[发明专利]一种固体火箭发动机内弹道性能的预示方法

说明书

本申请提供一种固体火箭发动机内弹道性能的预示方法，该方法包括如下步骤：建立参数化装药结构模型；对装药结构模型的燃烧过程进行仿真模拟，输出已燃肉厚与燃面关系曲线和已燃肉厚与绝热层暴露面积关系曲线；根据已燃肉厚与燃面面积关系曲线计算不同时间点对应的推进剂质量流率，根据已燃肉厚与绝热层暴露面积关系曲线计算不同时间点对应的绝热层烧蚀质量流率，将相同时间点对应的推进剂质量流率和绝热层烧蚀质量流率相加，输出时间与燃烧产物质量流率关系曲线；根据燃烧时间与燃烧产物质量流率关系曲线获取内弹道性能曲线。本申请明显提高点火试验前固体火箭发动机内弹道性能预示精度，优化了固体火箭发动机性能，降低研制时间和研制成本。

技术领域

本申请涉及固体火箭发动机绝热层动态烧蚀技术领域，尤其涉及一种固体火箭发动机内弹道性能的预示方法。

背景技术

固体火箭发动机工作过程中，装药燃烧产生大量高温高压燃气，通过喷管膨胀加速，形成超声速的燃气流喷射出去，根据质量守恒，在发动机室内压强平衡状态下，如果不考虑绝热层和其他部件的烧蚀量，喷管入口流入的质量流率等于推进剂燃烧质量流率。

地面点火实验前，进行固体火箭发动机内弹道性能预示通常有两种方案：

第一种，不考虑绝热层烧蚀对内弹道性能的影响。该方案适用于工作时间短、燃烧室压强较低、绝热层耐烧蚀性能较好的发动机，且发动机对内弹道预示精度无严苛要求，该方案存在的缺陷是：内弹道性能预示精度较低，仅适用于中小型固体火箭发动机。

第二种，考虑绝热层烧蚀的经验法。该方案具体为：对工作时间稍长、工作压力中等或稍高、以及内弹道预示精度要求较高的固体火箭发动机进行地面点火试验或飞行试验，通过称量试验前后绝热燃烧室壳体的质量得到绝热层烧蚀量，将绝热层烧蚀量均匀分配或根据一些经验方法分配在发动机整个工作时间内，以对内弹道性能进行重新预示，修正内弹道性能。该方案存在的缺陷是：无法说明没有进行过点火试验的发动机内弹道性能预示结果和实测内弹道性能的差异，多次地面点火试验不可避免会增加研制时间和研制成本。

发明内容

本申请的目的在于提供一种固体火箭发动机内弹道性能的预示方法，该方法明显提高点火试验前固体火箭发动机内弹道性能预示精度，进一步优化固体火箭发动机性能，降低研制时间和研制成本。

为达到上述目的，一种固体火箭发动机内弹道性能的预示方法，该方法包括如下步骤：

建立参数化装药结构模型；

对装药结构模型的燃烧过程进行仿真模拟，在燃面推移的过程中，输出已燃肉厚与燃面关系曲线和已燃肉厚与绝热层暴露面积关系曲线；

根据已燃肉厚与燃面面积关系曲线和推进剂燃烧特征值，计算不同时间点对应的推进剂质量流率；

根据已燃肉厚与绝热层暴露面积关系曲线和绝热层烧蚀特征值，计算不同时间点对应的绝热层烧蚀质量流率；

将相同时间点对应的推进剂质量流率和绝热层烧蚀质量流率相加，获得该时间点对应的燃烧产物质量流率，并输出时间与燃烧产物质量流率关系曲线；

根据燃烧时间与燃烧产物质量流率关系曲线获取内弹道性能曲线。

如上的，其中，内弹道性能曲线包括时间与压强关系曲线，时间与压强关系曲线的获得方法为：根据燃烧时间与燃烧产物质量流率关系曲线计算发动机燃烧室压强，获取内弹道的时间与压强关系曲线。

如上的，其中，内弹道性能曲线还包括压强与推力关系曲线，压强与推力关系曲线的获得方法为：根据燃烧室压强，计算发动机燃烧室推力，获取内弹道的压强与推力关系曲线。

如上的，其中，在燃面推移的过程中，实时测量和输出每个已燃肉厚对应的燃面面积，依据每个已燃肉厚对应的燃面面积，输出已燃肉厚与燃面面积关系曲线。