一种固体发动机一维内弹道建模与性能预示软件系统的制作方法

本发明涉及固体火箭发动机技术研究领域，具体涉及一种固体发动机一维内弹道建模与性能预示软件系统。

背景技术：

固体导弹是我国国防领域的重要武器系统，肩负着保家卫国的重任，其具有机动、可靠、反应速度快、易于维护以及命中精度高等特点，因此固体导弹的研制越来越受到军方及国家有关部门的重视。而固体发动机作为固体导弹动力系统，是固体导弹的“心脏”，是固体导弹非常重要的分系统，其性能及可靠性等水平直接决定了固体导弹整体性能水平及可靠性。固体发动机主要由燃烧室、喷管以及点火系统等部组件组成，具有结构复杂，技术含量高，价格昂贵，一次使用、不可修复等特点。因此，为了保证固体发动机能够高效地完成发射任务，其设计可靠性已成为工业部门重点关注的问题。那么固体火箭发动机设计可靠性如何保障,目前主要通过采取两中措施相互结合的方法来保障。第一种措施，在固体火箭发动机研制过程中通过加强单项试验考核、验证，获取试验数据并在此基础上改进设计；第二种措施，通过理论计算或仿真的手段模拟、预示发动机的工况，尤其最近几年，该项技术已经进入了快速发展的通道。究其原因，计算机仿真技术不但能够节省大量的计算时间、人力和物力，大大缩短产品研制周期，而且还能帮助工程技术人员解决一些用常规方法难以应付的问题，对于发动机技术的发展具有重要的指导意义。尤其对于内弹道建模与性能预示而言，已经成为固体火箭发动机研制过程中必不可少的设计手段或方法，是固体火箭发动机工作过程分析的主要方面。本发明提供一种高效、高精度的一维内弹道建模与性能预示工具，解决固体发动机工作过程中内弹道性能预示的问题，对于提升固体发动机设计水平具有重要的军事意义。

内弹道建模与性能预示是固体火箭发动机重要设计环节之一，现有技术是通过采用零维内弹道性能预示方法分析燃烧室内燃气的生成、流动和排出规律，确定燃烧室压力、燃气流速度，以及燃烧室设计参数之间的关系，并计算给出发动机工作过程中燃烧室压力-时间曲线。

现有固体火箭发动机内弹道建模与性能预示是基于零维内弹道模型而分析计算的。分析时由于内弹道模型的不准确性、对内弹道影响因素考虑的不全面性等原因致使仿真分析结果与发动机实际内弹道情况有较大偏差，导致固体发动机内弹道建模与性能预示结果精度不高，严重影响到固体火箭发动机设计质量与可靠性。为了提升固体发动机设计可靠性，工程设计人员甚至不得不多次返工，这样直接导致了固体发动机设计周期延长，并增加了人力、物力、财力等成本的投入。该技术瓶颈已经成为制约发动机研发水平有效提升的关键因素之一了。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是提供一种固体发动机一维内弹道建模与性能预示软件系统，以解决固体火箭发动机工作过程内弹道性能仿真与预示的问题。

为解决存在的技术问题，本发明采用的技术方案为：一种固体发动机一维内弹道建模与性能预示软件系统，包括喷管类型选择模块、装药数据导入模块、喷管数据输入模块、点火器数据输入模块、用户选择数据输入模块和计算结果显示模块。

所述的喷管类型选择模块用于选择设定的喷管类型；

所述的装药数据导入模块用于导入装药数据，包括随时间变化的肉厚、随肉厚变化的燃面、随肉厚变化的自由容积、随时间变化的剩余药量、随肉厚变化的质心、x方向随肉厚变化的转动惯量、y方向随肉厚变化的转动惯量、z方向随肉厚变化的转动惯量等参数导入；

所述的喷管数据输入模块，包括初始喉部半径、烧蚀斜率、开始烧蚀时间、喷管数量、面积膨胀比、喷管效率、喷管流量修正系数和喷管与轴线夹角的参数输入；

所述的点火器数据输入模块用于点火燃气质量流率的参数输入；

所述的用户选择数据输入模块，包括工作终点压强、设计温度、有效工作压强、参考温度、点火压强、燃烧室内燃烧效率、工作高度、时间计算步长、燃烧室初始自由容积的参数输入；

所述的计算结果显示模块用于显示计算的结果。

本发明的固体发动机一维内弹道建模与性能预示软件系统，所述的装药数据导入模块还可以包括推进剂数据输入模块，推进剂数据输入模块包括燃速系数、压力指数、装药密度、燃气比热比、燃气温度、气体常数、定压比热、特征速度、温度敏感系数、平衡流理论比冲、冻结流理论比冲、燃气的凝相摩尔数和燃速修正系数的参数输入。

本发明的固体发动机一维内弹道建模与性能预示软件系统还可以包括有无推力终止机构选择模块，有无推力终止机构选择模块用于选择设定的推力终止机构的有无。

本发明提供一种固体火箭发动机内弹道建模与性能预示软件系统，是基于一维内弹道数学模型而开发的。在计算与预示的过程中综合考虑了压强上升、工作和拖尾段，与发动机实际工作过程更为接近的燃烧侵蚀模型和载荷激励模型，压强变化率对燃速的影响，装药的导热及火焰的传播过程等各种情况，分析燃烧室内燃气的生成、流动和排出规律，确定与比冲、推力、燃烧特性、结构尺寸等密切相关的、重要的设计参数即燃烧室压力，燃气流速度与燃烧室设计参数之间的关系，并利用气体状态方程、连续方程、动量和能量守恒方程等基本方程分阶段按发动机的结构特点（药柱形状、有无喷管等）和所用推进剂的性能仿真计算出燃烧室压力-时间曲线，进一步提高发动机内弹道性能仿真精度和建模速度，为固体火箭总体进行射程计算、散布分析及火箭空中姿态控制提供重要依据。

本发明根据国内固体火箭发动机内弹道性能预示工作开展的现状，顺应仿真或分析计算手段便利化、高效化、信息化、精确化的发展趋势，立足国内固体火箭发动机内弹道性能预示先进方法的现实需求，开发一套基于一维内弹道预示模型的固体火箭发动机内弹道建模与性能预示软件系统，力求实现发动机内弹道性能预示仿真精确化，进而提高固体发动机燃烧室设计计算效率，节省计算时间，人力、物力和财力,缩短产品研制周期，对于发动机设计技术的提升与发展具有重要的指导意义。

本发明的一种固体火箭发动机一维内弹道建模与性能预示软件系统，实现固体火箭发动机工作过程内弹道性能仿真与预示。本发明基于固体火箭发动机点火段、工作段、拖尾段等完整工作过程随时间变化的内流场参数，采用面向对象的高级编程技术而开发实现，能够对一维非稳态典型三段即点火过程的压力上升阶段、平衡阶段和拖尾阶段内弹道性能进行预示与仿真。在计算与预示的过程中综合考虑了压强上升、工作和拖尾段，侵蚀燃烧，压强变化率对燃速的影响，装药的导热及火焰的传播过程等各种情况，并以数据报表和曲线的方式提供计算结果，预示精度上完全能够满足初步设计要求。

有益效果

本发明的固体发动机一维内弹道建模与性能预示软件系统，是基于一维内弹道数学模型而开发的，克服了传统零维内弹道计算方法的不准确性、对内弹道影响因素考虑的不全面性等缺陷。分析计算时充分考虑了发动机实际工作过程的燃烧侵蚀模型和载荷激励模型，压强变化率对燃速的影响，装药的导热及火焰的传播过程等各种情况，进一步提高发动机内弹道性能仿真精度和建模速度，提升固体发动机设计计算效率，缩短产品研制周期，对于发动机技术的发展具有重要的指导意义。

附图说明

图1固体发动机一维内弹道建模与性能预示软件主界面

图2装药数据

图3推进剂数据

图4喷管数据

图5点火装置数据

图6用户选择数据

图7fg-xxx发动机内弹道计算结果数据和计算结果曲线。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明做进一步的说明。

如图1所示，固体发动机一维内弹道建模与性能预示软件系统主界面。该界面用于设置喷管类型、有无推力终止机构，以及导入或设置装药、喷管、点火等部组件基础计算数据。

喷管类型包括常规喷管、长尾管、斜切喷管及其它类型的喷管等。

此外，固体发动机一维内弹道建模与性能预示软件系统主界面还包括打开/保存内弹道文件、内弹道计算、退出及打印、放大等功能模块。

如图2所示，装药数据导入界面。该界面用于导入装药数据文本文件，文件中包括的参数数据有随时间变化的肉厚、随肉厚变化的燃面、随肉厚变化的自由容积、随时间变化的剩余药量、随肉厚变化的质心、x方向随肉厚变化的转动惯量、y方向随肉厚变化的转动惯量、z方向随肉厚变化的转动惯量等。

如图3所示，药柱推进剂基础数据输入界面。在该界面中，输入燃速系数、压力指数、装药密度、燃气比热比、燃气温度、气体常数、定压比热、特征速度、温度敏感系数、平衡流理论比冲、冻结流理论比冲、燃气的凝相摩尔数、燃速修正系数等。

如图4所示，固体发动机喷管基础数据输入界面。在该界面中，输入初始喉部半径、烧蚀斜率、开始烧蚀时间、喷管数量、面积膨胀比、喷管效率、喷管流量修正系数、喷管与轴线夹角等。

如图5所示，固体发动机点火装置基础数据输入界面。在该界面中，输入点火燃气质量流率，用户既可以手工形式输入，也可以导入一个点火燃气的质量流率文件。

如图6所示，用户选择数据输入界面。在该界面中，输入工作终点压强、设计温度、有效工作压强、参考温度、点火压强、燃烧室内燃烧效率、工作高度、时间计算步长、燃烧室初始自由容积等。

具体实施时，首先选择喷管类型、有无推力终止机构；其次导入装药数据，并且输入推进剂基础数据；第三步，输入喷管基础计算数据；第四步，输入点火装置基础计算数据；第五步，用户根据需要输入一些基本计算参数。输入上述计算数据后，触发内弹道计算功能，最后得到固体发动机内弹道性能预示结果，如图7所示，该图为fg-xxx发动机内弹道建模与性能预示结果。