[发明专利]弹射内弹道仿真分析系统、方法及电子设备

说明书

本发明公开了一种考虑了二次燃烧的弹射内弹道仿真分析系统、方法及电子设备，该系统包括：燃气发生剂热力计算模块，用于根据不同装药配方，计算火箭发动机燃烧室内各个截面上的热力性质参数以及燃烧产物组分，获得第一计算结果；反向设计模块，用于求解最佳装药排列分布情况，获得第二计算结果；二次燃烧内弹道模块，用于根据所述第一计算结果和所述第二计算结果并结合辅助参数求解燃气发射器内规律参数、导向筒内规律参数以及导弹运动规律参数。通过考虑二次燃烧的弹射内弹道仿真系统对弹射内弹道燃气发生器内的性能参数、导向筒内的性能参数计算更为准确，从而大大缩短固体火箭发动机的研发周期；同时，提高相关内弹道部分的计算精度。

技术领域

本发明属于固体火箭发动机技术领域，具体涉及一种考虑了二次燃烧的弹射内弹道仿真分析系统、方法及电子设备。

背景技术

弹射内弹道作为一种重要的导弹发射方式，在导弹发射系统种具有广泛应用。目前关于弹射内弹道仿真计算的技术主要有以下两种。

其一是基于经典零位内弹道技术，该技术主要以热力学为理论基础，以瞬时平均的气体参数建立常微分方程求解，得到高压室及低压室内的流动特性参数。该技术方法的最大优势是方程的简明性和计算的简便性。该方法虽不能细致的描述流动现象，但通过相关方程的求解以及相关试验系数的确定，可以清晰的分析内弹道内各种参数的变化规律以及趋势。同时，计算程序简单，计算量小，计算周期短，通常仅为数秒，非常适合工程实际应用。但该方法由于缺少相关组分输运以及燃烧模型，在燃气发生器后的未燃燃气（如：CH₄、CO、H₂等）和导向筒内的空气反应放热未考虑在内。因此，对于初始容积较大的导向筒仿真计算结果误差非常大，甚至不能进行有效计算评估。

另一种则是引入气体动力学、燃烧、传热等模型的三维弹射内弹道仿真技术，该技术会对内弹道现象描述的更为准确和详尽，并通过计算机数值计算和图像显示展示出来。但是该方法计算周期长，计算量巨大，通常需要数百小时才能完成一个模型的仿真计算，就目前的计算机软硬件水平而言，常常无法满足弹射内弹道工程研制的进度需求。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提供一种考虑了二次燃烧的弹射内弹道仿真分析系统、方法及电子设备。通过考虑二次燃烧的弹射内弹道仿真系统对弹射内弹道燃气发生器内的性能参数、导向筒内的性能参数计算更为准确，从而大大缩短固体火箭发动机的研发周期；同时，提高相关内弹道部分的计算精度。

本发明所采用的技术方案为：弹射内弹道仿真分析系统，包括：

燃气发生剂热力计算模块，用于根据不同装药配方，计算火箭发动机燃烧室内各个截面上的热力性质参数以及燃烧产物组分，获得第一计算结果；

反向设计模块，用于求解最佳装药排列分布情况，获得第二计算结果；

二次燃烧内弹道模块，用于根据所述第一计算结果和所述第二计算结果并结合辅助参数求解燃气发射器内规律参数、导向筒内规律参数以及导弹运动规律参数，其中，所述辅助参数包括点火器结构参数、点火药物性能参数、主装药参数、燃气发生器结构参数、导向筒结构参数和导弹参数。

作为一种可选的技术方案，进一步地，所述燃气发生剂热力计算模块，用于根据不同装药配方，利用吉布斯自由能最小化方法计算在平衡流动、冻结流动条件下，火箭发动机燃烧室内各个截面上的热力性质参数以及燃烧产物组分，所述各个截面包括燃烧室截面、喷管喉部截面以及喷管出口截面，所述热力性质参数包括温度、比热比、定压比热容、声速以及马赫数。

作为一种可选的技术方案，进一步地，所述反向设计模块包括圆孔型装药反向设计模块和齿轮型装药反向设计模块，用于根据运动体参数、低压室参数、高压室参数反向求解最佳装药排列分布情况。