[發明專利]一種固體火箭發動機燃面退移計算方法

有效

• 申請號: 202110853076.9
• 申請日: 2021-07-27
• 公開（公告）號: CN113417763B
• 公開（公告）日: 2022-10-14
• 發明（設計）人: 魏然;石德磊;李露;孫林;鮑福廷;劉旸;惠衛華
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: F02K9/96
• 分類號: F02K9/96;F02K9/08
• 代理公司: 西安銘澤知識產權代理事務所(普通合伙) 61223
• 代理人: 姬莉

本發明提供了一種固體火箭發動機燃面退移計算方法，包括：構建三角面片集合；構建最短距離場函數構建笛卡爾網格上的燃速分布場r(x)；修改場函數在每個節點坐標x處的數值；基于新的場函數生成用三角面片表達的等值面，將該等值面中的所有三角面片的集合記為I；進行幾何布爾運算；計算固體火箭發動機在當前時刻的總燃氣生成率；計算固體火箭發動機燃燒室內當前時刻的壓強p；燃燒表面面積變化曲線、燃氣生成率曲線，以及壓強p隨時間變化的曲線，即為燃面退移計算結果。該方法整個計算流程不涉及數值差分運算，節省了算力，消除了在棱線、角點附近區域進行數值差分運算所可能引入的計算誤差。

技術領域

本發明屬于固體火箭動力系統仿真計算領域，具體涉及一種固體火箭發動機燃面退移計算方法。

背景技術

固體火箭發動機燃面退移，是指在固體火箭發動機工作期間，固體推進劑裝藥暴露于高溫燃氣中的部分逐層燃燒并由固體轉化為氣體的過程。為了對固體火箭發動機的推力-時間曲線進行計算，必須計算在燃面退移過程中，固體推進劑裝藥的燃燒面積和燃氣生成率隨時間變化的過程，這一計算任務稱為固體火箭發動機燃面退移計算。

固體推進劑藥柱的形狀十分復雜，并且僅有部分表面在燃燒開始時暴露于燃氣中；在固體推進劑裝藥逐層燃燒的過程中，空間各處的燃燒速度也存在差異(連續變化或突變)，這些因素最終使得這一過程中的其形狀變化過程極為復雜，并且伴隨著拓撲結構的變化。常用的固體火箭發動機燃面退移的計算方法有解析分析法、CAD計算法、動網格方法、最短距離場方法、水平集法等。

其中，解析分析法：依賴人工進行手動分析進行燃面退移擴算，對于幾何形狀復雜度較高的固體推進劑藥柱和燃速分布，人力難以分析得到正確結果。

CAD計算法：依賴商業CAD軟件所提供的offset計算功能進行燃面退移擴算，在固體推進劑藥柱的拓撲結構隨逐層燃燒發生變化時，有幾率發生計算錯誤或失敗，不能對燃燒速度非均勻分布的情況進行計算。

動網格方法：依賴商業有限元軟件所提供的動網格方法進行燃面退移擴算。對于幾何形狀復雜度較高的固體推進劑藥柱，以及固體推進劑藥柱的拓撲結構隨逐層燃燒發生變化時，計算有較高幾率失敗或生成不準確的結果。

最短距離場方法：類似水平集法，但不能對燃燒速度非均勻分布的情況進行計算。

水平集法：計算期間，每一步都需要對正在燃燒的表面和不燃燒的表面進行區分和處理，計算速度慢。在固體推進劑藥柱中存在尖銳的邊角時，在棱線、角點的外角平分線區域，由于基于數值差分理論的梯度估計存在系統誤差，該區域將出現燃面計算不準確的情況，使得該區域燃燒表面形狀出現畸變。當燃速分布不均勻時，每一步計算都需要進行多次重新初始化操作，計算速度慢。當燃速分布存在突變時，不連續點附近的數值差分是連續變化的而非突變，使得數值耗散現象和抹平效應比較嚴重，造成計算精度變低。

因此，為解決具有復雜形狀、復雜燃速分布的固體火箭發動機進行燃面退移計算的問題，本發明提出一種固體火箭發動機燃面退移計算方法。

發明內容

為了克服上述現有技術存在的不足，本發明提供了一種固體火箭發動機燃面退移計算方法。

為了實現上述目的，本發明提供如下技術方案：

一種固體火箭發動機燃面退移計算方法，包括以下步驟：

步驟1、將固體火箭發動機推進劑裝藥幾何模型離散為三角面片模型，將所有三角面片分類為兩個三角面片集合；點火時刻即開始燃燒的三角面片的集合記為B，B中所有三角面片組成一個薄片型的曲面；模型中所有的三角面片的集合記為G，G中所有三角面片組成一個封閉的幾何體；

步驟2、對輸入的固體火箭發動機所在的三維包絡盒劃分笛卡爾網格，該網格的每一個節點的節點坐標記為x；