一种大长径比固体火箭发动机装药侵蚀燃烧控制方法与流程

本发明涉及固体火箭发动机领域，具体涉及一种固体火箭发动机装药侵蚀燃烧控制方法。

背景技术：

1、为满足现代先进武器装备的要求，固体火箭发动机往往选用大长径比装药方案，以获得较高的装填密度，提升武器装备性能。但大长径比装药极易在发动机工作初期出现侵蚀燃烧现象，导致内弹道曲线异常，甚至影响发动机工作安全。因此需要尽可能在保证固体火箭发动机高装填密度的情况下，抑制侵蚀燃烧现象发生。

技术实现思路

1、为了克服现有技术的不足，解决大长径比、高装填密度的固体火箭发动机装药容易产生侵蚀燃烧的问题，本发明提供一种大长径比固体火箭发动机装药侵蚀燃烧控制方法。

2、本发明解决其技术问题所采用的技术方案为一种大长径比固体火箭发动机装药侵蚀燃烧控制方法，包括如下步骤：

3、步骤一：建立发动机装药的开锥模型，发动机装药内部加工圆台；

4、步骤二：根据发动机装药的开锥模型建立发动机内流场仿真几何模型，发动机内流场仿真几何模型中包括发动机装药燃烧产物流动区域；

5、步骤三：根据发动机内流场仿真几何模型，对发动机工作初始时刻内流场进行仿真，计算圆台内部的气流平均速度；

6、步骤四：当圆台内部的气流平均速度小于发动机装药轴线处气流速度的倍时，计算圆台的体积，圆台体积最小的方案即为抑制侵蚀燃烧的最佳开锥方案。

7、更进一步的，所述步骤一中，建立发动机装药的开锥模型的步骤为：

8、发动机装药为空心圆环体；发动机装药内环与外环之间填充推进剂；发动机装药的一个端面设置点火装置，发动机装药的另一个端面设置发动机喷管；发动机装药的高度为；

9、所述发动机装药设置发动机喷管的端面加工圆台；圆台的两个底面中，底面面积较小的底面位于发动机装药的内部；圆台底面面积较小的底面的半径与发动机装药内环半径相同；圆台的另一个底面与发动机装药设置发动机喷管的端面重合；圆台的高度为；圆台的轴与发动机装药的轴共线；圆台的母线与圆台的轴的夹角为。

10、更进一步的，所述的取值为0.3。

11、更进一步的，所述与的约束关系为：。

12、更进一步的，所述的范围为：。

13、更进一步的，应用一种大长径比固体火箭发动机装药侵蚀燃烧控制方法的发动机装药结构，发动机装药的高度为1000mm、为，为100mm。

14、本发明的有益效果是：应用本发明的固体火箭发动机装药侵蚀燃烧控制方法，可以抑制发动机装药后端气流速度不断加快的趋势、降低发动机装药后端气流速度避免推进剂的冲刷效应，防止侵蚀燃烧现象的发生。

技术特征：

1.一种大长径比固体火箭发动机装药侵蚀燃烧控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

2.根据权利要求1所述的一种大长径比固体火箭发动机装药侵蚀燃烧控制方法，其特征在于：所述步骤一中，建立发动机装药的开锥模型的步骤为：

3.根据权利要求1所述的一种大长径比固体火箭发动机装药侵蚀燃烧控制方法，其特征在于：更进一步的，所述步骤四中，的取值为0.3。

4.根据权利要求2所述的一种大长径比固体火箭发动机装药侵蚀燃烧控制方法，其特征在于：所述与的约束关系为：。

5.根据权利要求2所述的一种大长径比固体火箭发动机装药侵蚀燃烧控制方法，其特征在于：所述的范围为：。

6.应用权利要求2所述的一种大长径比固体火箭发动机装药侵蚀燃烧控制方法的发动机装药结构，其特征在于：发动机装药的高度为1000mm、为，为100mm。

技术总结
本发明提供了一种大长径比固体火箭发动机装药侵蚀燃烧控制方法，以发动机装药设置发动机喷管的端面加工圆台，圆台的位置及圆台母线与圆台的轴线形成的夹角通过发动机初始时刻内流场仿真确定，圆台体积最小的方案即为抑制侵蚀燃烧的最佳开锥方案；应用本发明的固体火箭发动机装药侵蚀燃烧控制方法，可以抑制发动机装药后端气流速度不断加快的趋势、降低发动机装药后端气流速度避免推进剂的冲刷效应，防止侵蚀燃烧现象的发生。

技术研发人员：邓恒,叶一帆,严鸥鹏,党进峰,李志浩,刘宇涛,井立峰,温锦航
受保护的技术使用者：西安现代控制技术研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/11/11