一种大口径固体火箭发动机过载烧蚀预估模型构建方法技术

本发明专利技术公开了一种大口径固体火箭发动机过载烧蚀预估模型构建方法，首先进行固体火箭发动机横向过载综合处理，建立过载烧蚀预估模型；然后根据推进剂中铝粉含量，确定烧蚀率基础参数，通过积分，获得过载烧蚀量，最后对绝热层烧蚀情况进行评价。该方法对过载烧蚀规律进行了量化表述，可作为大口径制导火箭弹道设计和发动机设计参考依据，易于工程实现。易于工程实现。易于工程实现。

【技术实现步骤摘要】
一种大口径固体火箭发动机过载烧蚀预估模型构建方法


[0001]本专利技术属于火箭
，具体涉及一种火箭发动机过载烧蚀预估模型构建方法。

技术介绍

[0002]大口径固体火箭发动机因其结构简单、使用维护方便、可靠性高等优点，在现代超远程大口径制导火箭中的应用越来越广泛。为实现高比冲能力发挥，常常在固体火箭发动机复合推进剂中添加铝粉。有研究表明，在铝粉含量低于20％(质量分数)的复合推进剂配方中，铝粉含量每增加1％，理论比冲可以提高约1s。但铝粉的加入，导致发动机工作过程中产生大量氧化铝凝相粒子，因而燃烧室内呈现高温高压两相流运动。在制导火箭横向过载作用下，高速粒子流在发动机局部高度聚集，对绝热层形成冲刷，导致绝热层烧蚀加剧，一旦超过设计极限，则可能造成发动机绝热层热防护失效，甚至出现发动机烧穿故障。
[0003]目前已有部分国内外学者开展了纵向、横向过载对燃烧室粒子、聚集带的影响及绝热层的冲刷烧蚀规律的研究工作，但尚未建立明确的过载烧蚀数学模型，大口径制导火箭弹道设计缺乏有效地参考依据。因此，如何建立符合实际情况的发动机过载烧蚀预估模型，成为超远程制导火箭弹道设计急需解决的技术难题。

技术实现思路

[0004]为了克服现有技术的不足，本专利技术提供了一种大口径固体火箭发动机过载烧蚀预估模型构建方法，首先进行固体火箭发动机横向过载综合处理，建立过载烧蚀预估模型；然后根据推进剂中铝粉含量，确定烧蚀率基础参数，通过积分，获得过载烧蚀量，最后对绝热层烧蚀情况进行评价。该方法对过载烧蚀规律进行了量化表述，可作为大口径制导火箭弹道设计和发动机设计参考依据，易于工程实现。
[0005]本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案包括如下步骤：
[0006]步骤1：固体火箭发动机横向过载综合处理；
[0007]按火箭飞行力学原理进行弹道解算，对弹体系Y向和Z向过载进行合成，然后进行5点平滑滤波处理，降低弹道突变对过载烧蚀结果预估的影响；
[0008]步骤2：建立过载烧蚀预估模型；
[0009]根据过载大小，分段确定过载与绝热层烧蚀率之间的数学关系；
[0010]步骤3：通过试验确定过载烧蚀率参数；
[0011]步骤4：对过载烧蚀率积分，获得过载烧蚀量，对绝热层安全裕度和弹道匹配性进行评价。
[0012]进一步地，所述步骤1具体为：
[0013]按火箭飞行力学原理进行弹道解算，对弹体系Y向过载n
y
和Z向过载n
z
合成，得到n
yz
即：
[0014][0015]然后对合成后的横向过载n
yz
进行5点平滑滤波处理，即：
[0016]yy(1)＝x(1),
[0017]yy(2)＝(x(1)+x(2)+x(3))/3,
[0018]yy(3)＝(x(1)+x(2)+x(3)+x(4)+x(5))/5,
[0019]yy(k)＝(x(k
‑
2)+x(k
‑
1)+x(k)+x(k+1)+x(k+2))/5,k≥4
ꢀꢀꢀ
(2)
[0020]其中，x为原始数据，yy为处理后数据；
[0021]进一步地，所述步骤2具体为：
[0022]以滤波后的合成横向过载为输入，建立过载烧蚀模型如下：
[0023][0024]其中，dr为过载烧蚀率，c0为基础烧蚀率，ε为烧蚀率斜率，为由步骤1计算得到的处理后合成横向过载，即yy；n0为临界过载；
[0025]进一步地，所述过载烧蚀率参数包括基础烧蚀率c0、临界过载n0和烧蚀率斜率ε；其中基础烧蚀率c0通过发动机地面静试进行测量和计算获得，临界过载n0和烧蚀率斜率ε通过试验测量与计算获得，其中试验包括弯管分离试验或旋转过载试验或飞行试验。
[0026]进一步地，所述步骤4具体为：
[0027]所述过载烧蚀量为过载烧蚀率对时间的积分，在弹道解算过程中，同步进行过载烧蚀率积分计算，即
[0028][0029]其中，r为过载烧蚀量，t1为发动机工作时间即火箭主动段飞行时间；
[0030]设绝热层设计厚度为Lmm，则发动机绝热层安全裕度为(L
‑
r)/L；当安全裕度设定为大于等于30％时，则判定发动机绝热层设计满足要求，发动机绝热层设计与火箭弹道匹配良好。
[0031]本专利技术的有益效果如下：
[0032]本专利技术提出的一种大口径固体火箭发动机过载烧蚀预估模型，对制导火箭横向过载与绝热层烧蚀量之间的对应关系进行定量评价，作为大口径制导火箭弹道设计和发动机设计参考依据，简单有效，易于工程实现。
附图说明
[0033]图1为本专利技术方法流程图。
具体实施方式
[0034]下面结合附图和实施例对本专利技术进一步说明。
[0035]如图1所示，假设制导火箭采用固体火箭发动机作为主动段动力形式，推进剂为含铝复合推进剂，横向过载条件下高温高压两相流粒子对绝热层冲刷烧蚀影响显著，因此弹道设计过程中，要建立横向过载与绝热层烧蚀量之间的定量描述数学模型，从而对设计余量给出评价。
[0036]1)横向过载综合处理。
[0037]按火箭飞行力学原理进行弹道解算，对弹体系Y向过载n
y
和Z向过载n
z
合成，得到n
yz
即
[0038][0039]然后对合成后的横向过载n
yz
进行5点平滑滤波处理，即
[0040]yy(1)＝x(1),
[0041]yy(2)＝(x(1)+x(2)+x(3))/3,
[0042]yy(3)＝(x(1)+x(2)+x(3)+x(4)+x(5))/5,
[0043]yy(k)＝(x(k
‑
2)+x(k
‑
1)+x(k)+x(k+1)+x(k+2))/5,k≥4
ꢀꢀ
(2)
[0044]其中，x为原始数据，yy为处理后数据。
[0045]2)建立过载烧蚀预估模型。
[0046]以滤波后的合成横向过载为输入，建立过载烧蚀模型如下：
[0047][0048]其中，dr为过载烧蚀率，c0为基础烧蚀率，即无横向过载或横向过载较小时的绝热层烧蚀率，ε为烧蚀率斜率，为由步骤1)计算得到的处理后合成横向过载，n0为临界过载。
[0049]3)根据试验结果，确定过载烧蚀率参数。
[0050]基础烧蚀率c0通过发动机地面静试进行测量、计算获得，临界过载n0和烧蚀率斜率ε需要通过弯管分离试验、旋转过载试验或飞行试验测量、计算获得。
[0051]4)过载烧蚀率积分，获得烧蚀量，对绝热层设计余量和弹道匹配性进行评价。
[0052]过载烧蚀量为过载烧蚀率对时间的积分，在弹道解算过程中，同步进行过载烧蚀率积分计算，即
[0053][0054]其中，r本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种大口径固体火箭发动机过载烧蚀预估模型构建方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1：固体火箭发动机横向过载综合处理；按火箭飞行力学原理进行弹道解算，对弹体系Y向和Z向过载进行合成，然后进行5点平滑滤波处理，降低弹道突变对过载烧蚀结果预估的影响；步骤2：建立过载烧蚀预估模型；根据过载大小，分段确定过载与绝热层烧蚀率之间的数学关系；步骤3：通过试验确定过载烧蚀率参数；步骤4：对过载烧蚀率积分，获得过载烧蚀量，对绝热层安全裕度和弹道匹配性进行评价。2.根据权利要求1所述的一种大口径固体火箭发动机过载烧蚀预估模型构建方法，其特征在于，所述步骤1具体为：按火箭飞行力学原理进行弹道解算，对弹体系Y向过载n
y
和Z向过载n
z
合成，得到n
yz
即：然后对合成后的横向过载n
yz
进行5点平滑滤波处理，即：yy(1)＝x(1),yy(2)＝(x(1)+x(2)+x(3))/3,yy(3)＝(x(1)+x(2)+x(3)+x(4)+x(5))/5,yy(k)＝(x(k
‑
2)+x(k
‑
1)+x(k)+x(k+1)+x(k+2))/5,k≥4
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【专利技术属性】
技术研发人员：刘钧圣，杨云刚，牛智奇，杨树兴，李昊，李琪，苗劲松，裴培，魏其，郭国强，司忍辉，党进峰，戴存喜，邓海鹏，宋宇航，
申请(专利权)人：西安现代控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：