(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202211238640.7 (22)申请日 2022.10.11 (71)申请人 中国人民解 放军63921部队 地址 100093 北京市海淀区北清路26号院 (72)发明人 韩秋龙　崔朋　刘阳　刘鹰　 谭云涛　朱雄峰　雍子豪　李晨阳　 王铁兵　谭胜　马欣鑫　王一杉　 谷建光　 (74)专利代理 机构 北京云嘉 湃富知识产权代理 有限公司 1 1678 专利代理师 程凌军 (51)Int.Cl. G06F 30/28(2020.01) G01K 13/00(2021.01) G01M 15/00(2006.01)G06F 113/08(2020.01) G06F 119/08(2020.01) G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 火箭发动机冷却通道出口温度估算方法和 装置 (57)摘要 本公开涉及一种火箭发动机冷却通道出口 温度估算方法和装置， 属于液体 火箭发动机技术 领域。 本公开基 于已有工况参数， 利用公式 估算其它工况下 冷却通道出口温度， 其中， Tin为冷却通道入口温 度， 为所述第 一工况冷却剂流量， 为所 述第一工况燃烧室推进剂流量， pc0为所述第一 工况燃烧室压力， T0为所述第一工况冷却通道出 口温度， 为所述第 二工况冷却剂流量， 为所述第二工况燃烧室推进剂流量， pc1为所述 第二工况燃烧室压力。 本公开的冷却通道出口温 度估算模型， 除考虑冷却剂流量、 推力室燃气流 量、 燃烧室压力等常规工况参数之外， 能够考虑 推力室几何构型的变化， 方便快速开展发动机系 统方案设计， 获得其状态参数分布， 进而益于开 展更为全面的系统参数优化。 权利要求书1页 说明书7页 附图2页 CN 115329695 A 2022.11.11 CN 115329695 A 1.一种火箭发动机冷却通道出口温度估算方法， 其特征在于： 基于第一工况参数通过 下式计算第二工况冷却通道出口温度： ； 其中，Tin为冷却通道入口温度， 为所述第 一工况冷却剂流量， 为所述第 一工况 燃烧室推进剂流量， pc0为所述第一工况燃烧室压力， T0为所述第一工况冷却通道出口温度， 为所述第二工况冷却剂流量， 为所述第二工况燃烧室推进剂流量， pc1为所述第二 工况燃烧室压力。 2.根据权利要求1所述的火箭发动机冷却通道出口温度估算方法， 其特征在于： 所述 T0 基于所述 、 、pc0通过液氧 甲烷变推力火箭发动机再生冷却特性研究中冷却 通道出 口温度计算方法得到 。 3.根据权利要求1所述的火箭发动机冷却通道出口温度估算方法， 其特征在于： 所述第 一工况参数通过查阅液 氧甲烷膨胀循环发动机的集成建模与分析 方法数据得到 。 4.一种火箭发动机冷却通道出口温度估算装置， 其特征在于： 包括冷却通道出口温度 计算模块， 该模块 通过下式基于第一工况参数计算第二工况冷却通道出口温度： ； 其中，Tin为冷却通道入口温度， 为所述第 一工况冷却剂流量， 为所述第 一工况 燃烧室推进剂流量， pc0为所述第一工况燃烧室压力， T0为所述第一工况冷却通道出口温度， 为所述第二工况冷却剂流量， 为所述第二工况燃烧室推进剂流量， pc1为所述第二 工况燃烧室压力。 5.根据权利要求4所述的火箭发动机冷却通道出口温度估算装置， 其特征在于： 所述 T0 基于所述 、 、pc0通过液氧 甲烷变推力火箭发动机再生冷却特性研究中冷却 通道出 口温度计算方法得到 。 6.根据权利要求4所述的火箭发动机冷却通道出口温度估算装置， 其特征在于： 所述第 一工况参数通过查阅液 氧甲烷膨胀循环发动机的集成建模与分析 方法数据得到 。 7.一种电子设备， 其特 征在于， 所述电子设备包括： 至少一个处 理器； 以及， 与所述至少一个处理器通信连接的存储器； 其中， 所述存储器存储有可被所述至少一 个处理器执行 的指令， 所述指令被所述至少一个处理器执行， 以使所述至少一个处理器能 够执行权利要求1 ‑3中任一项所述的方法。 8.一种计算机可读存储介质， 其上存储有计算机程序， 其特征在于， 该程序被处理器执 行时使处 理器执行权利要求1 ‑3中任一项所述的方法。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 115329695 A 2火箭发动机冷却通道出口温度估算方 法和装置 技术领域 [0001]本公开涉及 一种温度估算方法和装置， 特别涉及 一种火箭发动机冷却通道出口温 度估算方法和装置， 属于液体火箭发动机技 术领域。 背景技术 [0002]通过开展液体火箭发动机系统方案研究， 能够快速获得液体火箭发动机沿流动方 向的关键节点状态参数 （包括流量、 压力、 温度、 功率等） 分布， 一方面帮助学者进而对发动 机本身有一个通俗的、 显而易见 的深入认识， 另一方面对从系统层面优化确定发动机核心 参数具有重要意 义 （包括室压、 混合比、 冷却剂流 量等） 。 [0003]开展液体火箭发动机系统方案研究， 一般采用简单经验模型进行快速估算。 对于 涡轮泵、 电动泵功率， 沿程、 局部压力损失， 流量等， 均已有较为成熟的数学估算模型。 而对 于采用再生冷却的液体火箭发动机而言， 由于燃料路必须流经冷却 通道， 为了获得沿流动 方向关键节点的发动机状态参数， 对冷却 通道出口温度的估算变得较为重要。 尤其对膨胀 循环液体火箭发动机而言， 冷却通道出 口温度决定了涡轮泵功率等重要状态参数， 直接影 响了整个系统方案状态参数的生成。 [0004]当前文献 （液氧甲烷膨胀循环变推力发动机系统方案对比研究.国防科技大学学 报, 2020, 42(3): 106‑15. ） 给出了推力室几何构型不变的情况下， 冷却通道出口温度随 工况参数的变化模型， 能够解决变推力过程中膨胀循环液体火箭发动机状态参数估算问 题。 文献 （并联式电热协同增压变推力火箭发动机方案研究  [J]. 载人航天,  2020, 26 (6): 702‑9. ） 利用上述模 型及方法， 开展了并联式电热协同增压变推力火箭发动机的系统 方案研究， 但仍旧未考虑推力 室几何构型 （推力 室喉部直径、 喷管出 口直径、 燃烧室等直段 直径） 变化的影响。 而在推力室 几何构型变化情况下， 要么需要通过复杂的方法过程 获得冷 却通道出口温度， 如液氧甲烷变推力火箭发动机再生冷却特性研究中的冷却通道出口温度 计算方法， 要么需要通过仿真技术获得特定条件下冷却 通道出口温度， 而二者效率均无法 满足系统研究需要。 如何基于工况参数 （冷却 通道入口温度、 冷却剂流量、 燃烧室推进剂流 量和燃烧室压力） 在考虑推力 室几何构型影响情况下快速获得冷却 通道出口温度， 已成为 制约液体火箭发动机系统研究的迫切需要解决的问题。 发明内容 [0005]本公开的目的是为了克服已有技术的缺陷， 为了解决能够考虑推力室几何构型影 响的冷却通道出口温度的快速估算问题， 提出一种火箭 发动机冷却通道出口温度估算方法 和装置。 [0006]本公开的原理是基于已知的一组工况参数， 该参数可以通过现有方法获得， 通过 数值计算方法快速得到相同冷却通道入口温度条件下其它工况参数的冷却通道出口温度， 以便于火箭发动机研究人员进行系统研究。 [0007]本公开的目的是通过以下技 术方案实现的。说　明　书 1/7 页 3 CN 115329695 A 3