固液火箭发动机系统成本估算方法及固液火箭发动机系统
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种固液火箭发动机系统成本估算方法及固液火箭发动机系统。
背景技术
近年来，航天技术发展迅速，固液火箭发动机因其具有安全性高、可控性高、推进剂能量高、绿色环保的优点，因此在航天领域内被广泛应用。
在航天技术研发过程中，飞行器的研制核心在于对发动机的研制，因发动机与控制系统不同，需要额外的地面热试车进行验证，因固液火箭发动机经过地面热试车后，固液火箭发动机系统部分零部件可再次使用，所以研发固液火箭发动机的成本估算方法对于对于航天技术领域来说具有至关重要的意义。
综上，亟需一种从实际工程角度来计算研制成本问题，使研究人员在方案设计阶段能够掌握研制成本，以便在优化过程中兼顾成本与先进性，同时对其他种类发动机进行横向对比并向有关部门进行项目经费申请。
发明内容
有鉴于此，本发明的目的在于提供一种固液火箭发动机系统成本估算方法及固液火箭发动机系统，以使研究人员能够在兼顾成本与先进性的前提下，在设计阶段掌握研制成本。
本申请提供一种固液火箭发动机系统成本估算方法，所述方法包括：
初始化所述固液火箭发动机系统内的需求模块，得到结构参数和性能参数；
将所述固液火箭发动机系统内的结构参数和性能参数输入至对应的成本模型中，获取所述固液火箭发动机系统的需求模块的标准成本；
根据所述需求模块的标准成本，计算考虑可靠性在内的所述需求模块的计算成本及所述固液火箭发动机系统的总成本。
进一步地，所述初始化所述固液火箭发动机系统内的所述需求模块，得到结构参数和性能参数的步骤，包括：
初始化所述固液火箭发动机系统的所述需求模块，得到所述需求模块的预设参数；
初始化试验工况条件参数；
初始化输送系统模块的类型；
初始化所述固液火箭发动机系统的布局。
进一步地，将将所述固液火箭发动机系统内的结构参数和性能参数输入至对应的成本模型中，获取所述固液火箭发动机系统的需求模块的标准成本的步骤，包括：
将所述固液火箭发动机系统内的所述高压气瓶单元、贮箱单元、泵系统单元、燃烧室单元、喷管单元、氧化剂单元、燃料单元的结构参数和性能参数分别输入至对应的所述成本模型中；
根据所述输送系统模块的标准成本c输送系统，得到所述高压气瓶单元的标准成本为c高压气瓶、泵系统单元的标准成本为c泵系统，贮箱的标准成本为c贮箱；
获取上述各单元的标准成本，以此进一步获取所述输送系统模块、所述推力室模块以及所述推进剂模块的标准成本；
根据所述固液火箭发动机系统内的所述输送系统模块的成本c输送系统、所述推力室模块的成本c推力室、所述推进剂模块的成本c推进剂以及上述三个模块内的各单元成本，结合所述试验工况以及所述条件参数，获取安装保障模块中的备用件单元的成本c备用件以及标准件单元的成本c标准件；
获取安装保障模块的成本。
进一步地，所述根据所述需求模块的标准成，本计算考虑可靠性在内的所述需求模块的计算成本及所述固液火箭发动机系统的总成本的步骤，包括：
计算所述输送系统模块、所述推力室模、所述推进剂模块内的各个单元的可靠性：
计算研制周期内所述备用件单元的成本为C备用件；
计算研制周期内可重复使用的压力容器构件的成本为C可重复；
通过下面公式计算出所述固液火箭发动机系统中非重复使用单元的全研制周期总体成本C非重复，其中所述非重复使用单元包括所述泵系统单元、所述推力室模块以及所述推进剂模块：
C非重复＝(c泵系统+c推力室+c推进剂)×(n热试车+n飞行)；
其中，n热试车为热试车试验次数，n飞行为飞行试验次数；
计算所述固液火箭发动机系统中所述标准件单元的计算成本为C标准件以及所述保障单元的计算成本为C保障单元；
通过下面公式计算出所述研制周期内固液火箭发动机系统的总成本CHRM研制总：
CHRM研制总＝C可重复+C非重复+C标准件+C备用件+C保障单元。
进一步地，所述计算可靠性的步骤，包括：
根据可靠性计算方法，分别获取所述高压气瓶单元的可靠性为η高压气瓶、所述贮箱单元的可靠性为η贮箱以及所述固液火箭发动机系统的可靠性为ηHRM；
在热试车试验下，利用模糊评判等方法，获取除所述固液火箭发动机系统外的热试车试验的可靠性为η热式车系统。
进一步地，所述计算周期内所述备用件单元的成本C备用件的步骤，包括：
利用公式(1)：ξ备用件，非重复＝1-ηHRM×η热式车系统，计算出在所述热试车试验下所述非压力容器构件备用件单元的上场率ξ备用件，非重复；
利用公式(2)：ξ高压气瓶＝1-η高压气瓶、利用公式(3)：ξ贮箱＝1-η贮箱；计算出热试车试验下所述各压力容器构件备用件单元的上场率ξ高压气瓶，ξ贮箱；
利用公式(4)：
C备用件＝n热试车×(c高压气瓶×ξ高压气瓶+c贮箱×ξ贮箱+ξ备用件，非重复×c备用件，非重复)；
计算出周期内所述备用件单元的成本C备用件。
进一步地，所述计算周期内所述压力容器构件的成本C可重复的步骤，包括：
在可重复使用的运载器下的所述压力容器构件的成本计算如公式(4)：
C可重复＝c高压气瓶/(η高压气瓶n热试车)+c贮箱/(η贮箱n热试车)+c高压气瓶/(η高压气瓶n飞行)/(η飞行器×η飞行系统)+c贮箱/(η贮箱n飞行)/(η飞行器×η飞行系统)；
其中，η飞行器为整个飞行器的可靠性；η飞行系统为整个飞行器飞行试验过程中所需其他部分的可靠性(老师其他部分的可靠性包括什么模块给出几个)；
在一次性飞行试验时，所述压力容器构件的成本计算如公式(5)：
C可重复＝c高压气瓶/(η高压气瓶n热试车)+c贮箱/(η贮箱n热试车)+(c高压气瓶+c贮箱)×n飞行。
进一步地，在根据所述标准成本计算考虑可靠性在内的各个模块的计算成本及所述固液火箭发动机系统的总成本的步骤后还包括优化比较步骤，该步骤包括：
在优化软件中，预设目标函数、约束条件以及设计变量范围；
输入所述设计变量，经过结构性能计算获取各个模块的所述结构参数以及所述性能参数；
获取所述固液火箭发动机系统的总成本，判断是否将全部初始化配置方案计算完毕：若未全部计算完毕，重新给出一组未经过计算的设计变量，返回上一步骤，重新计算；若已计算完毕，进行下面步骤；
将全部获取到的所述固液火箭发动机系统的总成本进行比较，选择成本最低的作为最优结果，并输出此结果，结束。
本申请还提供一种固液火箭发动机系统，包括输送系统模块、推力室模块、推进剂模块以及安装保障模块；
所述输送系统模块包括压力容器构件以及泵单元；
所述推力室模块包括燃烧室单元以及喷管单元；
所述推进剂模块包括氧化剂单元以及燃料单元；
所述安装保障模块包括备用件单元、标准件单元以及保障单元。
进一步地，所述压力容器构件包括高压气瓶单元和贮箱单元；
所述备用件单元包括压力容器构件备用单元以及非压力容器构件备用单元；所述压力容器构件和所述压力容器构件备用单元为可重复使用单元，所述非压力容器构件备用单元为非重复使用单元。
相比于现有技术，本申请的有益效果在于：
本申请提供一种固液火箭发动机系统的成本估算方法，所述方法包括：
所述方法包括：
初始化所述固液火箭发动机系统内的需求模块，得到预设参数；
将所述固液火箭发动机系统内的所述需求模块的预设参数输入至对应的成本模型中，获取所述固液火箭发动机系统的需求模块的标准成本；
根据所述标准成本计算考虑可靠性在内的所述需求模块的计算成本及所述固液火箭发动机系统的总成本。
本申请提供的方法能够从实际工程的角度来计算一个型号发动机的研制成本，改变了传统的只估算整套发动机而不考虑热试车及飞行可靠性、部分单元可重复使用和备用件细节的成本估算逻辑，使研究人员在方案设计阶段能够掌握研制成本，以便在优化过程中兼顾成本与先进性，同时对其他种类发动机进行横向对比并向有关部门进行项目经费申请。
为使本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例一提供的固液火箭发动机系统的框图；
图2为本发明实施例一提供的固液火箭发动机系统的另一框图；
图3为本发明实施例二提供的固液火箭发动机系统成本估算方法的流程图；
图4为本发明实施例二提供优化比较步骤的流程图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例一
参见图1和图2所示，本申请提供一种固液火箭发动机系统，包括输送系统模块、推力室模块、推进剂模块以及安装保障模块；
所述输送系统模块包括压力容器构件以及泵单元；
所述推力室模块包括燃烧室单元以及喷管单元；
所述推进剂模块包括氧化剂单元以及燃料单元；
所述安装保障模块包括备用件单元、标准件单元以及保障单元。
具体地，在该实施例中，当所述输送系统为挤压式输送系统时，所述泵单元仅包含其相关管路阀门；当所述输送系统为涡轮泵输送系统时，所述泵单元包含涡轮泵及其相关管路阀门；当所述输送系统为电动泵输送系统时，所述泵单元包含电动泵及其相关管路阀门；当所述输送系统为催化分解输送系统时，所述泵单元包含增压工质贮箱、增压工质及其相关管路阀门。
具体地，在该实施例中，所述安装保障模块中的所述保障单元，包括场地试验，对应产生的费用为场地试验费；安全保障，对应产生的费用为安全保障成本；组装调试，对应产生的费用为组装调试成本；运输协调，对应产生的费用为运输协调成本；劳务，对应产生的费用为运输协调成本；税务，对应产生的费用为税务成本等，此处产生的成本仅作为设计人员申报费用的参考，实际按照当前行业内进行数据调研后确定。
具体地，在该实施例中，所述安装保障模块中的所述标准件单元，包括标准紧固件、标准密封件等在内的用于装配的零件。
在该实施例中，所述压力容器构件包括高压气瓶单元和贮箱单元，所述压力容器构件在试验后能够重复使用。
具体地，在该实施例中，所述安装保障模块中的所述备用件单元，确保了试验中应急替换，所述备用件单元包括压力容器构件备用单元以及非压力容器构件备用单元，所述压力容器构件备用单元在试验后能够重复使用；所述非压力容器构件备用单元在热试车试验或飞行试验后无法重复使用；
所述压力容器构件备用单元包括高压气瓶备用件单元以及贮箱备用件单元；所述非压力容器构件备用单元包括燃烧室备用件单元、喷管备用件单元、氧化剂备用件单元以及燃料备用件单元。
实施例二
参见图3和图4，本申请还提供一种固液火箭发动机系统的成本估算方法，所述方法包括：
步骤100：初始化所述固液火箭发动机系统内的需求模块，得到结构参数和性能参数；
步骤200：将所述固液火箭发动机系统内的结构参数和性能参数输入至对应的成本模型中，获取所述固液火箭发动机系统的所述需求模块的标准成本；
步骤300：根据所述需求模块的标准成本，计算考虑可靠性在内的所述需求模块的计算成本及所述固液火箭发动机系统的总成本。
具体地，本申请提供的方法能够从实际工程的角度来计算一个型号发动机的研制成本，使研究人员在方案设计阶段能够掌握研制成本，以便在优化过程中兼顾成本与先进性，同时对其他种类发动机进行横向对比并向有关部门进行项目经费申请。
在该实施例中，所述步骤100，包括：
步骤101：初始化所述固液火箭发动机系统的所述需求模块，得到所述需求模块的预设参数；本实施例中需求模块包括输送系统模块、推力室模块、推进剂模块；所得预设参数具体包括但不限于氧化剂密度、燃料密度、喷管扩张比等。
步骤102：初始化试验工况条件参数；具体包括但不限于发动机设计飞行高度、高压气瓶内压、飞行过载、试验环境温度。为综合考虑固液火箭发动机系统结构强度和重量等，试验工况决定了固液火箭发动机系统内的各个模块的厚度等，最终决定了固液火箭发动机系统的总成本。
步骤103：初始化输送系统的类型；在该实施例中具体体现在泵单元的形式及其包含的零部件。在该实施例中以所述输送系统为催化分解输送系统时，所述泵单元包含增压工质贮箱、增压工质及其相关管路阀门为例进行说明。所述高压气瓶单元和所述贮箱单元进行初始化设置，更具体地，对所述高压气瓶单元和所述贮箱单元的材料和外形布局进行初始化设置，其中，材料优选为铝合金或复合材料等，外形布局优选为带裙或无裙等形式。
步骤104：初始化所述固液火箭发动机系统的布局。
所述固液火箭发动机系统的整体布局有串联式、并联式、串并混联式三种形式。
具体地，串联式为高压气瓶、贮箱以及发动机依次连接；并联式为高压气瓶、贮箱、发动机三者相互并联；串并混联式为高压气瓶和贮箱串联后，形成串联体环绕在发动机周围，与发动机进行并联。
更具体地，串联式中各部分的外表可以直接作为发动机外皮，并联式和串并混联式均需要骨架结构将各部分固定，并使用蒙皮将整体套在内部以保证良好的气动性能等。因此，此步骤直接决定了是否有额外的蒙皮骨架结构，最终决定是否需要计算蒙皮骨架结构部分的成本。
在该实施例中，所述步骤200，包括：
步骤201：将所述固液火箭发动机系统内的高压气瓶单元、贮箱单元、泵系统单元、燃烧室单元、喷管单元、氧化剂单元、燃料单元的结构参数和性能参数分别输入至对应的所述成本模型中，以获取所述高压气瓶单元的标准成本为c高压气瓶、所述泵系统单元的标准成本为c泵系统，所述贮箱的标准成本为c贮箱；
具体地，所述结构参数包含质量参数和尺寸参数，性能参数包含比冲、推力、工作时长等。
步骤202：根据上述各个单元的标准成本，以获取所述输送系统模块的标准成本c输送系统、推力室模块的标准成本c推力室以及推进剂模块的标准成本c推进剂的标准成本；
步骤203：根据所述输送系统模块的成本c输送系统、所述推力室模块的成本c推力室、所述推进剂模块的成本c推进剂、以及上述三个模块内的各个单元的标准成本，结合所述试验工况条件参数，获取备用件单元的标准成本c备用件以及标准件单元的标准成本c标准件；
步骤204：获取安装保障模块的标准成本。
优选地，所述推力室模块内的喷管的成本模型Cn计算如下公式：
其中，fn1为喷管类型影响因子；fn2为喷管材料因子，fn3为工艺复杂性因子，λn为喷管冲质比，且有λ＝I/Mn，I为发动机总冲(kN·s)，Mn为喷管质量(kg)，Ln为喷管扩张段长度。柔性喷管通常是固定喷管的1.5～2倍，HRM采用与CPKM同类型的固定喷管，fn1取基准值1；CPKM喉衬、扩散段材料采用多维编织碳复合材料、固定段采用30CrMnSiA材料，在该实施例中，HRM(固液火箭发动机系统)设定与CPKM相同，fn2＝1；采用新工艺和新技术可能导致工艺复杂程度增加，这里取保守值fn3＝4。
优选地，所述燃烧室壳体的成本Cc模型计算如下公式：
其中，fc1为制造工艺复杂系数，fc2为材料系数，P为壳体的爆破压强，V为爆破壳体的最大容积，W为壳体的质量，(PV/W)c为燃烧室壳体的特性系数，由以上三个参数计算得出，单位为km。
优选地，所述贮箱的成本模型Ct计算如下公式：
统计检验量F＝19.90>F0.05(3,6)＝3.29，复相关系数R＝0.9917，且变量贮箱的特性系数(PV/W)t、贮箱直径Dt、贮箱质量Mt对Ct的偏相关系数均属显著。以所给数据的式中以两端椭球比2:1封头、圆柱型无群贮箱为基准，其制造工艺复杂系数ft1取1。材料为铝合金材料时材料系数ft2取1。在该实施例中采用碳纤维壳体材料，同等厚度下碳复合材料与铝合金质量之比为0.6，且同等厚度的碳复合材料抗拉强度大于铝合金，完全满足所需条件。
优选地，所述氧化剂的成本模型Co计算如下公式：
Co＝fo*mo
其中，氧化剂单价f0取值0.04万元/千克，m0为氧化剂总质量。
优选地，所述气瓶的成本Cgt计算如下公式：
统计检验量F＝6414>F0.05(3,6)＝3.29，回归是显著的。复相关系数R＝0.9999，且变量气瓶的特性系数(PV/W)gt、气瓶直径Dgt、气瓶质量Mgt对Cgt的偏相关系数均属显著。以所给数据的式中以两端椭球比2:1封头、圆柱型气瓶为基准，其制造工艺复杂系数fgt1取1。在该实施例中采用球形气瓶，为保证气瓶高压性能仍取fgt1＝1。材料为碳纤维复合材料、铝合金内胆内衬时材料系数fgt2取1。
在该实施例中，所述步骤300，包括：
步骤301：计算所述输送系统模块、所述推力室模块、所述推进剂模块内的各个单元的可靠性：
步骤3011：根据可靠性计算方法，分别获取所述高压气瓶单元的可靠性为η高压气瓶、所述贮箱单元的可靠性为η贮箱以及所述固液火箭发动机系统的可靠性为ηHRM；
步骤3012：在热试车试验下，利用模糊评判方法，获取除所述固液火箭发动机系统外的热试车试验的可靠性为η热式车系统。
当某次试验仅考虑试验台、试验操控系统、试验工控机时，试验台可靠性为0.998，试验操控系统可靠性0.977，试验工控机可靠性0.999，则η热式车系统＝0.998×0.977×0.999。
在该实施例中，所述步骤302，计算制周期内所述备用件单元的计算成本为C备用件，包括：
步骤3021：利用公式(1)：ξ备用件，非重复＝1-ηHRM×η热式车系统，计算出在所述热试车试验下非压力容器构件备用件单元的上场率ξ备用件，非重复；
步骤3022：利用公式(2)：ξ高压气瓶＝1-η高压气瓶、利用公式(3)：ξ贮箱＝1-η贮箱；计算出热试车试验下高压气瓶备用件单元的上场率ξ高压气瓶，贮箱备用件单元的上场率ξ贮箱；
步骤3023：利用公式(3)：
C备用件＝n热试车×(c高压气瓶×ξ高压气瓶+c贮箱×ξ贮箱+ξ备用件，非重复×c备用件，非重复)；计算出周期内所述备用件单元的计算成本C备用件。
其中，根据图2所示，备用件中，非重复部分包含的项目(相同于图中虚线框里的部分，即为泵系统单元备用件、燃烧室单元备用件、喷管单元备用件、氧化剂单元备用件以及燃料单元备用件)，其标准成本实际上已从输送系统模块、推力室模块、推进剂模块中能够获取到。
在该实施例中，所述步骤303，计算制周期内可重复使用的压力容器构件的计算成本为C可重复，包括：
步骤3031：具体地，在一次性的飞行器中，所述压力容器构件能够在所述热式车试验中可重复使用；在非飞行试验后所述压力容器构件无法回收再使用；在可重复使用运载器中，所述压力容器构件可重复使用，在所述可重复使用运载器下的所述压力容器构件的成本C可重复的步骤计算如公式(4)：
C可重复＝c高压气瓶/(η高压气瓶n热试车)+c贮箱/(η贮箱n热试车)+c高压气瓶/(η高压气瓶n飞行)/(η飞行器×η飞行系统)+c贮箱/(η贮箱n飞行)/(η飞行器×η飞行系统)；其中，η飞行器为整个飞行器的可靠性，例如，当飞行器包含三个串联的子级，各子级均用固液发动机，则η飞行器＝η一子级HRM×η二子级HRM×η三子级HRM；
η飞行系统为整个飞行器飞行试验过程中所需其他部分的可靠性。所需其他部分包括但不仅限于弹上控制系统、弹上级间分离系统、地面遥控系统以及地面发射系统等等；则η飞行系统＝η电控系统×η级间分离系统×η地面测发控系统×…。
在一次性飞行试验时，所述压力容器构件的成本计算如公式(5)：
C可重复＝c高压气瓶/(η高压气瓶n热试车)+c贮箱/(η贮箱n热试车)+(c高压气瓶+c贮箱)×n飞行。
在该实施例中，在所述计算可靠性在内的各个模块成本及所述固液火箭发动机系统的总成本的步骤后还包括步骤400优化比较，该步骤包括：
步骤401：在优化软件中，预设目标函数、约束条件以及设计变量范围；在实际的使用过程中采用ISIGHT软件进行优化，优化算法选取多岛遗传算法(MIGA)，该算法在ISIGHT软件内可点击选取；在该步骤中，所述目标函数优选为研制总成本最小，约束条件优选为固液火箭发动机直径小于预设指标、总冲大于预设指标、推力大于预设指标、总质量小于预设指标。
步骤402：输入所述设计变量，经过结构性能计算获取各个模块的所述结构参数以及所述性能参数；具体地，一组可行的设计变量为：药柱肉厚、药柱外径、喷管扩张比、初始推力、氧燃比、初始压强。
步骤403：获取所述固液火箭发动机系统的总成本，判断是否将全部初始化配置方案计算完毕：若未全部计算完毕，重新给出一组未经过计算的设计变量，返回上一步骤，重新计算；若已计算完毕，进行下面步骤；
步骤404：将全部获取到的所述固液火箭发动机系统的总成本进行比较，选择成本最低的作为最优结果，并输出此结果，结束。
在这里示出和描述的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制，因此，示例性实施例的其他示例可以具有不同的值。
应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
附图中的流程图和框图显示了根据本发明的多个实施例的系统、方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序段或代码的一部分，所述模块、程序段或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为替换的实现中，方框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个连续的方框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而定。也要注意的是，框图和/或流程图中的每个方框、以及框图和/或流程图中的方框的组合，可以用执行规定的功能或动作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。
本发明实施例所提供的进行运载火箭的性能参数设计方法的计算机程序产品，包括存储了处理器可执行的非易失的程序代码的计算机可读存储介质，所述程序代码包括的指令可用于执行前面方法实施例中所述的方法，具体实现可参见方法实施例，在此不再赘述。
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，上述描述的系统、装置和模块的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
最后应说明的是：以上所述实施例，仅为本发明的具体实施方式，用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，本发明的保护范围并不局限于此，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改或可轻易想到变化，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改、变化或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明实施例技术方案的精神和范围，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。
