本发明涉及航天，尤其是涉及一种泵压式火箭发动机可靠性仿真试验方法、装置及电子设备。
背景技术：
1、现有的液体火箭发动机的可靠性均利用可靠性试车试验数据进行评估。由于发动机系统试车需要大量的人力、物力配合，成本高、耗时长且可获得的可靠性数据较少，难以准确评估发动机系统的可靠性。可靠性仿真试验成为目前可靠性评估的重要手段之一。对于复杂系统的可靠性评估一般将系统视为串联或并联系统，先通过仿真分析获得各个部组件的可靠性，然后利用串联或并联系统的可靠性模型进行系统可靠性评估。在这种可靠性评估过程，将各部组件视为相互独立的单元，不考虑某一部组件工作状态对其他部组件可靠性的影响。
2、对于液体火箭发动机这类各部组件强耦合的复杂系统，在工作过程中，各部组件的工作状态相互影响，某一部组件的工作状态的波动可能导致其他部组件不能正常工作，即部组件间的可靠性并不相互独立。
3、整体而言，目前的大多数火箭发动机系统可靠性仿真试验分析方法难以准确确定液体火箭发动机这类部组件间存在强耦合关系的复杂系统的可靠性。
技术实现思路
1、本发明的目的在于提供一种泵压式火箭发动机可靠性仿真试验方法、装置及电子设备，以缓解目前的大多数火箭发动机系统可靠性仿真试验分析方法难以准确确定液体火箭发动机这类部组件间存在强耦合关系的复杂系统的可靠性的技术问题，从而提升火箭发动机系统的可靠性的确定精度。
2、第一方面，本发明实施例提供了一种泵压式火箭发动机可靠性仿真试验方法，包括：获取火箭发动机系统部组件的结构、预设性能及结构影响因素以及上述预设性能及结构影响因素的概率分布；从上述预设性能及结构影响因素以及上述预设性能及结构影响因素的概率分布中抽取多组试验样本点；基于预设的静态特性仿真模型，根据上述多组试验样本点，确定上述多组试验样本点对应的系统性能以及目标部组件的输入参数；基于上述目标部组件的结构、上述目标部组件的输入参数以及预设的结构仿真模型，确定上述目标部组件对应的结构状态；根据上述结构状态、上述系统性能以及预设的性能及结构失效判据，确定上述多组试验样本点对应的系统状态；根据上述多组试验样本点的数量以及上述系统状态，确定上述火箭发动机系统的可靠性。
3、在本发明较佳的实施方式中，获取火箭发动机系统部组件的结构、预设性能及结构影响因素以及上述预设性能及结构影响因素的概率分布的步骤之前，上述方法包括：基于流量、压力和功率平衡原理，根据上述结构，建立上述静态特性仿真模型；以及基于失效机理，根据上述结构对应的载荷信息、结构参数、材料属性构建上述结构仿真模型；以及基于性能偏差及结构失效原理，确定上述性能及结构失效判据。
4、在本发明较佳的实施方式中，上述火箭发动机系统为泵压式液体火箭发动机系统；上述结构包括：多个子结构；上述子结构包括：上述泵压式液体火箭发动机系统的燃气发生器、驱动泵的涡轮、推进剂泵、推力室、调节器以及阀门。
5、在本发明较佳的实施方式中，基于流量、压力和功率平衡原理，根据上述结构，建立上述静态特性仿真模型的步骤，包括：基于流量、压力和功率平衡原理，根据上述子结构，建立上述子结构对应的流量平衡模型、压力平衡模型以及功率平衡模型；根据上述子结构对应的流量平衡模型、压力平衡模型以及功率平衡模型，确定上述静态特性仿真模型。
6、在本发明较佳的实施方式中，基于失效机理，根据上述结构对应的载荷信息、结构参数、材料属性构建上述结构仿真模型的步骤，包括：根据上述结构对应的结构参数、上述结构参数对应的载荷信息以及材料属性，确定上述结构的失效位置和上述失效位置的失效机理；根据上述结构的失效位置和上述失效位置的失效机理，构建上述结构仿真模型。
7、在本发明较佳的实施方式中，根据上述结构的失效位置和上述失效位置的失效机理，构建上述结构仿真模型的步骤，包括：根据上述结构的失效位置和上述失效位置的失效机理，构建失效物理仿真模型；基于上述失效物理仿真模型以及预设的智能模型，构建上述结构仿真模型。
8、在本发明较佳的实施方式中，基于上述失效物理仿真模型以及预设的智能模型，构建上述结构仿真模型的步骤之前，上述方法包括：获取上述火箭发动机系统部组件对应的预设材料属性以及预设输入载荷；基于上述失效物理仿真模型以及预设的智能模型，构建上述结构仿真模型的步骤，包括：基于上述失效物理仿真模型，根据上述火箭发动机系统部组件对应的预设结构参数、预设材料属性以及预设输入载荷，确定失效结果；根据上述火箭发动机系统部组件对应的预设结构参数、预设材料属性、预设输入载荷以及上述失效结果，对上述智能模型进行训练，直到达到预设的训练要求，得到上述结构仿真模型。
9、在本发明较佳的实施方式中，上述性能及结构失效判据包括：预设的性能失效判据以及预设的结构失效判据；上述性能失效判据用于指示上述系统性能的预设允许范围；上述结构失效判据用于指示上述结构状态对应的完整性判断依据；根据上述结构状态、上述系统性能以及预设的性能及结构失效判据，确定上述多组试验样本点对应的系统状态的步骤，包括：判断上述系统性能是否满足预设允许范围；如果是，判断上述结构状态是否满足上述完整性判断依据；如果是，确定上述多组试验样本点的系统状态为可靠。
10、第二方面，本发明实施例还提供了一种泵压式火箭发动机可靠性仿真试验装置，包括：数据获取模块，用于获取火箭发动机系统部组件的结构、预设性能及结构影响因素以及上述预设性能及结构影响因素的概率分布；样本抽取模块，用于从上述预设性能及结构影响因素以及上述预设性能及结构影响因素的概率分布中抽取多组试验样本点；输入参数确定模块，用于基于预设的静态特性仿真模型，根据上述多组试验样本点，确定上述多组试验样本点对应的系统性能以及目标部组件的输入参数；结构状态确定模块，用于基于上述目标部组件的结构、上述目标部组件的输入参数以及预设的结构仿真模型，确定上述目标部组件对应的结构状态；系统状态确定模块，用于根据上述结构状态、上述系统性能以及预设的性能及结构失效判据，确定上述多组试验样本点对应的系统状态；性能及结构可靠性确定模块，用于根据上述多组试验样本点的数量以及上述系统状态，确定上述火箭发动机系统的可靠性。
11、第三方面，本发明实施例还提供了一种电子设备，上述电子设备包括处理器和存储器，上述存储器存储有能够被上述处理器执行的计算机可执行指令，上述处理器执行上述计算机可执行指令以实现上述泵压式火箭发动机可靠性仿真试验方法。
12、本发明实施例具有下述有益技术效果：
13、本发明实施例提供了一种泵压式火箭发动机可靠性仿真试验方法、装置及电子设备，包括：获取火箭发动机系统部组件的结构、预设性能及结构影响因素以及上述预设性能及结构影响因素的概率分布；从上述预设性能及结构影响因素以及上述预设性能及结构影响因素的概率分布中抽取多组试验样本点；基于预设的静态特性仿真模型，根据上述多组试验样本点，确定上述多组试验样本点对应的系统性能以及目标部组件的输入参数；基于上述目标部组件的结构、上述目标部组件的输入参数以及预设的结构仿真模型，确定上述目标部组件对应的结构状态；根据上述结构状态、上述系统性能以及预设的性能及结构失效判据，确定上述多组试验样本点对应的系统状态；根据上述多组试验样本点的数量以及上述系统状态，确定上述火箭发动机系统的可靠性。该方法考虑到火箭发动机系统部组件强耦合的复杂性，通过静态特性仿真模型进行系统静态特性仿真得到多组试验样本点对应的系统性能以及目标部组件的输入参数，进而得到部组件的结构状态，并基于结构状态判断系统状态，最后确定火箭发动机系统的可靠性，从而提升了火箭发动机系统部组件的可靠性评估的准确度。
14、本实施例公开的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，或者，部分特征和优点可以从说明书推知或毫无疑义地确定，或者通过实施本公开的上述技术即可得知。
15、为使本公开的上述目的、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。
1.一种泵压式火箭发动机可靠性仿真试验方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的泵压式火箭发动机可靠性仿真试验方法，其特征在于，获取火箭发动机系统部组件的结构、预设性能及结构影响因素以及所述预设性能及结构影响因素的概率分布的步骤之前，所述方法包括：
3.根据权利要求1所述的泵压式火箭发动机可靠性仿真试验方法，其特征在于，所述火箭发动机系统为泵压式液体火箭发动机系统；所述结构包括：多个子结构；所述子结构包括：所述泵压式液体火箭发动机系统的燃气发生器、驱动泵的涡轮、推进剂泵、推力室、调节器以及阀门。
4.根据权利要求3所述的泵压式火箭发动机可靠性仿真试验方法，其特征在于，基于流量、压力和功率平衡原理，根据所述结构，建立所述静态特性仿真模型的步骤，包括：
5.根据权利要求3所述的泵压式火箭发动机可靠性仿真试验方法，其特征在于，基于失效机理，根据所述结构对应的载荷信息、结构参数、材料属性构建所述结构仿真模型的步骤，包括：
6.根据权利要求5所述的泵压式火箭发动机可靠性仿真试验方法，其特征在于，根据所述结构的失效位置和所述失效位置的失效机理，构建所述结构仿真模型的步骤，包括：
7.根据权利要求6所述的泵压式火箭发动机可靠性仿真试验方法，其特征在于，基于所述失效物理仿真模型以及预设的智能模型，构建所述结构仿真模型的步骤之前，所述方法包括：
8.根据权利要求1所述的泵压式火箭发动机可靠性仿真试验方法，其特征在于，所述性能及结构失效判据包括：预设的性能失效判据以及预设的结构失效判据；所述性能失效判据用于指示所述系统性能的预设允许范围；所述结构失效判据用于指示所述结构状态对应的完整性判断依据；
9.一种泵压式火箭发动机可靠性仿真试验装置，其特征在于，包括：
10.一种电子设备，其特征在于，所述电子设备包括处理器和存储器，所述存储器存储有能够被所述处理器执行的计算机可执行指令，所述处理器执行所述计算机可执行指令以实现权利要求1至8任一项所述的泵压式火箭发动机可靠性仿真试验方法。
