线的横移量。

本申请第二方面实施例提供一种确定固体火箭发动机推力线的系统，包括：

获取单元，用于获取固体火箭发动机的工作时间，获取所述固体火箭发动机的烧蚀率；其中，根据预先获取的喉衬烧蚀数据确定平均烧蚀率及基于所述平均烧蚀率的烧蚀均方差，根据所述平均烧蚀率及烧蚀均方差确定所述固体火箭发动机的烧蚀率，根据所述平均烧蚀率及烧蚀均方差确定所述固体火箭发动机的最大烧蚀率及最小烧蚀率；

确定单元，用于根据所述固体火箭发动机的工作时间及最大烧蚀率确定喉颈最大半径；根据所述固体火箭发动机的工作时间及最小烧蚀率确定喉颈最小半径；根据所述喉颈最大半径与喉颈最小半径确定所述固体火箭发动机的动态推力线的横移量。

本申请实施例第三方面提供一种终端，包括：

存储器；

处理器；以及

计算机程序；

其中，所述计算机程序存储在所述存储器中，并被配置为由所述处理器执行以实现如前述所述的方法。

本申请实施例第四方面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如前述所述的方法。

本申请实施例提供一种确定固体火箭发动机推力线的方法、系统、终端及介质，能够精确地确定固体航天飞行器发动机动态推力线横移量，进一步还能够精确确定动态推力线的偏斜角，具有良好的通用性和普适性，为固体火箭控制系统的设计提供可靠的技术支持。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：