本發明公開了一種大推力液體火箭發動機質量的快速計算方法，該快速計算方法利用已有液體火箭發動機的質量與設計參數的擬合關系進行快速計算，并包括以下步驟：對已有液體火箭發動機的質量與設計參數進行擬合，獲取發動機各組件的質量與參數之間的函數關系；根據質量?參數的函數關系快速計算發動機的質量。上述快速計算方法具有良好的便捷性、普適性和客觀性，可作為計算工具和評估工具在運載火箭發動機總體設計過程中廣泛應用。

技術領域

本發明屬于火箭技術領域，具體涉及一種大推力液體火箭發動機質量的快速計算方法。

背景技術

自1950年代以來，運載火箭一直是人造航天器進入空間的唯一方式，發動機的性能是運載火箭高效、經濟、可靠運行的基本保障，液體運載火箭作為中大型、重型航天器最成熟的航天運輸工具，液體火箭發動機成為人類開展空間探索活動的核心裝備。

在人類開展空間探測的數十年期間，世界各國開展了大量液體火箭發動機的設計與研制，為上百型火箭的不同子級提供推進動力。從循環方式來看，大推力液體火箭發動機通過渦輪將推進劑從輸送管路泵入主燃燒室，傳統驅動渦輪做功的方式有兩種，一是預燃室產生的燃氣驅動，此類發動機結構包含預燃室，二是推進劑受熱膨脹驅動，此類發動機不包含預燃室；驅動渦輪做功的氣體有兩種去向，一是直接排出，此類為開式循環，二是進入主燃燒室繼續燃燒，此類為閉式循環。開式燃氣驅動為燃氣發生器循環，閉式燃氣驅動為分級燃燒循環，閉式膨脹做功為全膨脹循環，此三種為液體火箭發動機三類典型循環方式，第四種為開式膨脹循環。從推進劑種類來看，大推力液體發動機主要包含低溫發動機、半低溫發動機和常規發動機；低溫發動機主要有液氫液氧發動機和液氧甲烷發動機，半低溫發動機主要為液氧煤油發動機，常規發動機主要為以甲基肼、偏二甲肼等為燃燒劑，以硝酸、四氧化二氮等為氧化劑的常溫可存儲推進劑發動機。

研制新型液體發動機是發展航天運輸裝備體系的基礎性工作，推重比作為發動機最重要的總體指標之一，使得發動機質量計算在總體設計、方案確定過程中成為至關重要環節，發動機質量的快速計算可大幅簡化新研發動機總體論證、迭代優化過程中的工作量，提升總體設計效率，但是現有技術中還沒有一種原理簡單、快速高效的發動機質量估算方法。

發明內容

有鑒于此，本發明提供了一種大推力液體火箭發動機質量的快速計算方法，具有良好的便捷性、普適性和客觀性，可作為計算工具和評估工具在運載火箭發動機總體設計過程中廣泛應用。

本發明是通過下述技術方案實現的：

一種大推力液體火箭發動機質量的快速計算方法，利用已有液體火箭發動機的質量與設計參數的擬合關系進行快速計算，包括以下步驟：

對已有液體火箭發動機的質量與設計參數進行擬合，獲取發動機各組件的質量與參數之間的函數關系；

根據質量-參數的函數關系快速計算發動機的質量。

更進一步地，發動機為燃氣發生器循環式發動機、高壓補燃循環式發動機或者膨脹循環式發動機。

更進一步地，發動機的推進劑為液氫液氧、液氧煤油、液氧甲烷、或者四氧化二氮和偏二甲肼。

更進一步地，在對已有液體火箭發動機的質量與設計參數進行擬合，獲取發動機各組件的質量與參數之間的函數關系的步驟中，將發動機模塊化分解為推力室、渦輪泵以及附屬組件，發動機質量m為推力室質量m₁、渦輪泵質量m₂以及附屬組件質量m₃之和；

推力室質量m₁為發生器循環中燃氣排放管質量m₁₁、噴注器質量m₁₂、燃燒室質量m₁₃、噴管收縮段質量m₁₄以及噴管擴張段質量m₁₅之和。