一种考虑燃气性质差异的多推进剂零维内弹道计算方法技术

本发明专利技术公开了一种考虑燃气性质差异的多推进剂零维内弹道计算方法，其包括建立固体火箭发动机的物理模型，获取物理模型初始参数；根据物理模型初始参数和守恒关系建立瞬态控制方程，得到当前时刻的燃烧室压强；计算得到下一时刻不同推进剂产生燃气的燃气余量；获取下一时刻混合燃气的物性参数；计算下一时刻的燃速和燃面面积；重复以上步骤，直到燃面面积为0，完成零维内弹道计算。本发明专利技术考虑了混合装药固体火箭发动机在燃烧过程中不同推进剂产生的燃气掺混的过程，计算结果精确。计算结果精确。计算结果精确。

【技术实现步骤摘要】
一种考虑燃气性质差异的多推进剂零维内弹道计算方法


[0001]本专利技术涉及固体火箭发动机设计
，具体涉及一种考虑燃气性质差异的多推进剂零维内弹道计算方法。

技术介绍

[0002]固体火箭发动机是固体火箭武器的动力来源，因其结构简单、使用维护方便等优点而被广泛使用。固体火箭发动机推进剂装药的几何结构和装药组成决定了推进剂燃烧的动态过程，最终决定了固体火箭武器的时间
‑
推力曲线。将不同燃速、不同能量的推进剂药柱通过界面粘接等技术制成整体级推进剂组合药柱，可以使导弹发动机实现发射、增速、续航和末端加速等多级复杂推力的灵活输出和可靠转换，具有发动机结构简单、推力调节方便和能量输出灵活等特点，可以显著提高发动机的综合性能。
[0003]对于多推进剂组合装药固体火箭发动机内弹道的计算，目前现有的方法大多仅考虑了燃速的差异，而忽略了其他物性参数的差异，计算结果存在一定误差。

技术实现思路

[0004]针对现有技术中的上述不足，本专利技术提供的一种考虑燃气性质差异的多推进剂零维内弹道计算方法解决了现有技术零维内弹道计算难以精确量化的问题。
[0005]为了达到上述专利技术目的，本专利技术采用的技术方案为：
[0006]提供一种考虑燃气性质差异的多推进剂零维内弹道计算方法，其包括以下步骤：
[0007]S1、建立固体火箭发动机的物理模型，获取物理模型初始参数；
[0008]S2、根据物理模型初始参数和守恒关系建立瞬态控制方程，得到当前时刻的燃烧室压强；<br/>[0009]S3、根据当前时刻的燃烧室压强，计算得到下一时刻不同推进剂产生燃气的燃气余量；
[0010]S4、根据下一时刻不同推进剂产生燃气的燃气余量，获取下一时刻混合燃气的物性参数；
[0011]S5、根据当前燃烧室压强计算下一时刻的燃速，并计算下一时刻的燃面面积；
[0012]S6、重复步骤S1到步骤S5，直到燃面面积为0，完成零维内弹道计算；
[0013]其中步骤S2中的瞬态控制方程为：
[0014][0015][0016]其中：表示燃烧室压强变化；P
c,x
为当前时刻的燃烧室压强；为当前时刻推进剂的平均特征速度；下标i表示第i种推进剂；为当前时刻混合燃气的物性参数，Γ
i
表示推进剂i燃烧产生燃气的的物性参数；V
c
为自由容积；ρ
pi
为推进剂i的密度；r
i,x
为当前时刻推进剂i的燃速；A
bi,x
为当前时刻推进剂i的燃面面积；ρ
gi
为推进剂i燃烧产生燃气的燃气密度；A
t
为喷管喉部面积；k
i
为燃气比热比。
[0017]进一步地，步骤S1中的物理模型参数包括：燃气密度、自由容积、推进剂密度、推进剂燃速、推进剂燃面面积、推进剂特征速度、推进剂燃烧火焰温度、燃气气体常数、燃烧室温度、燃烧室压强、喷管喉部面积，以及燃气比热比。
[0018]进一步地，步骤S3中计算下一时刻不同推进剂产生燃气的燃气余量m
i
的具体过程为：
[0019]根据公式：
[0020]m
i,x+1
＝m
i,x
+m
bi,x
‑
m
outi,x
[0021]m
bi,x
＝Δtρ
pi
A
bi,x
r
i,x
[0022][0023]获取下一时刻不同推进剂产生燃气的燃气余量m
i,x+1
；其中m
i,x
为当前时刻推进剂i的燃气质量；m
bi,x
为上一时间步内推进剂i燃烧产生的燃气质量；m
outi,x
为上一时间步内推进剂i所产生的燃气的流出质量；Δt为时间步长。
[0024]进一步地，步骤S4的具体过程为：
[0025]S4
‑
1、通过下一时刻不同推进剂产生燃气的燃气余量m
i,x+1
，根据公式：
[0026][0027][0028][0029][0030]分别对推进剂i的燃烧火焰温度T
i
、推进剂i的气体常数R
i
和推进剂i的平均特征速度c
i
进行基于重量成分以及基于能量成分的加权平均，对应得到加权平均后的燃烧火焰温度加权平均后的气体常数和下一时刻的平均特征速度其中n表示推进剂的总类
数；q
i
为第i种推进剂的质量占比；c
pi
为第i种推进剂的定压比热比；
[0031]S4
‑
2、根据公式：
[0032][0033]计算下一时刻混合燃气的物性参数
[0034]进一步地，步骤S5中计算下一时刻的燃速的具体过程为：
[0035]根据燃烧室压强变化获取下一时刻的燃烧室压强P
c,x+1
，并根据公式：
[0036][0037]计算下一时刻的燃速r
i,x+1
；其中a
i
为燃速系数；n
i
为压强指数。
[0038]进一步地，步骤S5中计算下一时刻的燃面面积的具体方法为：
[0039]基于下一时刻的燃速，计算一个时间步长内燃去的肉厚，并根据燃面退移算法或者对已知的燃面肉厚曲线进行插值，得到下一时刻的燃面面积。
[0040]本专利技术的有益效果为：本专利技术所提供的零维内弹道计算方法考虑了混合装药固体火箭发动机在燃烧过程中不同推进剂产生的燃气掺混的过程，基于燃气质量占比，对存量燃气的物性参数进行实时加权平均，得到的物性参数作为掺混后混合气体的物性参数，更加符合混合装药固体火箭发动机实际燃烧的物理过程；计算参数概括范围大，可以得到更加准确的内弹道曲线和时间
‑
推力曲线，方便后续优化火箭发动机的各个参数。
附图说明
[0041]图1为本专利技术的流程图；
[0042]图2为实施例中推进剂的燃面
‑
肉厚曲线；
[0043]图3为实施例中推进剂的时间
‑
燃面曲线；
[0044]图4为计算得到的内弹道曲线。
具体实施方式
[0045]下面对本专利技术的具体实施方式进行描述，以便于本
的技术人员理解本专利技术，但应该清楚，本专利技术不限于具体实施方式的范围，对本
的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本专利技术的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本专利技术构思的专利技术创造均在保护之列。
[0046]如图1所示，该考虑燃气性质差异的多推进剂零维内弹道计算方法包括以下步骤：
[0047]S1、建立固体火箭发动机的物理模型，获取物理模型初始参数；
[0048]S2、根据物理模型初始参数和守恒本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种考虑燃气性质差异的多推进剂零维内弹道计算方法，其特征在于，包括以下步骤：S1、建立固体火箭发动机的物理模型，获取物理模型初始参数；S2、根据物理模型初始参数和守恒关系建立瞬态控制方程，得到当前时刻的燃烧室压强；S3、根据当前时刻的燃烧室压强，计算得到下一时刻不同推进剂产生燃气的燃气余量；S4、根据下一时刻不同推进剂产生燃气的燃气余量，获取下一时刻混合燃气的物性参数；S5、根据当前燃烧室压强计算下一时刻的燃速，并计算下一时刻的燃面面积；S6、重复步骤S1到步骤S5，直到燃面面积为0，完成零维内弹道计算；其中步骤S2中的瞬态控制方程为：其中步骤S2中的瞬态控制方程为：其中：表示燃烧室压强变化；P
c,x
为当前时刻的燃烧室压强；为当前时刻推进剂的平均特征速度；下标i表示第i种推进剂；为当前时刻混合燃气的物性参数，Γ
i
表示推进剂i燃烧产生燃气的的物性参数；V
c
为自由容积；ρ
pi
为推进剂i的密度；r
i,x
为当前时刻推进剂i的燃速；A
bi,x
为当前时刻推进剂i的燃面面积；ρ
gi
为推进剂i燃烧产生燃气的燃气密度；A
t
为喷管喉部面积；k
i
为燃气比热比。2.根据权利要求1所述的考虑燃气性质差异的多推进剂零维内弹道计算方法，其特征在于，步骤S1中的物理模型参数包括：燃气密度、自由容积、推进剂密度、推进剂燃速、推进剂燃面面积、推进剂特征速度、推进剂燃烧火焰温度、燃气气体常数、燃烧室温度、燃烧室压强、喷管喉部面积，以及燃气比热比。3.根据权利要求1所述的考虑燃气性质差异的多推进剂零维内弹道计算方法，其特征在于，步骤S3中计算下一时刻不同推进剂产生燃气的燃气余量m
i
的具体过程为：根据公式：m
i,x+1
＝m
i,x
+m
bi,x
‑
m
outi,x
m
bi,x
...

【专利技术属性】
技术研发人员：魏然，李露，任加忍，孙林，鲍福廷，惠卫华，刘旸，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：