[发明专利]一种固体火箭发动机主动引射高模试验抽吸质量流率方法

说明书

本发明是涉及固体火箭发动机领域，特别是涉及一种固体火箭发动机主动引射高模试验抽吸质量流率方法。步骤为：建立二维无限长狭缝抽吸质量流率计算模型；通过圆孔抽吸质量流率模型，得到前缘后掠抽吸质量流率；推导抽吸壅塞临界条件，当波前与波后马赫数确定，则壅塞压比根据等熵关系确定；抽吸质量流率模型验证，通过FLUENT数值仿真验证模型的有效性，把亚声速前缘当作超声速前缘计算，模型中的面积取为圆孔面积，通过模型和数值模拟结果进行对比验证。本发明不仅仅适用于圆孔抽吸，也同样适用于无后掠角度的狭缝以及满足超声速前缘条件的后掠长狭缝抽吸；本发明计算方法方便、精度高。

技术领域

本发明是涉及固体火箭发动机领域，特别是涉及固体火箭发动机高模试验二级主动引射系统。

背景技术

导弹防御系统的发展对远程导弹的突防能力提出了严格的要求，采用球窝喷管、珠承喷管等推力矢量技术成为固体火箭发动机设计的一种趋势，喷管摆动导致扩压器入口端很大，压力较低，固体火箭发动机上面级高模试车逐步由单级引射向二级引射系统发展，为了有效引射，防止出现回流，高模试验主动引射系统通常设计抽吸系统。

目前，与本发明最相似的抽吸流量模型是Bunnag基于CFD数值仿真结果，根据观察到的抽吸孔典型流动特征，包括激波脱体距离、剪切层以及障碍激波位置等，以普朗特-迈耶膨胀波理论为基础，假设抽吸流量全部通过障碍激波下半段，建立单孔超声速抽吸流量模型。模型物理概念清晰，但是需要确定很多参数，特别是需要迭代计算激波脱体距离，工程实用价值有效。

已有超声速抽吸质量流率模型，基本可以分为两类，一种是基于已有实验数据，根据马赫数、压比等参数拟合获得抽吸流量系数；另一种是半经验性的模型，根据超声速可压缩流动的激波、膨胀波理论获得抽吸质量流量部分参数，其他部分参数通过经验给出或者根据与实验结果的偏差，引入其他参数进行修正。现有抽吸质量流率模型计算精度有待提高，工程应用范围有限。

发明内容

本发明要解决的技术问题

本发明提供一种固体火箭发动机主动引射高模试验抽吸质量流率方法，以解决现有抽吸质量流率模型计算精度低及工程应用范围有限等问题。

为解决技术问题本发明采用的技术方案

本发明根据普朗特-迈耶膨胀波理论、超声速壅塞理论、多边形逼近圆孔渐进技术，发明一种计算圆孔抽吸质量流率的计算方式。

本发明获得的有益效果

本发明可根据流道马赫数，计算抽吸壅塞发生的临界压比，确定抽吸系统工作压强边界；本发明不仅仅适用于圆孔抽吸，也同样适用于无后掠角度的狭缝以及满足超声速前缘条件的后掠长狭缝抽吸；根据流道与抽吸腔被压参数，根据抽吸模型可以直接计算抽吸质量流率，抽吸模型也可以反映流动参数影响抽吸质量流率的强弱程度；本发明计算方法方便、精度高。

附图说明

图1：抽吸孔局域流场结构示意图；

图2：超声速前缘抽吸；

图3：后掠角度为ɑ的狭缝；

图4：圆内接多边形逼近圆孔；

图5：超声速抽吸壅塞模型；

图6：不同多边形的流量系数演化规律。

具体实施方式

本发明的技术方案根据普朗特-迈耶膨胀波理论、超声速壅塞理论、多边形逼近圆孔渐进技术，发明一种计算圆孔抽吸质量流率的计算方式。