一种固体火箭发动机喷管结构烧蚀冷却过程快速计算方法与流程

本发明涉及一种固体火箭发动机喷管结构烧蚀冷却过程快速计算方法，属于固体火箭发动机。

背景技术：

1、喷管结构是固体火箭发动机重要的结构组成，位于固体火箭发动机尾部，将燃气的热能转化为动能，燃气流经喷管时不断膨胀加速，最后以高速从喷管出口排出，产生推进火箭前进的反作用力——推力。随着推进剂能量的提高，喷管受热很严重，因此，固体火箭发动机喷管热防护设计占据重要地位。一般，固体火箭发动机喷管结构主要包括喉衬、背衬和壳体三层材料。喷管结构热防护设计就是要恰当地选择和配置各层材料，使各层材料都能恰当地发挥应有作用，保证发动机工作中喷管内壁型面完好，同时把结构温度限制在允许的范围内，使发动机工作可靠。

2、对于喷管结构而言，其传热过程计算是其热防护设计的基础。喷管结构热防护原理是依靠烧蚀一部分热防护材料带走一部分热量，同时又以不同方式再耗散一部分热量，例如热辐射、热阻塞效应等，以及依靠热防护材料本身的隔热性能，以保证结构温度在允许范围内。但是当前对于设计或仿真人员而言，喷管结构传热计算一般使用成熟商业软件，如fluent软件，其热传导计算准确性较高。但是，(1)该软件难以考虑烧蚀材料带走热量形成的烧蚀冷却效应对温度的影响，此外，该软件的使用还至少存在以下不便：(2)该软件要求使用者具有一定基础和经验，非流体或传热专业的设计或仿真人员需要额外花费一定时间和精力学习掌握该软件的使用；(3)该软件需要绘制几何模型、人工划分单元、设置边界条件、结果后处理等比较繁琐的流程，不利于简化流程；(4)该软件通用性强，计算往往比较耗时，针对特定问题不利于节约计算时间；(5)不易于集成到固体火箭发动机设计仿真一体化平台。因此，该软件难以满足固体火箭发动机喷管结构快速设计、优化和仿真分析的迫切需求。

技术实现思路

1、本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，解决了固体火箭发动机喷管结构烧蚀冷却过程快速计算问题。

2、本发明目的通过以下技术方案予以实现：

3、一种固体火箭发动机喷管结构烧蚀冷却过程快速计算方法，包括：

4、输入喷管结构中每一层的几何参数、物性参数、初边值条件；设定传热时长，设定单元的几何参数参考值；

5、根据喷管结构中每一层的几何参数和设定的单元的几何参数参考值，确定每一层的单元数量和单元径向厚度；

6、根据喷管结构中每一层的几何参数、物性参数、初边值条件、单元数量和单元径向厚度，确定每一层中各单元的物性参数、内外表面径向坐标、初始温度和分解量；

7、根据每一层中各单元的物性参数、内外表面径向坐标，确定喷管结构的传热时间步长和传热时间步长总数m；

8、基于传热时间步长和传热时间步长总数，按时间顺序，根据每一层中各单元的物性参数、内外表面径向坐标、初始温度和分解量，依次迭代计算每个传热时间步长后，获得每一层的所有单元的温度；直到传热时间步长达到m，获得传热时间结束后喷管结构的各单元温度。

9、优选的，喷管结构至少包括壳体层、背衬层、喉衬层。

10、优选的，每一层的几何参数包括径向厚度以及喉衬层内表面径向坐标。

11、优选的，每一层的初边值条件，包括各层的初始温度、喉衬层内侧燃气温度和壳体层外侧空气温度。

12、优选的，每一层的物性参数，包括：壳体层、背衬层、喉衬层的烧蚀起始温度和烧蚀结束温度，壳体层、背衬层、喉衬层的烧蚀开始前后的密度、导热系数、定压比热容，壳体层、背衬层、喉衬层随温度变化的单位质量分解量、分解产物中可成气比例、分解气体定压比热容、单位质量分解热；燃气与喉衬内壁面间对流换热系数，壳体外壁面与外界空气间热辐射系数。

13、优选的，传热时长为喷管结构传热总时间。

14、优选的，单元的几何参数参考值为单元的径向厚度参考值。

15、优选的，在获得传热时间结束后喷管结构的各单元温度之后，进行显示和或存储。

16、一种固体火箭发动机喷管结构烧蚀冷却过程快速计算装置，包括：

17、初始化模块，用于输入喷管结构中每一层的几何参数、物性参数、初边值条件；设定传热时长，设定单元的几何参数参考值；

18、第一处理模块，根据喷管结构中每一层的几何参数和设定的单元的几何参数参考值，确定每一层的单元数量和单元径向厚度；

19、第二处理模块，根据喷管结构中每一层的几何参数、物性参数、初边值条件、单元数量和单元径向厚度，确定每一层中各单元的物性参数、内外表面径向坐标、初始温度和分解量；

20、第三处理模块，根据每一层中各单元的物性参数、内外表面径向坐标，确定喷管结构的传热时间步长和传热时间步长总数m；

21、温度计算模块，基于传热时间步长和传热时间步长总数，按时间顺序，根据每一层中各单元的物性参数、内外表面径向坐标、初始温度和分解量，依次迭代计算每个传热时间步长后，获得每一层的所有单元的温度；直到传热时间步长达到m，获得传热时间结束后喷管结构的各单元温度。

22、本发明相比于现有技术具有如下有益效果：

23、(1)本发明给出了固体火箭发动机喷管结构在高温燃气作用下的传热过程快速计算方法，能够预示给定传热时长后的喷管结构径向温度，十分有助于喷管结构热防护设计和优化。

24、(2)本发明考虑了喷管结构中烧蚀材料带走热量形成的烧蚀冷却效应对温度的影响，通常商用软件fluent难以考虑这种烧蚀冷却效应，因此本发明能反映更加接近实际的烧蚀冷却效应带来的温升降低。

25、(3)本发明使用方便、操作简单。与商用软件fluent相比，无需进行绘制几何模型、人工划分单元、结果后处理等操作，计算结果显示直观，学习使用门槛低。

26、(4)本发明计算时间短、结果精确可靠。同时不考虑烧蚀冷却效应时，与商用软件fluent相比，相同结构、相同初边值条件在相同单元尺寸和时间步长下，计算时间有较明显的减小，而计算精度相当。

27、(5)本发明成本低、效益高。无需购置昂贵的商用软件，便于集成到固体火箭发动机设计仿真一体化平台，拥有自研软件知识产权，使用快速方便，有助于喷管结构快速设计、仿真和优化，缩短研发周期，降低研发成本，助力航天任务快速推进。

技术特征：

1.一种固体火箭发动机喷管结构烧蚀冷却过程快速计算方法，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的快速计算方法，其特征在于，喷管结构至少包括壳体层、背衬层、喉衬层。

3.根据权利要求1所述的快速计算方法，其特征在于，每一层的几何参数包括径向厚度以及喉衬层内表面径向坐标。

4.根据权利要求2所述的快速计算方法，其特征在于，每一层的初边值条件，包括各层的初始温度、喉衬层内侧燃气温度和壳体层外侧空气温度。

5.根据权利要求2所述的快速计算方法，其特征在于，每一层的物性参数，包括：壳体层、背衬层、喉衬层的烧蚀起始温度和烧蚀结束温度，壳体层、背衬层、喉衬层的烧蚀开始前后的密度、导热系数、定压比热容，壳体层、背衬层、喉衬层随温度变化的单位质量分解量、分解产物中可成气比例、分解气体定压比热容、单位质量分解热；燃气与喉衬内壁面间对流换热系数，壳体外壁面与外界空气间热辐射系数。

6.根据权利要求1所述的快速计算方法，其特征在于，传热时长为喷管结构传热总时间。

7.根据权利要求1所述的快速计算方法，其特征在于，单元的几何参数参考值为单元的径向厚度参考值。

8.根据权利要求1至7中任一项所述的快速计算方法，其特征在于，在获得传热时间结束后喷管结构的各单元温度之后，进行显示和或存储。

9.一种固体火箭发动机喷管结构烧蚀冷却过程快速计算装置，其特征在于，包括：

10.根据权利要求9所述的快速计算装置，其特征在于，每一层的几何参数包括径向厚度以及喉衬层内表面径向坐标。

技术总结
一种固体火箭发动机喷管结构烧蚀冷却过程快速计算方法，包括：输入喷管结构中每一层的几何参数、物性参数、初边值条件；设定传热时长，设定单元的几何参数参考值；确定每一层的单元数量和单元径向厚度；确定每一层中各单元的物性参数、内外表面径向坐标、初始温度和分解量；确定喷管结构的传热时间步长和传热时间步长总数M；基于传热时间步长和传热时间步长总数，按时间顺序，根据每一层中各单元的物性参数、内外表面径向坐标、初始温度和分解量，依次迭代计算每个传热时间步长后，获得每一层的所有单元的温度；直到传热时间步长达到M，获得传热时间结束后喷管结构的各单元温度。

技术研发人员：娄永春,马新建,赵瑜,方常青,许开州,王静宜
受保护的技术使用者：上海新力动力设备研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/1/13