某固体火箭发动机点火启动过程的仿真研究

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固体火箭发动机内弹道性能的仿真研究_刘宝华

2009年10月第10期电　子　测　试ELEC TRONIC T ES TOct.2009No.10固体火箭发动机内弹道性能的仿真研究刘宝华1,杨志菊2(1辽宁葫芦岛市海军飞行学院教研部　葫芦岛　125000,2辽宁葫芦岛92941部队　葫芦岛　125001) 摘　要:研究发动机燃烧室内压强随时间变化的规律,是固体火箭发动机工作过程分析的主要方面,一般采用实验法可以获得直观可靠的数据,但实验法耗资大、周期长,不易操作。

本文根据零维内弹道数学模型,运用龙格库塔法及M A T L A B语言对某型固体导弹发动机内弹道工作过程进行数值仿真,画出燃烧室内压强随时间变化的曲线,并进一步分析得出影响发动机内弹道性能的因素,仿真结果与发动机燃烧室内工作情况相符,影响因素分析与实验相一致,为固体火箭发动机内弹道性能研究提供了参考。

关键词:发动机;内弹道;数值仿真;燃烧室中图分类号:T N957 文献标识码:BSimulate research of solide rocket eng ine inside trajecto ry characteristicLiu Baohua1,Y ang Zhiju2(1T eaching and scientific resea rch ministry,N aval Flying A czdemy,Huludao125001,China;292941U nit,PL A,H uludao125001,China)A bstract:Researching the rule of the pressure with the time changing o f the eng ine's firebox is the m ost aspect of analy zing the process o f the solid missile engine.Co mmo nly,experimenta-tion can achieve the intuitionistic and credible data,but this method consume m uch tim e and money,and not easy to manipulate.According to zero-dimensional inside trajecto ry numerical simulate model,to o ur co untry some ty pe solid missile engine,applacating Lo nger-Kuta me thod and the lang uage of m atlab launches the inside trajecto ry numerical simulate of the w o rking pro cess,and draw ed the burner pressure-time curve,passing further analy sis o uted the influence facto rs of inside trajecto ry characteristic.The result of simulatio n is consistent to the fact in en-gine's firebox and analysis of the influence facto rs is consistent to experim entation.It offer s a new idea to researching the capability o f the ballistic trajecto ry.Keywords:engine;inside trajectory;numerical sim ulate;firebox0　引言固体火箭发动机内弹道学的核心是研究发动机燃烧室内压强随时间变化的规律,是固体火箭发动机工作过程分析的主要方面。

火箭发动机工作环境的模拟与仿真研究

火箭发动机工作环境的模拟与仿真研究研究火箭发动机的工作环境对于提高火箭性能和可靠性至关重要。

火箭发动机是整个航天器的“心脏”，其工作环境直接影响着火箭发动机的性能和寿命。

因此，对具有重要的意义。

火箭发动机在工作时需要承受极端的环境条件，例如高温、高压、高速等。

这些条件对火箭发动机的材料、结构和燃烧过程都会产生影响，因此需要进行精确的模拟与仿真研究，以便更好地了解火箭发动机在工作环境下的表现。

在模拟与仿真研究中，需要考虑多个因素，如燃烧过程、气流动态、热传导等。

其中，燃烧过程是火箭发动机工作环境中最关键的因素之一。

燃烧过程的模拟与仿真可以帮助研究人员更好地了解火箭发动机的燃烧效率和燃烧稳定性，从而优化发动机设计和运行参数。

另外，气流动态也是火箭发动机工作环境中至关重要的因素之一。

火箭发动机在工作时会产生强大的气流，其动态特性对火箭发动机的性能和稳定性有着重要的影响。

因此，对火箭发动机气流动态的模拟与仿真研究也是非常必要的。

此外，热传导也是影响火箭发动机工作环境的一个重要因素。

火箭发动机在工作时会产生大量的热量，如果不能及时有效地传导和散热，就会导致发动机过热，从而影响其性能和寿命。

因此，研究火箭发动机热传导的模拟与仿真也是十分重要的。

在火箭发动机工作环境的模拟与仿真研究中，需要运用各种计算方法和模拟工具。

目前，计算流体力学（CFD）和有限元分析（FEA）是常用的模拟工具，可以帮助研究人员更加准确地模拟和分析火箭发动机的工作环境。

梳理一下本文的重点，我们可以发现，火箭发动机工作环境的模拟与仿真研究对于提高火箭性能和可靠性具有重要的意义。

通过对火箭发动机工作环境的深入研究，可以帮助人们更好地理解火箭发动机的工作机理，从而优化设计和改进工艺，提高火箭的性能和可靠性。

希望未来能有更多的研究人员投入到这一领域，并取得更大的突破和进展。

火箭发动机工作环境的模拟与仿真研究

火箭发动机工作环境的模拟与仿真研究标题：火箭发动机工作环境的模拟与仿真研究摘要：火箭发动机是火箭的核心组成部分，其工作环境对火箭性能和安全起着至关重要的作用。

本文将介绍火箭发动机工作环境的模拟与仿真研究，包括工作环境的定义与特点、模拟与仿真方法、相关研究成果以及未来的发展方向。

通过模拟与仿真研究，可以更好地了解火箭发动机工作环境的特点和变化规律，为火箭发动机的设计、优化和安全性评估提供重要参考。

关键词：火箭发动机；工作环境；模拟；仿真引言：火箭发动机是现代航天技术的关键设备之一，其工作环境的模拟与仿真研究具有重要意义。

工作环境的模拟与仿真可以通过计算机技术和实验手段对火箭发动机运行过程中的各种参数和工况进行模拟和分析，帮助工程师更好地理解和掌握火箭发动机的性能、响应特性以及工作状态，为火箭的设计、优化和安全性评估提供重要数据支持。

因此，火箭发动机工作环境的模拟与仿真研究是航天技术发展中的一个重要研究领域。

一、火箭发动机工作环境的定义与特点火箭发动机的工作环境包括气体流动、燃烧、燃气排放等多个方面。

其中，气体流动是火箭发动机工作环境的核心内容，也是模拟与仿真研究的重点。

气体流动涉及到流场的速度分布、温度分布、应力情况等参数，以及冷却剂的喷射和排放过程。

火箭发动机工作环境的特点主要有以下几个方面：1. 高温高压：火箭发动机在工作过程中，燃烧室内温度高达几千摄氏度，压力高达几百兆帕，要求模拟与仿真研究能够准确地反映这种高温高压环境下的气体流动特性。

2. 高速流动：火箭发动机燃烧室内的气体流动速度非常高，可以达到数千米/小时的级别。

这就要求模拟与仿真研究能够模拟高速流动过程，并准确预测流速、压力以及相关物理参数的变化规律。

3. 多相流动：火箭发动机中同时存在气体和液体（冷却剂）两相流动，这就需要模拟与仿真研究能够考虑气液两相之间的传热、传质以及相互作用等问题。

4. 多物理场耦合：火箭发动机工作环境涉及到多个物理场的相互作用，如流固耦合、流热耦合和流化耦合等。

固体火箭发动机的三维仿真研究动态

固体火箭发动机的三维仿真研究动态徐学文,牟俊林,彭　军(海军航空工程学院新装备培训中心,山东烟台264001)摘　要:固体火箭发动机的燃烧过程存在强烈的耦合和非线性现象,目前国内外对其仿真大多采用简单的一维仿真,而美国的高级火箭仿真中心(CS AR )正在开发三维的、完全耦合的固体火箭发动机仿真软件。

详细介绍了它的第二代仿真软件GE N2的程序结构、算法及其测试结果,它采用任意拉格朗日/欧拉(ALE )形式的流体和固相控制方程分别求解流场和结构的变形和移动;采用显式的或隐式的时间步迭代法来实现流体/结构间的耦合;应用粘性/体积有限元(C VFE )方案模拟界面间裂纹的动态扩展。

测试结果表明:GE N2具有很好的并行可量测性。

关键词:固体火箭发动机;推进剂;仿真;裂纹扩展;耦合中图分类号:O35 文献标识码:A 文章编号:1671Ο654X (2007)03Ο0100Ο04引言目前,随着计算机技术的高速发展及成熟,人们广泛地利用计算机对大型工程问题进行仿真,解决了许多重大实际问题。

计算机的仿真已从过去的简短一维仿真向三维方向发展,仿真模型越来越接近工程模型,仿真结果越来越精确,有利地促进了科学的快速发展。

同样,计算机科学在固体火箭发动机(s olid r ocket mo 2t or 简称SRM )的应用亦向深入的方向发展。

固体火箭发动机是直接产生推力的喷气推进的动力装置,它利用固体燃料燃烧产生高速向后喷射的工质,由此获得反作用推力推动飞行器向前飞行。

发动机的工作过程是一个十分复杂的过程,在燃烧室内点火器点火产生出高温高压的气体点燃固体推进剂,推进剂燃烧的气体产物产生压力作用于固体药柱表面,促使药柱变形,另外气体产物向药柱传递热量,促进推进剂的快速燃烧。

同时,药柱的变形与快速燃烧又影响着燃烧室内气体流动与压力的分布等。

因此,发动机的燃烧过程是一个强烈耦合过程,对其进行计算机仿真也将变得十分复杂。

1　固体火箭发动机的一维仿真目前,对固体火箭发动机的仿真大多采用一维仿真[1Ο3],假设燃烧室中气体的流动是一维非定常的,垂直流动方向的各截面的气体参数是相同的;气相反应和固体推进剂的变形是准静态的;把推进剂看作是均质的、等温的和热流变学上简单的线性粘弹材料;把燃烧产物看成理想气体等。

固体火箭发动机工作过程仿真实验软件的设计与实现

固体火箭发动机工作过程仿真实验软件的设计与实现＊吴达，陈锋莉，马岑睿【摘要】在不具备开展实际实验的条件下，采用计算机仿真的方法模拟固体火箭发动机的工作过程，是一种安全、有效和经济的途径。

文中从固体火箭发动机平行层燃烧理论出发对其工作过程进行了分析与数学建模，并运用3D建模技术、Matlab引擎技术和动态链接报表生成等技术开发了固体火箭发动机工作过程仿真实验软件。

介绍了仿真实验软件的设计与仿真运行画面。

软件在本科教学中得到了实际应用，教学效果良好。

【期刊名称】弹箭与制导学报【年(卷),期】2010(030)006【总页数】4【关键词】固体火箭发动机；燃烧过程；仿真实验；软件设计0 引言固体火箭发动机工作过程实验是在火箭发动机理论研究的基础上进行的实践活动，对于培养火箭发动机专业学员的观察能力、实践动手能力、分析能力和实验数据总结能力具有重要作用。

该实验可以通过实际实验或仿真实验来实施，前者的优点是效果好，实验过程真实，实验结果准确，但存在危险性强、过程不易控制、成本高等问题，适合应用于固体火箭发动机的设计与制造领域，不适于在教学中实施；而后者的实验精度相对较低，但具有安全、可靠、经济、可以多次反复进行实验等许多优点。

因此，如果实验目的主要侧重于增强学员的对发动机工作过程的感性认识，在不具备开展实际实验的条件下，采用计算机仿真的方法对固体火箭发动机的工作过程进行模拟，不仅能满足教学需要，而且是一项安全、经济的好途径。

在这一思路的指引下，开发了固体火箭发动机1 仿真实验软件需求分析该实验主要面向火箭发动机专业学员的教学，教学目标主要有以下三个方面：1）直观了解固体火箭发动机的燃烧过程与现象；2）熟悉实验仪器设备、实验环境以及设备的操作使用方法；3）能够结合理论对实验结果进行分析，整理实验数据，撰写实验报告。

仿真实验的内容主要有发动机燃烧室动态压强测量实验、发动机推力测量实验、发动机装药燃速测量实验、发动机中断燃烧实验和发动机反常燃烧实验。

一种固体火箭发动机性能仿真与评估方法研究

ｃｎｄｎｅｉｔｒａｓＩｉｄｆｃｌｔｓｅｓｔｅｄｓｒｕｅｈｒｃｅｓｃｎｅｉｂｌｙｏＲＭｅｆｒａｃｎｙｂｏｆｅｃｎｅｖ．ｔｓｉｉｕｔｏａｓｓｈｉｔｂｔｄｃａａｔｒｔｓａｄｒｌｉｔｆＳｉｌｉｉｉａｉｐｒｏｍｎｅｏｌｙ
中图分类号：４８１Ｖ４．５＋３文献标识码：Ｂ
ＮｅＭｅｈｏｏｌｗｔｄｆｒＳ
ＰｅｆｒａｅＳｉｕａｉｎａｓｓｍｅｒｏｍｎｃｍｌｔｏｎｄＡｓｅｓｎｔ
ＳＮＹｎ —ｑａｇＣｉｇＢＯＦｔｇＬＵＹｎＵｏｇｉ，ＡＩａ，Ａｕ— ｉ，ＩａｇｎＱｎｎ
ｔｓ．ＭｏｔｒｉｌｔｎｍｅｈｄｗｓｕｅｏｓｌｅｔｉｒｂｅｅｔｓｎｅＣａｌｓｍｕａｉｔｏａｓｄｔｏｖｈｓｐｏｌｍ．ＴｓｅｓｔｅｒｌｉｔｆＳＭｅｆｒａｃｏｏｏａｓｓｈｅｉｌｙｏＲｐｒｍｎｅｂａｉｏｒｌｉｔｏｒｈｎｉｅｙ，ａｃｐａｃａｌｇｗｓｉｔｄｃｄｔｏｒｈｅｉｉｔｏｄｎｅｉｔｒａ．Ａｏ－ｅｉｌｙｃｍｐｅｅｓｖｌｂａｉｃｅｔｅｓｍｐｉａｎｒｕｅｃｎｍｔｅｒｌｌｙｃｎｅｃｎｅｖ１ｃｒｎｎｏｏｆｉｂａｉｉｆｒｃｉｎｉｔｒｏａｌｔｓｍｏｅｓｕｅａｃｌｔａｇｒａｅｐｓｏＲｐｒｏａｃ．ＦｎｌｅｔｎｅｒｌｉｉｄｌｏｉｂｓｃｗａｓｄｔｃｌｕａｅｌｒｅａｅｘａｉｎＳＭｅｒｎｅｉａｙ，ｃｍｐｒｄｗｔｏｎｆｍｌｏａｅｉｈｔｓｒｓｌ，ｔｅｓｍｕａｉｎｍｏｅｓａｃｒｔｎｈｉｌｔｎｒｓｌｉｉｏｇｅｍｅｔｔｔｔａｒｐｒｉｓｏｅｔｅｕｔｈｉｌｔｄｌｃｕａｅａｄｔｅｓｍｕａｉｅｕｔｓｎａｇｏａｒｅｎ．ＳａｉｉｌｏｔｅｆｓｏｉｏｄｓｃｐｅＳＲＭｅｏａｃｅｂｔｒｒｆｅｔｄｂｓｆｎｗｔｏ．ｐｒｒｎｅａｅｔｅｃｅｙｕｅｏｅｍｅｈｄｆｍｒｅｌＫＥＹＷＯＲＤＳ：ｏｉｃｅｔｒＭｏｔａｌ；ｅｆｒａｃｉｌｔｎ；ｎｅｏａｌｔｓＳｌｒｋｔｍｏｏ；ｎｅｃｏＰｒｍｎｅｓｍｕａｉＩｔｒｒｂｌｓｃｄｏｒｏｏｉｉｉ

固体火箭发动机点火过程中点火具破膜过程的数值模拟

固体火箭发动机点火过程中点火具破膜过程的数值模拟唐必顺;陈军;封锋;曹杰;李宏超【摘要】应用FLUENT流体计算软件,使用UDF接口进行二次开发编程,对某自由装填药柱发动机模型破膜过程进行了计算,对发动机内流场的情况与实验测得的点火压强曲线进行了对比分析.结果表明,破膜过程使得发动机内流场存在高速流区、压强震荡、激波、漩涡等复杂现象,其中高速流区的长度随点火药量的不同而变化,对推进剂的点火产生影响;对于装药表面末端的压强震荡,除了受激波和高速流区的影响外,还受后腔流场的作用.【期刊名称】《固体火箭技术》【年(卷),期】2013(036)006【总页数】5页(P753-757)【关键词】固体火箭发动机;点火具;破膜过程;数值模拟【作者】唐必顺;陈军;封锋;曹杰;李宏超【作者单位】南京理工大学机械工程学院,南京210094;南京理工大学机械工程学院,南京210094;南京理工大学机械工程学院,南京210094;南京理工大学机械工程学院,南京210094;南京理工大学机械工程学院,南京210094【正文语种】中文【中图分类】V4350 引言固体火箭发动机点火过程中，点火具中燃气通过膜片破裂流入发动机燃烧室，膜片破裂会使发动机燃烧室的入口压强呈现短暂的下降趋势，称该下降段为破膜过程。

破膜过程是一个高度非稳态过程，在点火初期会产生冲击波等复杂效应，对点火的影响很大，但一直被人们所忽视。

文献［1］采用质量流量入口，其曲线由压强曲线通过等效容积换算得来，在开始段没有呈现出下降段;文献［2］采用的质量流量入口曲线是通过假设点火具质量流量正比于实验测定发动机头部的压强得来，忽略了破膜的影响;文献［3］采用的入口压强为定值。

本文就破膜过程对发动机的影响作了数值模拟，通过实验测得的点火压强曲线作为入口条件，使用FLUENT商业软件，利用UDF在推进剂点火燃烧时进行加质，对破膜过程中燃气填充燃烧室内流场进行了分析，通过观测点得到推进剂表面压强的变化等，这些研究结果更加真实准确地反映出固体火箭发动机点火初期内流场的情况，对点火的认识和点火具的设计具有借鉴意义。

某固体火箭发动机点火启动过程三维流场一体化仿真

维普资讯
固体火箭技术
第３卷第１ｌ期
ＪｕｎｌｆＳｌｃｅｅｈｏｏｙｏｒａｏｉＲｏｋｔｃｎｌｇ－ｏｄＴ
某固体火箭发动机点火启动过程三维流场一体化仿真①
ｃａｅｎｏｚｅｄｒｇｉｎｔｎＳｒｕｆｔｒｗｒａｃｌｔｄｂａｓｏＤｆｗｅｄｇｖｒｉｇｅｕｔｎｄｆｉｏｕｈｍｂｒａｄｎｚｌｕｉｉｏｌｔｐｏｏｅｅｃｕａｅｙｍｅｎｆｏｆｌｏｅｎｑａｉｓａｎｔｖｌｍｅｎｇｉａ— ｍｏｌ３ｌｉｎｏｎｉｅｍｅｏ．ｈｇｉｏｏｎｆｔｒｇａｎｆｓｙｏｃｌｅｔｈｔｒｉｆｈｒｉｎｐｅｄｄｔｗｄｌｉｃｏｓＡｔｈｅｉ — ｈｔｄＴｅｉｔｎｐｉｔｏｒｉｒｔｃｔｆｄａｅｓａｐｏｅｇａｎａｄｓｒａｅａｓａｒｔｎ．ｅｂｇｎｎｉｏｍｏｉｌｒｔｔｔｏｒｌｄｅｉｔ
到最大值。
关键词：固体火箭发动机；喷管；维流场；三有限体积法
中图分类号：４５￣３文献标识码：Ａ文章编号：０６２９（０８Ｏ－０－１０－３２０）１０８０７０６
ＩｔｇａｅｉｕａｉｎｏＤｏｆｌｕｒｎｎｅｒｔｄｓｍｌｔｏｎ３ｆｗｅｄｄｉｇｌｉ
ｃａｅ，ａｒｓｕｅａｏｇａｉｉｃｉｎｂｃｍｅｇａｕｌｅｔ．ｈｎｔｅｒｔｆｉｌｔｐｅｓｒｏｅｉｂｃｒｓｕｅｏｈｈｍｂｒｇｓｐｅｓｒｎｘａｄｒｔｅａｄａｙｇｎｌＷｅｈａｉｏｎｅｒｓｕｅｔｘｔａｋｐｅｓｆｔｅｌｌｅｏｒｌｅｏｒｎｚｌｅｃｅｅｔｎｖｌｅｔｅｅｅｉｅｈｃａｅｉｅｄｖｒｅｔｏｚ；ｉｅｉｃｅｓｆｒｓｕｅｒｔ，ｈｈｃａｅｏｚｅｒａｈｄａｃｒａａｕ，ｒｘｓｄａｓｏｋｗｖｔｉｅｇｎｚｌｗｔｔｎｒａｅｏｅｓｒａｉｔｅｓｏｋｗｖｉｈｔｎｈｎｅｈｈｐｏ

固体火箭发动机点火过程流固耦合仿真研究综述

G-BOS传播主要模块释义一、G-BOS的总体介绍及命名解释1、G-BOS是什么？G-BOS智慧运营系统是苏州金龙创新探索“车联网”应用技术并首倡研发，集成智能化、电子化、信息化等尖端科技，以海量数据挖掘、3G无线物联与智能远程控制为核心手段，为客车运营商量身定制的整合“人、车、线”三大要素的新一代智能运营管理工具。

G-BOS智慧运营系统是苏州金龙因应“智慧客车”概念的创新应用工具，堪称“智慧客车”的神奇大脑和智慧核心。

智慧客车=海格客车+G-BOS智慧运营系统。

G-BOS智慧运营系统的正式推出对于客车行业，具有三大意义：——意味着“智慧客车”概念的正式落地；经过数月的宣传和推广，具有划时代意义的“智慧客车”已经在客车业深入人心。

但究竟智慧客车有何神奇之处，一直处于高度保密状况，悬念十足。

G-BOS的正式亮相犹如揭开谜底，G-BOS智慧运营系统正是实现从产品概念到实际利益的关键所在，装载了G-BOS 智慧运营系统的海格客车才称得上智慧客车。

——意味着Telematics（特力马）技术在客车业的首次创新应用；Telematics是无线通信技术、卫星导航系统、网络通信技术和车载电脑的综合产物，被认为是未来的汽车技术之星。

目前，在主流的乘用车企业如丰田、通用、日产等均被以不同形式加载在其主力车型上大为推广。

G-BOS智慧运营系统吸收了Telematics（特力马）技术的核心优势，结合客车运营商的需要，进行针对性的定制，属于Telematics（特力马）技术的创新应用。

——意味着SAAS（软件即服务）模式在客车业的萌芽。

SaaS是Software-as-a-service（软件即服务），是一种基于互联网提供软件服务的应用模式。

SaaS提供商为企业搭建信息化所需要的所有网络基础设施及软件、硬件运作平台，并负责所有前期的实施、后期的维护等一系列服务，企业无需购买软硬件、建设机房、招聘IT人员，即可通过互联网使用信息系统。

某型单室双推固体火箭发动机燃烧过程数值模拟

摘要长期以来，针对固体火箭发动机推进剂燃烧机理的研究一直是火箭发动机研究的一个重要领域。

目前关于固体火箭发动机推进剂燃烧研究主要集中推进剂燃烧详细机理及简化模型建立方面。

同时在固体推进剂中加入金属铝组分能够对发动机性能产生正负两方面的巨大的影响。

本文主要针对某型单室双推固体火箭发动机模型的稳态燃烧过程进行了数值研究。

首先，本文对研究者较广泛采用的固体复合推进剂燃烧详细气相反应模型以及简化机理模型进行了模型验证。

其次，将经过验证的燃烧简化模型应用到某型单室双推固体火箭发动机的稳态工作中，研究复合推进剂中氧化剂AP与粘合剂HTPB参比大小对该型发动机内流场的影响。

最后，针对含有金属铝组分的复合推进剂，研究含有不同质量分数的铝组分对该型单室双推固体火箭发动机模型内流场的影响，同时与不含铝组分的AP/HTPB复合推进剂燃烧进行对比，分析铝组分对发动机工作的影响。

研究结果表明：该型固体火箭发动机稳态燃烧条件下，发动机内流场压力变化只与与复合推进剂密度、特征速度、燃速系数、压强系数以及喷管结构有关；发动机内流场燃烧室马赫数接近于零，尾喷管马赫数随复合推进剂AP组分的增加而逐渐增大，当HTPB组分含量达到10%以下时，长尾喷管内燃气马赫数随之减小，同时当加入铝组分时，尾喷管马赫数随含铝质量分数的增大而减小；发动机内流场温度随AP的质量分数的增加而逐渐升高，当AP质量分数比大于80%时，发动机内流场场温度出现下降趋势，同时当加入铝组分时，发动机内流场温度随含铝质量分数增大而逐渐升高；在推进剂中加入铝能够强化燃烧，但同时会使发动机推力效率下降。

关键词：固体火箭发动机，复合推进剂，燃烧机理，数值模拟AbstractFor a long time,the research on the combustion mechanism of solid rocket motor propellant has been an important field of rocket engine research.At present,the research on solid rocket engine propellant combustion mainly concentrates the detailed propellant combustion mechanism and simplifies the establishment of model.At the same time,adding metal aluminum components in the solid propellant can produce positive and negative impact on the engine performance.In this paper,the steady-state combustion process of a dual thrust solid rocket motor model is studied.First of all,this paper makes a model verification of a detailed gas-phase reaction mechanism model and a simplified mechanism model,which are widely used by researchers.Secondly,the proven combustion simplification model is applied to the steady-state work of a dual thrust solid rocket motor.The influence of the different ratio of the oxidant AP and the binder HTPB on the flow field in the engine is studied.Finally,the effects of aluminum fractions containing different mass fraction on the flow field in the motor model were studied for the composite propellants containing metal aluminum components.At the same time,the AP/HTPB Composite propellant combustion were compared,and analyse the impact of aluminum components on the engine work.The results show that:In the steady-state combustion condition of the solid rocket motor, the pressure change of the flow field in the engine is only related to the density of the composite propellant,the characteristic speed,the burning speed coefficient,the pressure coefficient and the nozzle structure;The Mach number of the combustion chamber in the engine is close to zero,and the Mach number of the tail nozzle increases with the increase of the AP component of the composite propellant,and when the content of HTPB component reaches10%or less,the Mach number of gas in the long tail nozzle decreases,and at the same time,when the aluminum component is added,the Mach number of the tail nozzle decreases with the increase of the aluminum content;The temperature of the flow field in the engine increases with the increase of the mass fraction of AP,and when the AP mass fraction ratio is greater than80%,the engine flow field temperature is decreasing,and while adding aluminum components,the temperature of the flow field in the engine is gradually increasedwith the increase of the aluminum content;The addition of aluminum to the propellant enhances the combustion,but at the same time reduces the engine thrust efficiency.Key words:Solid rocket motor;Composite propellant;Combustion mechanism;Numerical simulation目录摘要 (I)Abstract (II)1绪论1.1研究背景及意义 (1)1.2国内外研究现状 (2)1.3本文研究的主要内容 (10)2AP单元推进剂与AP/HTPB复合推进剂燃烧模型2.1AP单元推进剂燃烧模型 (12)2.2AP/HTPB复合推进剂燃烧简化模型 (16)2.3本章小结 (21)3多组分反应系统基本方程及化学反应动力学模型验证3.1基本方程 (22)3.2S.Groult AP/HTPB简化模型验证 (27)3.3Matthew L.Gross AP/HTPB复合推进剂燃烧模型验证 (30)3.4本章小结 (34)4某型单室双推固体火箭发动机燃烧过程数值模拟4.1某型单室双推固体火箭发动机模型建立 (35)4.2AP/HTPB参比对发动机内流场的影响 (38)4.3本章小结 (54)5含铝复合推进剂在某单室双推固体火箭发动机内燃烧过程数值模拟研究5.1引言 (55)5.2不同含铝质量分数比条件下发动机燃烧模拟结果 (56)5.3含铝质量分数大小影响研究以及与不含铝复合推进剂燃烧对比研究 (60)5.4本章小结 (66)6总结与展望6.1全文总结 (67)6.2工作展望 (68)致谢 (70)参考文献 (71)附录1（攻读学位期间发表论文目录） (76)附录2 (77)1绪论1.1研究背景及意义自二战以来，火箭学作为科学的一个分支得到了迅速的发展，推进技术也与空气动力学和超声速流体力学一起得到了科学家的深刻理解。

固体火箭发动机虚拟试验技术研究综述

收稿日期：２０２３－０４－３０引用格式：程博，宋媛，陈欣欣，等．固体火箭发动机虚拟试验技术研究综述［Ｊ］．测控技术，２０２４，４３（１）：１－８．ＣＨＥＮＧＢ，ＳＯＮＧＹ，ＣＨＥＮＸＸ，ｅｔａｌ．ＯｖｅｒｖｉｅｗｏｆＶｉｒｔｕａｌＴｅｓｔｉｎｇＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｆｏｒＳｏｌｉｄＲｏｃｋｅｔＥｎｇｉｎｅｓ［Ｊ］．Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ＆ＣｏｎｔｒｏｌＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２０２４，４３（１）：１－８．固体火箭发动机虚拟试验技术研究综述程　博１，２，宋　媛１，２，陈欣欣１，钱程远１，许健１（１．中国航天科工集团第六研究院六一所试验共享中心，内蒙古呼和浩特　０１００１０；２．西北工业大学，陕西西安　７１００７２）摘要：试验测试是评估武器装备性能的重要技术，为解决传统试验方式存在的资源成本高、试验性能难以预示等问题，将虚拟试验技术与固体火箭发动机试验测试领域结合，以缩短发动机试验周期、降低测试费用、提高产品质量。

基于固体火箭发动机主要试验测试方法的研究现状，重点介绍了固体火箭发动机虚拟试验的总体架构，阐述了虚拟试验中需要构建的模型和结果的校核验证，进一步展望了科研人员未来可挖掘的潜在研究方向。

关键词：虚拟试验；固体火箭发动机；一致性评估；仿真建模中图分类号：Ｖ４３５＋．６文献标志码：Ａ文章编号：１０００－８８２９（２０２４）０１－０００１－０８ｄｏｉ：１０．１９７０８／ｊ．ｃｋｊｓ．２０２３．１２．２７３ＯｖｅｒｖｉｅｗｏｆＶｉｒｔｕａｌＴｅｓｔｉｎｇＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｆｏｒＳｏｌｉｄＲｏｃｋｅｔＥｎｇｉｎｅｓＣＨＥＮＧＢｏ１牞２牞ＳＯＮＧＹｕａｎ１牞２牞ＣＨＥＮＸｉｎｘｉｎ１牞ＱＩＡＮＣｈｅｎｇｙｕａｎ１牞ＸＵＪｉａｎ１牗１．ＴｅｓｔＣｏｍｍｕｎｉｏｎＣｅｎｔｅｒ牞Ｔｈｅ６０１ｓｔＩｎｓｔｉｔｕｔｅ牞ｔｈｅ６ｔｈＡｃａｄｅｍｙ牞ＣｈｉｎａＡｅｒｏｓｐａｃｅＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＩｎｄｕｓｔｒｙＣｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ牞Ｈｏｈｈｏｔ０１００１０牞Ｃｈｉｎａ牷２．ＮｏｒｔｈｗｅｓｔＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ牞Ｘｉａｎ７１００７２牞Ｃｈｉｎａ牘Ａｂｓｔｒａｃｔ牶Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｔｅｓｔｉｎｇｉｓａｎｉｍｐｏｒｔａｎｔｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｆｏｒｅｖａｌｕａｔｉｎｇｔｈｅｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｗｅａｐｏｎｓａｎｄｅｑｕｉｐｍｅｎｔ．Ｈｉｇｈｒｅｓｏｕｒｃｅｃｏｓｔｓａｎｄｄｉｆｆｉｃｕｌｔｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎｏｆｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅａｒｅｓｉｇｎｉｆｉｃａｎｔｐｒｏｂｌｅｍｓｉｎｔｒａｄｉｔｉｏｎａｌｔｅｓｔｉｎｇｍｅｔｈｏｄｓ牞ｉｎｏｒｄｅｒｔｏｓｏｌｖｅｔｈｅｓｅｐｒｏｂｌｅｍｓ牞ｖｉｒｔｕａｌｔｅｓｔｉｎｇｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｉｓｃｏｍｂｉｎｅｄｗｉｔｈｔｈｅｆｉｅｌｄｏｆｓｏｌｉｄｒｏｃｋｅｔｅｎｇｉｎｅｔｅｓｔｉｎｇｔｏｓｈｏｒｔｅｎｔｈｅｅｎｇｉｎｅｔｅｓｔｉｎｇｃｙｃｌｅ牞ｒｅｄｕｃｅｔｅｓｔｉｎｇｃｏｓｔｓ牞ａｎｄｉｍｐｒｏｖｅｐｒｏｄｕｃｔｑｕａｌｉｔｙ．Ｂａｓｅｄｏｎｔｈｅｒｅｓｅａｒｃｈｓｔａｔｕｓｏｆｔｈｅｍａｉｎｔｅｓｔｉｎｇｍｅｔｈｏｄｓｏｆｓｏｌｉｄｒｏｃｋｅｔｅｎｇｉｎｅｓ牞ｔｈｅｏｖｅｒａｌｌａｒｃｈｉｔｅｃｔｕｒｅｏｆｖｉｒｔｕａｌｔｅｓｔｉｎｇｆｏｒｓｏｌｉｄｒｏｃｋｅｔｅｎｇｉｎｅｓｉｓｅｍｐｈａｓｉｚｅｄ牞ｔｈｅｍｏｄｅｌｓｔｈａｔｎｅｅｄｔｏｂｅｃｏｎｓｔｒｕｃｔｅｄｉｎｖｉｒｔｕａｌｔｅｓｔｉｎｇａｎｄｔｈｅｖｅｒｉｆｉｃａｔｉｏｎａｎｄｖａｌｉｄａｔｉｏｎｏｆｒｅｓｕｌｔｓａｒｅｅｌａｂｏｒａｔｅｄ．Ｉｎａｄｄｉｔｉｏｎ牞ｐｏｔｅｎｔｉａｌｒｅｓｅａｒｃｈｄｉｒｅｃｔｉｏｎｓｔｈａｔｒｅｓｅａｒｃｈｅｒｓｃａｎｅｘｐｌｏｒｅｉｎｔｈｅｆｕｔｕｒｅａｒｅｆｕｒｔｈｅｒｐｒｏｓｐｅｃｔｅｄ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ牶ｖｉｒｔｕａｌｔｅｓｔｉｎｇ牷ｓｏｌｉｄｒｏｃｋｅｔｅｎｇｉｎｅｓ牷ｃｏｎｓｉｓｔｅｎｃｙａｓｓｅｓｓｍｅｎｔ牷ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｍｏｄｅｌｉｎｇ试验测试是贯穿武器装备全寿命周期的重要环节之一，也是评估武器装备性能的重要手段。

模拟火箭发动机运行参数仿真及优化方案研究

模拟火箭发动机运行参数仿真及优化方案研究火箭发动机是现代航天事业的核心技术之一，其运行参数的仿真与优化对于提高火箭发动机性能至关重要。

本文将介绍模拟火箭发动机运行参数仿真及优化方案的研究。

首先，了解火箭发动机的基本运行参数是进行仿真和优化的前提。

火箭发动机的关键参数包括燃烧室压力、燃烧室温度、燃料流量、氧化剂流量等。

这些参数直接影响火箭发动机的推力、比冲等性能指标。

通过对这些参数进行仿真和优化，可以有效地提高火箭发动机的性能。

其次，进行火箭发动机运行参数的仿真。

火箭发动机的仿真是利用计算机对其运行过程进行数字化模拟。

首先，需要建立火箭发动机的数学模型，采用数值计算的方法求解模型的方程，从而得到相应的参数值。

常用的火箭发动机仿真软件包括MATLAB、ANSYS等。

通过仿真，可以得到火箭发动机在不同工况下的运行参数，如不同燃料流量、不同氧化剂流量等。

在进行火箭发动机运行参数仿真时，需要考虑多种因素。

首先，要考虑燃烧室内的燃料和氧化剂的混合比例，以及燃烧室内的温度和压力分布情况。

其次，要考虑燃烧产物在喷管内的流动情况，包括喷流速度、喷口压力等。

此外，还要考虑火箭发动机在不同高度、不同速度下的工作状态。

基于火箭发动机运行参数的仿真结果，可以进一步对其进行优化。

火箭发动机的优化是指通过调整其关键参数，使其达到最佳性能。

常用的火箭发动机优化方法包括参数优化、结构优化等。

参数优化是指通过调整火箭发动机的关键参数，使其达到最佳性能。

结构优化是指通过改变火箭发动机的结构形式，提高其工作效率。

进行火箭发动机运行参数的优化时，应综合考虑各种因素。

首先，要考虑火箭发动机的推力和比冲的关系。

推力是火箭发动机的推力，是衡量其推进能力的重要指标。

比冲是火箭发动机的燃烧室内燃料的推力产生速度，是衡量其工作效率的重要指标。

通过优化火箭发动机的关键参数，可以提高其推力和比冲，从而提高其整体性能。

在优化火箭发动机运行参数时，还要考虑其他因素，如火箭发动机的稳定性、可靠性等。

固体火箭发动机点火过程力学响应数值仿真

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固体火箭发动机点火过程特性研究

南京理工大学硕士学位论文固体火箭发动机点火过程特性研究姓名：***申请学位级别：硕士专业：武器系统与运用工程指导教师：***20070625３．２燃烧室内压力的分布图３．Ｉ．２燃烧室头部网格的划分本节给出了点火压力为Ｐ＝４ＭＰａ时燃烧室内压力的分布，分析点火压力沿内孔和环形通道传播的过程和特点，比较了在不同时刻下两通道的压力差值的大小。

图３．２．１～３．２．８分别给出了在Ｏ．５～６ｍｓ时间段中在轴线方向内孔和环形通道上各点的压力分布。

３Ａ＾一２“荟２耐ｌ州毒１Ａ仃５舯矿∞啦“拈秘’ｐ１ｊ¨ＩＪ￥Ｉ＾曲‘时Ｃｔ０略¨∞¨１０＇』＇ｊ＇Ｊ＾出０叫图３．２．１ｔ＝０．５ｍｓ时沿轴线方向压力的分布图３．２．２ｔ＝Ｉｍｓ时沿轴线方向压力的分布硕士论文周体火箭发动机点火过程特性研究由图３．２．１可以看出，ｔ＝Ｏ，５ｍｓ时，点火压力开始进入内孔和环形通道内，在ｚ：６０ｍｍ至ｘ＝９０ｒａｍ处两通道内的压力基本相等，在工－－９０ｍｍ至ｘ＝５００ｒａｍ这一段上，内孔压力大于环形通道内的压力，最大压力差值约为１．１ＭＰａ；而在两通道的中后段，压力还保持在常态。

由图３．２．２可以看出，ｔ＝ｌｍｓ时，两通道的压力曲线在ｘ＝４８０ｒａｍ处有一交点，在ｘ＝９０ｍｍ至ｘｆ４８０ｍｍ这一段上，环形通道比内孔通道的压力大；在ｘ＝４８０ｒａｍ到ｘ＝１２００ｍｍ这一段上，内孔通通道的压力比环形通道的压力大，并且在ｘ－－＇９００ｍｍ处有最大的压力差约为１．２ＭＰａ。

燃气进入燃烧室后，沿内孔通道比环形通道的传播速度快．造成在内孔通道入口阶段压力梯度大，压力降低明显：在ｚ＝ｌｌＯＯｍｍ处以后的各点由于压力尚未传播到，均保持为常态。

而在环形通道内，气流是由较粗通道流入狭长的环形通道，由于壁面的突然变化，气流传播受到影响，使得压力在环形通道入口处局部堆积，故在环形通道入口阶段压强相对较高，如图３．２．９所示；在环形通道的后部，由于气流在狭长的通道内流速降低，使得压力尚未传播到，故在ｚ＝９００ｍｍ处以后的压各点压力都保持为常态。

固体火箭发动机燃烧过程的图形仿真技术

固体火箭发动机燃烧过程的图形仿真技术
桂业英;郭文英
【期刊名称】《西北工业大学学报》
【年(卷),期】1993(011)004
【摘要】探索固体火箭发动机燃烧工作过程的图形仿真技术，将药型的几何型体
结构分解为基本的宏观特征体素，并且提出了建立数学模型的思路，模型设计过程，设计数据结构的原则，进行了参数化设计的软件系统工作过程及实施结果。

【总页数】5页(P535-539)
【作者】桂业英;郭文英
【作者单位】不详;不详
【正文语种】中文
【中图分类】V435.12
【相关文献】
1.固体火箭发动机三维药柱燃面推移仿真技术及燃面通用计算方法 [J], 方蜀州;胡克娴
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