【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于飞行器设计领域，具体涉及一种膏体火箭发动机内弹道预示方法。
技术介绍
1、膏体推进剂是一种类似于牙膏状的推进剂，具有优异的稳定性和安全使用性。使用膏体推进剂作为燃料的火箭发动机，在多次点火和熄火系统的配合使用下可实现多次启动与推力自由调节。膏体火箭推进系统应用广泛，在军事领域，可作为战略导弹制导的姿态发动机和终端制导校正发动机，以及动能武器弹头发动机；在民用领域，可作为火箭推进系统内部气体伺服系统以及小型航天器姿态调整推力器等。
2、在膏体火箭发动机中，内弹道研究涵盖从点火器开始点火到膏体推进剂完全燃烧结束的时间。现有的膏体火箭发动机研究中，对膏体火箭发动机的内弹道进行研究较少，膏体火箭发动机内弹道计算较为困难，膏体推进剂的燃烧过程类似于固体推进剂，膏体火箭发动机内弹道学的研究内容也是燃烧室内气体的产生、流动和排出规律。不同的是膏体推进剂在发动机工作过程中不断流入燃烧室，燃面变化过程中应考虑推进剂流速。因此，建立膏体推进剂燃烧表面的变化模型，预示点火延迟时间、输运管道结构、燃烧室自由体积、膏体推进剂的质量流量和流速等几个关键影响参数对膏体火箭发动机内弹道特性的影响有重要意义。
技术实现思路
1、为了解决上述膏体火箭发动机内弹道计算较为困难的问题，本专利技术一种膏体火箭发动机内弹道预示方法。
2、本专利技术所述膏体火箭发动机内弹道预示方法，包括以下步骤：
3、1）根据膏体火箭发动机燃烧室燃气产生及流动规律，由质量守恒原理推导出适用于膏
4、2）建立膏体推进剂的锥形燃面模型；
5、3）根据发动机的工作过程和膏体推进剂的燃烧过程将膏体火箭发动机内弹道分为三个不同阶段即初始燃烧阶段、稳定燃烧阶段及拖尾段，并建立不同阶段燃面变化方程；
6、4）通过四阶龙格-库塔法求解内弹道微分方程，得到燃烧室压力随时间的变化关系曲线，从而预示膏体火箭发动机的内弹道特性；
7、5）通过控制发动机结构参数来实现不同结构发动机内弹道预示。
8、在步骤1）中，零维内弹道微分方程为：
9、；
10、式中，vg为燃烧室的自由体积，p为燃烧室压力，t是燃烧气体的温度，r是气体常数，为膏体推进剂密度，为膏体推进剂药柱燃面面积，a、n分别为膏体推进剂燃烧速率系数和指数，为喷管喉部面积，为膏体推进剂的特征速度。
11、在步骤2）中，在膏体推进剂的燃烧过程中，膏体推进剂的燃烧表面受膏体推进剂燃烧速率和膏体推进剂流速的影响，从装药开始点燃到燃烧结束经过的时间为：
12、；
13、式中，d为膏体推进剂输运管道直径，为膏体推进剂燃烧速率；
14、推进剂向前移动的距离为：
15、；
16、式中，v为膏体推进剂流速；
17、燃面退移过程为一个圆锥面，圆锥的底径为所述的膏体推进剂输运管道直径，高为所述的推进剂向前移动的距离。
18、在步骤3）中，初始燃烧阶段的燃面变化方程为：
19、；
20、式中，n为膏体推进剂输运管道数，d为膏体推进剂输运管道直径，e1为初始燃烧阶段烧去的膏体推进剂装药肉厚，l为膏体推进剂向前移动的距离，l0为膏体推进剂初始堆积长度；
21、稳定燃烧阶段的燃面变化方程为：
22、；
23、式中，h为所述的；
24、拖尾段的燃面变化方程为：
25、；
26、式中，e2为拖尾段烧去的膏体推进剂装药肉厚，为膏体推进剂锥形燃面退移速度与水平方向的夹角，。
27、在步骤4）中，通过四阶龙格-库塔法求解内弹道微分方程的计算步骤包括：
28、s1：设置膏体火箭发动机结构参数以及推进剂性能参数；
29、s2：设置发动机工作时间以及计算结束时间；
30、s3：计算时间增加一个时间步长；
31、s4：通过求解膏体火箭发动机零维内弹道微分方程计算燃烧室压力；
32、s5：判断时间是否大于发动机的工作时间，若是则执行步骤s6，若否则返回步骤s3；
33、s6：计算发动机拖尾段燃烧室压力；
34、s7：判断计算时间是否小于计算结束时间，若是则返回执行步骤s3，若否则执行步骤s8；
35、s8：输出计算结果。
36、在步骤s1中，膏体火箭发动机结构参数包括燃烧室自由体积、管道直径、管道数量、膏体推进剂挤进速度及喷管直径；推进剂性能参数包括膏体推进剂燃烧速率、特征速度及密度。
37、有益效果：本专利技术通过建立导膏体火箭发动机零维内弹道方程，建立膏体推进剂在燃烧室内的燃烧模型，建立膏体推进剂在燃烧室内不同阶段燃面变化方程，使用四阶龙格-库塔法求解得到燃烧室压力随时间的变化关系曲线，从而通过数值方法预示膏体火箭发动机的内弹道特性；本专利技术的预示方法简单、可通过控制输入参数通过计算来得到不同工况条件下的膏体火箭发动机内弹道预示，而不必通过大量试验来获得发动机内弹道特性。
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1.一种膏体火箭发动机内弹道预示方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的膏体火箭发动机内弹道预示方法，其特征在于，在步骤1）中，零维内弹道微分方程为：
3.根据权利要求1所述的膏体火箭发动机内弹道预示方法，其特征在于，在步骤2）中，在膏体推进剂的燃烧过程中，膏体推进剂的燃烧表面受膏体推进剂燃烧速率和膏体推进剂流速的影响，从装药开始点燃到燃烧结束经过的时间为：
4.根据权利要求1所述的膏体火箭发动机内弹道预示方法，其特征在于，在步骤3）中，初始燃烧阶段的燃面变化方程为：
5.根据权利要求1所述的膏体火箭发动机内弹道预示方法，其特征在于，在步骤4）中，通过四阶龙格-库塔法求解内弹道微分方程的计算步骤包括：
6.根据权利要求5所述的膏体火箭发动机内弹道预示方法，其特征在于，步骤S1中，膏体火箭发动机结构参数包括燃烧室自由体积、管道直径、管道数量、膏体推进剂挤进速度及喷管直径；推进剂性能参数包括膏体推进剂燃烧速率、特征速度及密度。
【技术特征摘要】
1.一种膏体火箭发动机内弹道预示方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的膏体火箭发动机内弹道预示方法，其特征在于，在步骤1）中，零维内弹道微分方程为：
3.根据权利要求1所述的膏体火箭发动机内弹道预示方法，其特征在于，在步骤2）中，在膏体推进剂的燃烧过程中，膏体推进剂的燃烧表面受膏体推进剂燃烧速率和膏体推进剂流速的影响，从装药开始点燃到燃烧结束经过的时间为：
4.根据权利要求1所述的膏体火箭发动机内...
【专利技术属性】
技术研发人员：单新有，李映坤，薛海峰，武炎，陈雄，
申请(专利权)人：南京理工大学，
类型：发明
国别省市：
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