[发明专利]重复使用火箭发动机推力室可靠性优化设计方法

说明书

本申请涉及重复使用火箭发动机推力室可靠性优化设计方法，属于航空航天技术领域，本申请的方法包括，根据火箭推力室的各设计变量的取值范围信息，确定用于确定性优化设计的第一设计空间；根据第一设计空间，基于有限元仿真分析建立所述火箭推力室的第一代理模型；针对预设的优化目标，采用多目标优化算法对第一代理模型进行确定性优化求解，得到对应于各设计变量的帕雷托解；基于对帕雷托解的扩展，构建得到用于可靠性优化设计的扩展空间；根据扩展空间建立火箭推力室的第二代理模型并进行可靠性优化求解，基于得到的解进行验证评估，获得最终设计结果。本申请可整体上减少优化算法所需的计算量，从而大幅提高计算效率。

技术领域

本申请属于航空航天技术领域，具体涉及一种重复使用火箭发动机推力室可靠性优化设计方法。

背景技术

可重复使用运载器因其具有廉价、快速、机动、可靠等特点，已成为目前航天运输系统的重要发展方向。液体火箭发动机由于技术成熟度高，继承性好，研制风险较低，成为可重复使用运载器的首选推进方案。

高性能的液体火箭发动机推力室的室压高(可达20MPa)、工作过程中燃气温度高(可达3500-4000K)，这样的恶劣载荷远远超过内壁面材料的强度极限，通常采用再生冷却的方式对推力室壁面进行冷却。然而，再生冷却带来的推力室内壁面(厚度通常为1mm左右)两侧极大的温度梯度和压力梯度使得内壁面在循环载荷作用下极易失效。目前考虑的重复使用液体火箭发动机推力室内壁面失效模式主要包括两类：1)由于重复使用带来的循环加载导致的内壁面损伤不断累积最终失效，对应的重复使用次数为循环寿命；2)内壁在载荷作用下承受一定的应力，在工作过程中温度的变化导致内壁材料的极限强度随之变化，当某一时刻内壁面承受的应力大于其极限强度时，内壁面由于剩余静强度不足而失效。静强度等于某一时刻材料的极限强度减该时刻内壁面所承受的应力。

在针对上述两种失效模式开展重复使用液体火箭发动机推力室结构分析时，由于涉及到流动-传热-结构耦合计算，需要借助有限元仿真分析来进行计算，其计算过程复杂，计算量大。开展结构可靠性分析时，需要考虑随机参数的波动，在随机参数的联合概率密度函数中抽取大量的样本点进行结构分析，进而开展可靠性分析，计算量大。

而传统的双层嵌套基于可靠性优化设计求解策略(如说明书附图1所示)，需要再在每一次优化设计迭代过程中的设计结果进行可靠性分析，其计算量更加庞大。对于需借助有限元仿真分析的复杂结构来讲，并不可行。

上述内容仅用于辅助理解本发明的技术方案，并不代表承认上述内容是现有技术。

发明内容

为至少在一定程度上克服相关技术中存在的问题，本申请提供一种重复使用火箭发动机推力室可靠性优化设计方法和装置，在确定性优化设计求解结果上建立用于可靠性优化设计的扩展空间，基于该扩展空间进行可靠性分析优化，从而有助于减少计算量，提高优化设计的计算效率。

为实现以上目的，本申请采用如下技术方案：

本申请提供一种重复使用火箭发动机推力室可靠性优化设计方法，该方法包括：

根据火箭推力室的各设计变量的取值范围信息，确定用于确定性优化设计的第一设计空间；

根据所述第一设计空间，基于有限元仿真分析建立所述火箭推力室的第一代理模型；

针对预设的优化目标，采用多目标优化算法对所述第一代理模型进行确定性优化求解，得到对应于各所述设计变量的帕雷托解；

基于对所述帕雷托解的扩展，构建得到用于可靠性优化设计的扩展空间；

根据所述扩展空间建立所述火箭推力室的第二代理模型并进行可靠性优化求解，基于得到的解进行验证评估，获得最终设计结果。

可选地，所述第一代理模型为响应面模型；所述根据所述第一设计空间，基于有限元仿真分析建立所述火箭推力室的第一代理模型，包括：