题目：固体火箭发动机点火瞬态模拟技术研究

本文研究了固体火箭发动机点火瞬态过程的计算模型，该模型可用于分析影响固发点火瞬态过程的主要因素并估算点火瞬态参数。为了使该模型能够成为工程设计的参考工具，计算模型以描述现有发动机实验数据的经验公式为基础，再参考由Lenoir 和 Robillard 推导出的燃气热传递与侵蚀燃烧速率之间的关系而提出。燃烧室燃气动力控制方程由一组双曲型偏微分方程组描述，该方程组考虑了点火启动和火焰传播两个阶段，以及沿轴向的燃气质量增量等条件。在燃速公式中增加了侵蚀燃烧速率项，这是根据Lenoir 和 Robillard 推导出的燃气热传递与侵蚀燃烧速率之间的关系修正的。发动机点火过程被分解成沿轴向的几个不同区域，控制方程采用显式基于时间的MacCormack 方程。计算结果通过每一时间步长沿装药内腔轴向的压力、燃气速度、温度分布表示。数值计算模型以冲击波的捕获技术为基础，将相关的点火器燃气流冲击波包含到计算结果中。研究结果表明一维内弹道理论模型的分析结果与数值模拟结果相符，计算程序可用于预估发动机的实验结果，论文还采用算例数据验证了模型的正确。