[发明专利]固体火箭发动机分段双燃速装药燃面确定方法及系统

说明书

本发明提供一种固体火箭发动机分段双燃速装药燃面确定方法及系统，给定发动机初始装药立体构型及其高、低燃速分界面轴向位置；将包含整个发动机初始装药立体构型的立方体进行网格划分，确定各网格的属性；根据高、低燃速分界面轴向位置，确定高、低燃速初始燃面节点集；基于高、低燃速装药的燃速比以及高、低燃速分界面轴向位置处的节点到高、低燃速初始燃面点集的最小距离进行燃面干涉判定；引入虚拟燃面，对高、低燃速的初始燃面节点集进行修正后，采用最小距离函数法进行燃面计算，分别得到高、低燃速装药燃面变化规律。本发明降低了燃面计算复杂度，避免了无干涉区域的无效计算。

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机燃面确定技术领域，具体地，涉及一种固体火箭发动机分段双燃速装药燃面确定方法及系统。

背景技术

燃面确定是用于确定装药在燃烧过程中燃烧表面积随燃烧时间的变化规律。燃面确定的精度直接影响发动机内弹道性能预示精度，是发动机内弹道设计的基础，在固体火箭发动机的设计中一直占有重要地位。

单室双推发动机的设计过程中，为保证助推段与续航段的推力比，常采用高低燃速搭配的思路进行助推段和续航段装药设计，如图1所示。当燃面与高低燃速推进剂交界面相交时，推进剂的燃烧速度在燃面上出现强间断，呈现明显的差异性，是燃面退移计算的一个难点。针对该问题，目前常用的双燃速装药燃面计算方法有：

（1）解析法：在内孔燃烧药柱的假设下，可以通过一定的解析推导得到不同燃速装药界面的解析构型，进而在各自求解域内分别求解。

（2）动网格法：在CFD 软件，利用流场求解与避免的耦合关系，将当地燃速引入网格推移方程，直接计算燃面推移的数值方法，可以进行三维药柱非等速燃烧的燃面分析。

（3）界面追踪法：将发动机燃面视为流场中的自由边界，通过追踪固体推进剂燃烧界面的变化，计算出燃面的变化规律。目前使用较多的是Level Set法。设推进剂内部区域为K(t)，外部区域为N(t)，2部分间的界面即燃面设为Γ(t)。另设空间任意一点到燃面的符号距离函数为h(x,t)，若h(x,t)在K(t)中为到燃面的距离，在N(t)中则为到燃面距离的相反数，在Γ(t)上为0。根据此定义，可知函数h(x,t)值为0的点就是燃面所处的位置，所以对于燃面推移过程的追踪就转变为求解每一时刻函数h(x,t)=0的解。

对于上述三种现有方法，其中解析法不适用于复杂构型的装药，即使对于简单的星孔型分段双燃速装药，界面处理仍然面临较大困难。而动网格法和界面追踪法levelset法依赖于复杂的偏微分方程求解，计算速度慢，计算效率低。

发明内容

本发明针对固体火箭发动机串装双燃速装药燃面确定依赖于动态燃面提取，通用性差且计算量大的问题，提供一种固体火箭发动机分段双燃速装药燃面确定方法及系统，基于固定燃速比假设，引入虚拟初始燃面，提出界面处理方法，实现双燃速装药构型干涉过程的预处理，完成不同装药燃面计算过程的解耦，将平行层推移理论分别应用到高、低燃速装药计算，有效解决了单室双推力固体火箭发动机双燃速装药燃面确定问题。

为实现上述技术问题，本发明采用的技术方案是：

固体火箭发动机分段双燃速装药燃面确定方法，包括：

步骤S1，给定发动机初始装药立体构型及其高、低燃速分界面轴向位置Z；