CN115600050B - 一种火箭芯级间推冲气缸的充气量确定方法、装置及设备 - Google Patents
一种火箭芯级间推冲气缸的充气量确定方法、装置及设备 Download PDFInfo
- Publication number
- CN115600050B CN115600050B CN202211592495.2A CN202211592495A CN115600050B CN 115600050 B CN115600050 B CN 115600050B CN 202211592495 A CN202211592495 A CN 202211592495A CN 115600050 B CN115600050 B CN 115600050B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- thrust
- preset
- target
- determining
- stroke
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 45
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 11
- 238000012545 processing Methods 0.000 claims description 4
- 238000004590 computer program Methods 0.000 claims description 3
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 15
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 4
- 230000009471 action Effects 0.000 description 3
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 3
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 3
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 2
- 238000000354 decomposition reaction Methods 0.000 description 2
- 230000006870 function Effects 0.000 description 2
- 230000006798 recombination Effects 0.000 description 2
- 238000005215 recombination Methods 0.000 description 2
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000003139 buffering effect Effects 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F17/00—Digital computing or data processing equipment or methods, specially adapted for specific functions
- G06F17/10—Complex mathematical operations
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Mathematical Physics (AREA)
- Theoretical Computer Science (AREA)
- Data Mining & Analysis (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Pure & Applied Mathematics (AREA)
- Mathematical Optimization (AREA)
- Algebra (AREA)
- Computational Mathematics (AREA)
- Databases & Information Systems (AREA)
- Software Systems (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Mathematical Analysis (AREA)
- Management, Administration, Business Operations System, And Electronic Commerce (AREA)
- Measuring Fluid Pressure (AREA)
Abstract
本发明提供一种火箭芯级间推冲气缸的充气量确定方法、装置及设备，所述方法包括：获取推冲气缸的预设初始压力；将所述预设初始压力和所述推冲气缸的内径值输入预设关系模型，确定目标初始体积和目标推冲行程；所述预设关系模型是根据所述预设初始压力、所述内径值、所述目标初始体积以及目标推冲行程之间的预设关系式得到的；按照所述目标初始体积和目标推冲行程，确定所述推冲气缸的充气量；本发明的方案实现了对充气量的准确判断。
Description
技术领域
本发明涉及火箭技术领域，特别是一种火箭芯级间推冲气缸的充气量确定方法、装置及设备。
背景技术
中大型运载火箭一般由多个子级组成，中大型运载火箭需相互分离的前后子级间设置有级间段，为确保前后子级之间的可靠分离，通常需要在火箭级间段内设置专用的高压贮气瓶以及分离气缸，在前后子级需要分离时，通过高压贮气瓶给分离气缸充气，分离气缸在高压气体作用下驱动前子级与后子级分离；
但是目前通过分离气缸实现中大型运载火箭的前子级和后子级的分离过程，无法确定分离气缸中准确的充气量。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种火箭芯级间推冲气缸的充气量确定方法、装置及设备，解决了无法准确地确定充气量的问题。
为解决上述技术问题，本发明的技术方案如下：
一种火箭芯级间推冲气缸的充气量确定方法，推冲气缸设置在第一芯级和第二芯级之间，包括：
获取推冲气缸的预设初始压力；
将所述预设初始压力和所述推冲气缸的内径值输入预设关系模型，确定目标初始体积和目标推冲行程；所述预设关系模型是根据所述预设初始压力、所述内径值、所述目标初始体积以及目标推冲行程之间的预设关系式得到的；
按照所述目标初始体积和目标推冲行程，确定所述推冲气缸的充气量。
可选的，所述预设关系式为：
其中，为预设初始压力，为初始体积，为推冲行程，为所述推冲气缸的内径值，为预设目标做功值。
可选的，所述预设目标做功值是根据推冲时刻的所述第一芯级和所述第二芯级的速度以及质量得到的。
可选的，根据推冲时刻的所述第一芯级和第二芯级的速度以及质量，得到做功值，包括：
通过公式，确定做功值；
其中，为做功值，为推冲时刻的所述第一芯级的质量，为推冲时刻的所述第二芯级的质量，为推冲时刻的所述第一芯级的第一速度，为推冲时刻的所述第二芯级的第二速度。
可选的，根据所述预设初始压力、所述内径值、所述目标初始体积以及目标推冲行程之间的预设关系式，得到所述预设关系模型，包括：
获取所述推冲气缸的目标做功值；
基于所述预设关系式，根据所述预设初始压力、所述内径值以及预设的目标做功值，确定所述初始体积和推冲行程之间的预设关系模型。
可选的，将所述预设初始压力和所述推冲气缸的内径值输入预设关系模型，确定目标初始体积和目标推冲行程，包括：
根据所述预设关系模型，在坐标系中确定所述初始体积和推冲行程之间的关系曲线；
在所述关系曲线中，确定最靠近所述坐标系原点且均为正数的目标点，将所述目标点对应的初始体积作为目标初始体积，所述目标点对应的推冲行程作为目标推冲行程。
可选的，按照所述目标初始体积和目标推冲行程，确定所述推冲气缸的充气量，包括：
通过所述目标初始体积和目标推冲行程，确定充气时间；
根据所述充气时间以及所述推冲气缸的预设充气速率，确定所述推冲气缸的充气量。
本发明还提供一种火箭芯级间推冲气缸的充气量确定装置，包括：
获取模块，用于获取推冲气缸的预设初始压力；
处理模块，用于将所述预设初始压力和所述推冲气缸的内径值输入预设关系模型，确定目标初始体积和目标推冲行程；所述预设关系模型是根据所述预设初始压力、所述内径值、所述目标初始体积以及目标推冲行程之间的预设关系式得到的；按照所述目标初始体积和目标推冲行程，确定所述推冲气缸的充气量。
本发明提供一种计算设备，包括：处理器、存储有计算机程序的存储器，所述计算机程序被处理器运行时，执行如上述的方法。
本发明还提供一种计算机可读存储介质，存储指令，当所述指令在计算机上运行时，使得计算机执行如上述的方法。
本发明的上述方案至少包括以下有益效果：
本发明的上述方案，通过获取推冲气缸的预设初始压力；将所述预设初始压力和所述推冲气缸的内径值输入预设关系模型，确定目标初始体积和目标推冲行程；所述预设关系模型是根据所述预设初始压力、所述内径值、所述目标初始体积以及目标推冲行程之间的预设关系式得到的；按照所述目标初始体积和目标推冲行程，确定所述推冲气缸的充气量；解决了无法准确地确定充气量的问题，实现了对充气量的准确判断。
附图说明
图1是本发明实施例的火箭芯级间推冲气缸的充气量确定方法的流程示意图；
图2是本发明提供的具体实施例中推冲气缸的结构示意图；
图3是本发明提供的具体的实施例中关系曲线的示意图；
图4是本发明实施例的火箭芯级间推冲气缸的充气量确定装置的结构示意图。
附图标记说明：
1-内筒；2-外筒；3-管接头；4-密封圈；5-O型圈；6-中空腔体。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。
如图1所示，本发明的实施例提出一种火箭芯级间推冲气缸的充气量确定方法，推冲气缸设置在第一芯级和第二芯级之间，包括：
步骤11，获取推冲气缸的预设初始压力；
步骤12，将所述预设初始压力和所述推冲气缸的内径值输入预设关系模型，确定目标初始体积和目标推冲行程；所述预设关系模型是根据所述预设初始压力、所述内径值、所述目标初始体积以及目标推冲行程之间的预设关系式得到的；
步骤13，按照所述目标初始体积和目标推冲行程，确定所述推冲气缸的充气量。
该发明的实施例中，推冲气缸设置于火箭的第一芯级和第二芯级之间，用于在进行第一芯级和第二芯级的分离时，通过高压气体将第一芯级与第二芯级分离；为避免高压气体的充气量过剩，根据推冲气缸的预设初始压力以及内径值，确定该推冲气缸的目标初始体积和目标推冲行程，该目标初始体积是高压气体的初始体积，目标推冲行程是推冲气缸在高压气体的作用下的运动行程，按照目标初始体积和目标推冲行程，可确定推冲气缸的充气量；解决了高压气体的充气量过剩所导致的损耗，实现了对充气量的准确判断，降低了损耗。
本发明一可选的实施例中，步骤12中的所述预设关系式为：
其中，为预设初始压力，为初始体积，为推冲行程，为所述推冲气缸的内径值，为预设目标做功值。
本发明的实施例中，预设关系式是关于已知的预设初始压力和所述推冲气缸的内径值与初始体积以及推冲行程之间的关系式；该预设关系式通过预设初始压力、所述推冲气缸的内径值、初始体积以及推冲行程确定推冲气缸在推冲时所做的功，为预设目标做功值，该预设目标做功值表示要将第一芯级和第二芯级进行分离的最小做功值，推冲气缸在推冲时所做的功应大于或等于预设目标做功值，这样才可以避免高压气体的充气量过剩的同时又可以完成第一芯级和第二芯级的分离；
下面对推冲气缸在推冲时所做的功进行说明：
由于推冲气缸具有推力较大、作用时间较短的特点，推冲气缸可在毫秒级的时间内完成推冲行程工作；在短时间内，气瓶内的气体从静止经由管路加速进入气瓶内的气量较少，推冲气缸空腔内的气体与外界也来不及产生热交换，因此推冲气缸的工作过程可近似看作绝热过程；
根据理想气体绝热方程可得到；其中，为推冲气缸的预设初始压力，为与体积T2对应的压力值，为推冲气缸的初始体积，为任意时刻的体积，为理想气体的自由度，其中，当气体为双原子气体时，理想气体的自由度为1.4，当气体为单原子气体时，理想气体的自由度为1.3，式中γ优选为1.4；
进一步可以确定推冲气缸的空腔内部压强与推冲行程的关系为：
，其中，D为推冲气缸的内径值，为推冲行程；
根据上述推冲气缸的空腔内部压强与推冲行程的关系可确定推冲气缸在推冲时所做的功为：
，其中，为气缸的位置变量。
需要说明的是，推冲气缸中的推冲介质优选为空气。
本发明一可选的实施例中，所述预设目标做功值是根据推冲时刻的所述第一芯级和所述第二芯级的速度以及质量得到的。
本发明的实施例中，预设目标做功值表示要将第一芯级和第二芯级进行分离的最小做功值，可根据推冲时刻的第一芯级和第二芯级的速度以及质量得到的；
具体的，第一芯级和第二芯级分离时，分离中两体的分离速度大于最小分离速度就可实现安全分离，即；其中，为推冲时刻的所述第一芯级的第一速度，为推冲时刻的所述第二芯级的第二速度；
其中，第一芯级的质量为，第二芯级的质量为，根据第一芯级和第二芯级之间的动量关系=，可确定在推冲气缸的推冲完成时刻，第一芯级和第二芯级的速度之比为；
进而确定预设目标做功值为；其中，为做功值，为所述第一芯级的质量，为推冲时刻的所述第二芯级的质量，为推冲时刻的所述第一芯级的第一速度，为推冲时刻的所述第二芯级的第二速度。
需要说明的是，根据确定好的预设目标做功值，以及推冲气缸在推冲时所做的功，可以得到预设关系式为，进一步可以得到。
另外，需要说明的是，预设目标做功值还可以考虑推冲气缸的摩擦损耗和安全裕度，安全裕度可以在保证充气量不浪费的情况下，基于对特殊实际工况的考虑，更富裕地增加充气量，以保证火箭的运行安全。
本发明一可选的实施例中，步骤12中根据所述预设初始压力、所述内径值、所述目标初始体积以及目标推冲行程之间的预设关系式，得到所述预设关系模型，包括：
步骤12a，获取所述推冲气缸的预设目标做功值；
步骤12b，基于所述预设关系式，根据所述预设初始压力、所述内径值以及预设目标做功值，确定所述初始体积和推冲行程之间的预设关系模型。
本发明的实施例中，按照预设关系式可确定初始体积、推冲行程以及推冲气缸的内径值越大，能在预设初始压力越小的情况下时满足做功要求，由于在推冲气缸使用过程中，其内径值D是不可改变的值，因而预设关系模型用于在已知内径值D、预设初始压力以及预设的目标做功值的条件下确定最小的初始体积和推冲行程。
本发明一可选的实施例中，步骤12包括：
步骤121，根据所述预设关系模型，在坐标系中确定所述初始体积和推冲行程之间的关系曲线；
步骤122，在所述关系曲线中，确定最靠近所述坐标系原点且均为正数的目标点，将所述目标点对应的初始体积作为目标初始体积，所述目标点对应的推冲行程作为目标推冲行程。
本发明的实施例中，根据预设关系模型，在坐标系中构建关于预设关系式的图像信息，进而确定初始体积和推冲行程之间的关系曲线，根据该关系曲线可确定最靠近坐标系原点且均为正数的目标点，将目标点对应的初始体积作为目标初始体积，目标点对应的推冲行程作为目标推冲行程。
如图2所示，一个具体的实施例中，第一芯级和第二芯级之间设置有均匀分布的四个推冲气缸，其中，每个推冲气缸均包括内筒1、外筒2以及管接头3，内筒1和外筒2之间设置有密封圈4，外筒2的内部设有中空腔体6，外筒2远离管接头3的一端设置有O型圈5，起到缓冲的作用，管接头3用于将高压气体输入外筒2的内部，进而可以在推冲气缸运行时使得推动内筒1向远离管接头3的方向运动；当第一芯级和第二芯级解锁后，内筒1会在高压气体的作用下推出，为了保证在内筒1运动过程中的气密性，内筒与外筒之间设置两道密封圈4。其中，为了扩大初始贮气容积，将内筒1的内部设置为中空结构，作为贮气腔，这样增大内腔初始体积可以增加推冲气缸内贮存的高压气体量，从而提供更多的冲量；
通过以下过程更准确地确定外筒2内部的中空腔体6的充气量：
构建预设关系模型；在之前构建预设关系模型，应先确定预设关系式，在第一芯级和第二芯级分离时，第一芯级和第二芯级的分离速度应大于2m/s即可实现安全分离，即，第一芯级的质量为m1=9257.43kg，第二芯级的质量为m2=48447.9kg，根据=，确定完成时刻的第一芯级和第二芯级的速度之比为，进而确定第一芯级的速度，第二芯级的速度，则做功值为；
进一步的，推冲气缸运行过程中的摩擦损耗为：，其中，f为摩擦系数，d4为密封圈处的调节锥轴外径（单位为mm），b为O型圈受压宽度，为O型圈的相对压缩率，E为O型圈的材料弹性模量（单位为Mpa），u为O型圈的材料泊松比；
根据做功值和摩擦损耗，确定每个推冲气缸预设目标做功值为4893J；
根据推冲气缸的内部压强和运行行程关系，确定末秒推力和初始推力之间的关系为，其中，F0为初始推力，，进而确定单个推冲气缸的在推冲时所做的功，当高压空气作为推冲气缸内的推冲介质时，为1.4，进而得到，进一步可以得到预设关系式，其中，P1为推冲气缸的初始工作压力， 1为推冲气缸的初始体积，D为内径值，l0为推冲气缸的推冲行程；
如图3所示，根据上述预设关系式建立预设关系模型，预设关系模型在如图3所示的坐标系内构建了初始体积和推冲行程之间的关系曲线，可见，当推冲气缸的内径值为82mm，推冲气缸的初始工作压力P1为6.998MPa≈7MPa时，确定关系曲线中，确定最靠近坐标系原点且均为正数的目标点P，可以得到目标推冲行程为P点对应的纵轴值205mm，目标初始体积为P点对应的横轴值。
本发明一可选的实施例中，步骤13包括：
步骤131，通过所述目标初始体积和目标推冲行程，确定充气时间；
步骤132，根据所述充气时间以及所述推冲气缸的预设充气速率，确定所述推冲气缸的充气量。
本发明的实施例中，通过目标初始体积和目标推冲行程，确定推冲装置中压强从零到最大值的充气时间，则为了保证充气量充足，实际对推冲气缸的充气时间△t应大于该充气时间，以保证推冲气缸能够充气到最大压强；根据充气时间以及推冲气缸的预设充气速率，可确定推冲气缸的充气量，这样得到的充气量更加准确，同时由于在充气量的确定过程中考虑到摩擦损耗和安全裕度，这样得到的充气量在保证准确性的同时，又不会由于一些特殊情况而导致充气不足的问题，可以很好地适用于火箭运行中的各种突发情况。
本发明的实施例通过获取推冲气缸的预设初始压力；将所述预设初始压力和所述推冲气缸的内径值输入预设关系模型，确定目标初始体积和目标推冲行程；所述预设关系模型是根据所述预设初始压力、所述内径值、所述目标初始体积以及目标推冲行程之间的预设关系式得到的；按照所述目标初始体积和目标推冲行程，确定所述推冲气缸的充气量，从而解决了无法准确地确定充气量的问题，实现了对充气量的准确判断。
如图4所示，本发明的实施例还提供一种火箭芯级间推冲气缸的充气量确定装置40，包括：
获取模块41，用于获取推冲气缸的预设初始压力；
处理模块42，用于将所述预设初始压力和所述推冲气缸的内径值输入预设关系模型，确定目标初始体积和目标推冲行程；所述预设关系模型是根据所述预设初始压力、所述内径值、所述目标初始体积以及目标推冲行程之间的预设关系式得到的；按照所述目标初始体积和目标推冲行程，确定所述推冲气缸的充气量。
可选的，所述预设关系式为：
其中，为预设初始压力，为初始体积，为推冲行程，为所述推冲气缸的内径值，为预设目标做功值。
可选的，所述预设目标做功值是根据推冲时刻的所述第一芯级和所述第二芯级的速度以及质量得到的。
可选的，根据推冲时刻的所述第一芯级和第二芯级的速度以及质量，得到做功值，包括：
通过公式，确定做功值；
其中，为做功值，为推冲时刻的所述第一芯级的质量，为推冲时刻的所述第二芯级的质量，为推冲时刻的所述第一芯级的第一速度，为推冲时刻的所述第二芯级的第二速度。
可选的，根据所述预设初始压力、所述内径值、所述目标初始体积以及目标推冲行程之间的预设关系式，得到所述预设关系模型，包括：
获取所述推冲气缸的预设目标做功值；
基于所述预设关系式，根据所述预设初始压力、所述内径值以及预设目标做功值，确定所述初始体积和推冲行程之间的预设关系模型。
可选的，将所述预设初始压力和所述推冲气缸的内径值输入预设关系模型，确定目标初始体积和目标推冲行程，包括：
根据所述预设关系模型，在坐标系中确定所述初始体积和推冲行程之间的关系曲线；
在所述关系曲线中，确定最靠近所述坐标系原点且均为正数的目标点，将所述目标点对应的初始体积作为目标初始体积，所述目标点对应的推冲行程作为目标推冲行程。
可选的，按照所述目标初始体积和目标推冲行程，确定所述推冲气缸的充气量，包括：
通过所述目标初始体积和目标推冲行程，确定充气时间；
根据所述充气时间以及所述推冲气缸的预设充气速率，确定所述推冲气缸的充气量。
需要说明的是，该装置是与上述方法对应的装置，上述方法实施例中的所有实现方式均适用于该装置的实施例中，也能达到相同的技术效果。
本发明的实施例还提供一种计算设备，包括：处理器、存储有计算机程序的存储器，所述计算机程序被处理器运行时，执行如上述的方法。上述方法实施例中的所有实现方式均适用于该实施例中，也能达到相同的技术效果。
本发明的实施例还提供一种计算机可读存储介质，存储有指令，所述指令在计算机上运行时，使得计算机执行如上述的方法。上述方法实施例中的所有实现方式均适用于该实施例中，也能达到相同的技术效果。
本领域普通技术人员可以意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、或者计算机软件和电子硬件的结合来实现。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。
所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的***、装置和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
在本发明所提供的实施例中，应该理解到，所揭露的装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个***，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。
所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。
另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。
所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、ROM、RAM、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
此外，需要指出的是，在本发明的装置和方法中，显然，各部件或各步骤是可以分解和/或重新组合的。这些分解和/或重新组合应视为本发明的等效方案。并且，执行上述系列处理的步骤可以自然地按照说明的顺序按时间顺序执行，但是并不需要一定按照时间顺序执行，某些步骤可以并行或彼此独立地执行。对本领域的普通技术人员而言，能够理解本发明的方法和装置的全部或者任何步骤或者部件，可以在任何计算装置（包括处理器、存储介质等）或者计算装置的网络中，以硬件、固件、软件或者它们的组合加以实现，这是本领域普通技术人员在阅读了本发明的说明的情况下运用他们的基本编程技能就能实现的。
因此，本发明的目的还可以通过在任何计算装置上运行一个程序或者一组程序来实现。所述计算装置可以是公知的通用装置。因此，本发明的目的也可以仅仅通过提供包含实现所述方法或者装置的程序代码的程序产品来实现。也就是说，这样的程序产品也构成本发明，并且存储有这样的程序产品的存储介质也构成本发明。显然，所述存储介质可以是任何公知的存储介质或者将来所开发出来的任何存储介质。还需要指出的是，在本发明的装置和方法中，显然，各部件或各步骤是可以分解和/或重新组合的。这些分解和/或重新组合应视为本发明的等效方案。并且，执行上述系列处理的步骤可以自然地按照说明的顺序按时间顺序执行，但是并不需要一定按照时间顺序执行。某些步骤可以并行或彼此独立地执行。
以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明所述原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
Claims (6)
1.一种火箭芯级间推冲气缸的充气量确定方法，其特征在于，推冲气缸设置在第一芯级和第二芯级之间，包括：
获取推冲气缸的预设初始压力；
将所述预设初始压力和所述推冲气缸的内径值输入预设关系模型，确定目标初始体积和目标推冲行程；所述预设关系模型是根据所述预设初始压力、所述内径值、所述目标初始体积以及目标推冲行程之间的预设关系式得到的；
按照所述目标初始体积和目标推冲行程，确定所述推冲气缸的充气量；
其中，所述预设关系模型通过以下过程构建得到：
确定预设关系式；
基于所述预设关系式，根据所述预设初始压力、所述内径值以及预设目标做功值，确定所述初始体积和推冲行程之间的预设关系模型；所述预设关系模型用于在已知内径值、预设初始压力以及预设的目标做功值的条件下确定最小的初始体积和推冲行程；
其中，确定所述预设关系式，包括：
获取所述第一芯级和所述第二芯级的质量，以及在推冲时刻的最小速度；
根据所述第一芯级和所述第二芯级的质量以及在推冲时刻的最小速度，得到所述预设目标做功值；
获取所述推冲气缸的内部压强和运行行程关系；
根据所述推冲气缸的内部压强和运行行程关系，确定末秒推力和初始推力之间的关系式；
基于所述预设目标做功值和所述末秒推力和初始推力之间的关系式，确定所述推冲气缸在推冲时刻所做功的表达式；
根据所述预设目标做功值和所述推冲时刻所做功的表达式，得到所述预设关系式；
其中，所述预设关系式为：
；其中，为预设初始压力，为初始体积，为推冲行程，为所述推冲气缸的内径值，为预设目标做功值；
其中，将所述预设初始压力和所述推冲气缸的内径值输入预设关系模型，确定目标初始体积和目标推冲行程，包括：
所述预设关系模型根据所述预设关系式在坐标系中确定所述初始体积和推冲行程之间的关系曲线；
在所述关系曲线中，确定最靠近所述坐标系原点且均为正数的目标点，将所述目标点对应的初始体积作为目标初始体积，所述目标点对应的推冲行程作为目标推冲行程；
其中，按照所述目标初始体积和目标推冲行程，确定所述推冲气缸的充气量，包括：
通过所述目标初始体积和目标推冲行程，确定充气时间；
根据所述充气时间以及所述推冲气缸的预设充气速率，确定所述推冲气缸的充气量。
2.根据权利要求1所述的火箭芯级间推冲气缸的充气量确定方法，其特征在于，所述预设目标做功值是根据推冲时刻的所述第一芯级和所述第二芯级的速度以及质量得到的。
3.根据权利要求2所述的火箭芯级间推冲气缸的充气量确定方法，其特征在于，根据推冲时刻的所述第一芯级和第二芯级的速度以及质量，得到做功值，包括：
通过公式，确定做功值；
其中，为做功值，为推冲时刻的所述第一芯级的质量，为推冲时刻的所述第二芯级的质量，为推冲时刻的所述第一芯级的第一速度，为推冲时刻的所述第二芯级的第二速度。
4.一种火箭芯级间推冲气缸的充气量确定装置，其特征在于，推冲气缸设置在第一芯级和第二芯级之间，包括：
获取模块，用于获取推冲气缸的预设初始压力；
处理模块，用于将所述预设初始压力和所述推冲气缸的内径值输入预设关系模型，确定目标初始体积和目标推冲行程；所述预设关系模型是根据所述预设初始压力、所述内径值、所述目标初始体积以及目标推冲行程之间的预设关系式得到的；按照所述目标初始体积和目标推冲行程，确定所述推冲气缸的充气量；
其中，所述预设关系模型通过以下过程构建得到：
确定预设关系式；
基于所述预设关系式，根据所述预设初始压力、所述内径值以及预设目标做功值，确定所述初始体积和推冲行程之间的预设关系模型；所述预设关系模型用于在已知内径值、预设初始压力以及预设的目标做功值的条件下确定最小的初始体积和推冲行程；
其中，确定所述预设关系式，包括：
获取所述第一芯级和所述第二芯级的质量，以及在推冲时刻的最小速度；
根据所述第一芯级和所述第二芯级的质量以及在推冲时刻的最小速度，得到所述预设目标做功值；
获取所述推冲气缸的内部压强和运行行程关系；
根据所述推冲气缸的内部压强和运行行程关系，确定末秒推力和初始推力之间的关系式；
基于所述预设目标做功值和所述末秒推力和初始推力之间的关系式，确定所述推冲气缸在推冲时刻所做功的表达式；
根据所述预设目标做功值和所述推冲时刻所做功的表达式，得到所述预设关系式；
其中，所述预设关系式为：
；其中，为预设初始压力，为初始体积，为推冲行程，为所述推冲气缸的内径值，为预设目标做功值；
其中，将所述预设初始压力和所述推冲气缸的内径值输入预设关系模型，确定目标初始体积和目标推冲行程，包括：
所述预设关系模型根据所述预设关系式在坐标系中确定所述初始体积和推冲行程之间的关系曲线；
在所述关系曲线中，确定最靠近所述坐标系原点且均为正数的目标点，将所述目标点对应的初始体积作为目标初始体积，所述目标点对应的推冲行程作为目标推冲行程；
其中，按照所述目标初始体积和目标推冲行程，确定所述推冲气缸的充气量，包括：
通过所述目标初始体积和目标推冲行程，确定充气时间；
根据所述充气时间以及所述推冲气缸的预设充气速率，确定所述推冲气缸的充气量。
5.一种计算设备，其特征在于，包括：处理器、存储有计算机程序的存储器，所述计算机程序被处理器运行时，执行如权利要求1至3任一项所述的方法。
6.一种计算机可读存储介质，其特征在于，存储指令，当所述指令在计算机上运行时，使得计算机执行如权利要求1至3任一项所述的方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202211592495.2A CN115600050B (zh) | 2022-12-13 | 2022-12-13 | 一种火箭芯级间推冲气缸的充气量确定方法、装置及设备 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202211592495.2A CN115600050B (zh) | 2022-12-13 | 2022-12-13 | 一种火箭芯级间推冲气缸的充气量确定方法、装置及设备 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN115600050A CN115600050A (zh) | 2023-01-13 |
| CN115600050B true CN115600050B (zh) | 2023-04-07 |
Family
ID=84852810
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202211592495.2A Active CN115600050B (zh) | 2022-12-13 | 2022-12-13 | 一种火箭芯级间推冲气缸的充气量确定方法、装置及设备 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN115600050B (zh) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115931201B (zh) * | 2023-03-09 | 2023-05-09 | 东方空间技术(山东)有限公司 | 气体推冲装置能量测试***及测试方法 |
| CN116861811B (zh) * | 2023-07-04 | 2024-02-02 | 东方空间技术(山东)有限公司 | 一种火箭末级离轨推力的确定方法、装置及设备 |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN209857776U (zh) * | 2019-03-15 | 2019-12-27 | 蓝箭航天技术有限公司 | 运载火箭及用于运载火箭子级分离及姿态控制的组合装置 |
| CN115333988A (zh) * | 2022-10-13 | 2022-11-11 | 东方空间技术(北京)有限公司 | 一种火箭级间通信信号的测试方法、***及设备 |
Family Cites Families (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6622971B1 (en) * | 2001-05-22 | 2003-09-23 | Lockheed Martin Corporation | Adapter for connecting rocket stages |
| JP5822675B2 (ja) * | 2011-11-24 | 2015-11-24 | 三菱スペース・ソフトウエア株式会社 | 多段式ロケット誘導装置、多段式ロケット誘導プログラム、多段式ロケット誘導方法および多段式ロケット誘導システム |
| CN110304276A (zh) * | 2019-03-15 | 2019-10-08 | 北京蓝箭空间科技有限公司 | 运载火箭及用于运载火箭子级分离及姿态控制的组合装置 |
| CN112149228B (zh) * | 2020-09-25 | 2021-07-09 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种固体火箭发动机性能渐进匹配设计方法 |
-
2022
- 2022-12-13 CN CN202211592495.2A patent/CN115600050B/zh active Active
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN209857776U (zh) * | 2019-03-15 | 2019-12-27 | 蓝箭航天技术有限公司 | 运载火箭及用于运载火箭子级分离及姿态控制的组合装置 |
| CN115333988A (zh) * | 2022-10-13 | 2022-11-11 | 东方空间技术(北京)有限公司 | 一种火箭级间通信信号的测试方法、***及设备 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN115600050A (zh) | 2023-01-13 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN115600050B (zh) | 一种火箭芯级间推冲气缸的充气量确定方法、装置及设备 | |
| Cheng et al. | Numerical modeling and investigation of two-phase reactive flow in a high-low pressure chambers system | |
| CN104654916A (zh) | 两级单活塞高速弹丸发射*** | |
| Combs et al. | Acceleration of small, light projectiles (including hydrogen isotopes) to high speeds using a two‐stage light gas gun | |
| CN109556450B (zh) | 一种基于检测弹的火炮复进机液量检测方法及装置 | |
| CHEN et al. | Experimental and numerical research on motion characteristics of a small caliber bullet in muzzle flows | |
| CN203572314U (zh) | 两级单活塞高速弹丸发射*** | |
| Toniato et al. | Full free-stream Mach 12 scramjet testing in expansion tubes | |
| Tanimizu et al. | Drag force on quasi-axisymmetric scramjets at various flight Mach numbers: theory and experiment | |
| Sasoh et al. | Aluminum-Extrusion, Square-Bore, Aero-Ballistic Range for Launching Three-Dimensional Projectiles. | |
| CN103984816B (zh) | 一种气动分离速度设计方法 | |
| Zhao et al. | Parameter optimization of a certain grenade launcher using virtual prototype technology | |
| Huneault | Development of an implosion-driven hypervelocity launcher for orbital debris impact simulation | |
| Kim et al. | Analysis for material behavior of sabot/rods during launch by finite element method | |
| Vu et al. | CFD Simulation of Propellant Gas Flow Motion in Gas-Operated Systems | |
| Byrd | Experimentally Driven Performance Model for the Baffled-Tube Ram Accelerator | |
| Pavarin et al. | A system to damp the free piston oscillations in a two-stage light-gas gun used for hypervelocity impact experiments | |
| CN214794250U (zh) | 一种霍普金森杆子弹弹体的装载卸载工具 | |
| Gageik et al. | A numerical investigation of the flow through a new fast acting valve for diaphragmless shock tubes | |
| Tian et al. | Study of mechanical properties of cylinder under transient multi-physical field coupling conditions | |
| Majzoubi et al. | Performance of a Two-stages Gas Gun: Experimental, Analytical and Numerical Analysis | |
| Paull et al. | HyShot-T4 supersonic combustion experiments | |
| 唐伟奇 et al. | Performance and Modeling of a Two-Stage Light Gas Gun Driven by Gaseous Detonation | |
| Lu et al. | CFD simulation and parameter analysis on launch performance of two-stage light-gas propulsion | |
| HU et al. | Rigid-flexible Coupling Dynamic Modeling and Error Analysis of Loading Mechanism of Naval Gun Based on MetamorphicPrinciple |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| CP03 | Change of name, title or address | ||
| CP03 | Change of name, title or address |
Address after: No. 88 Liangdong Road, Liangxi District, Wuxi City, Jiangsu Province, 214000 Patentee after: Dongfang Space (Jiangsu) Aerospace Power Co.,Ltd. Patentee after: Dongfang space technology (Shandong) Co.,Ltd. Patentee after: Oriental space technology (Beijing) Co.,Ltd. Patentee after: Orient Space (Hainan) Technology Co.,Ltd. Address before: 710100 Room 403, 4th floor, Xi'an Science and technology Northwest Building, No. 532, Shenzhou Third Road, national civil aerospace industry base, Chang'an District, Xi'an City, Shaanxi Province Patentee before: Oriental space (Xi'an) Aerospace Technology Co.,Ltd. Patentee before: Dongfang space technology (Shandong) Co.,Ltd. Patentee before: Oriental space technology (Beijing) Co.,Ltd. Patentee before: Orient Space (Hainan) Technology Co.,Ltd. |