● 摘要
固体火箭发动机点火瞬态过程是固体火箭发动机工作过程的重要组成部分，其性能直接影响固体火箭发动机工作性能、效率、可靠性和安全性。正确认识点火瞬态过程，对固体火箭发动机分析与设计至关重要。 本文以直列式安全点火系统为研究对象，以固体火箭发动机点火瞬态过程为计算模型，该模型可用于分析影响固体火箭发动机点火瞬态过程的主要因素并估算点火瞬态重要参数。并利用编程软件对该模型进行数值计算，使之能够成为工程设计的应用工具。在计算模型中较多的采用现有发动机经验公式，能够真实的反映发动机内弹道流场的情况。 本文对固体火箭发动机内弹道一维非稳态流场进行模拟研究。燃烧室内燃气动力控制方程由一组双曲型偏微分方程组构成，该方程组考虑了点火启动和火焰传播两个阶段，以及沿轴向的点火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，并选用了Lenoir-Robillard所推出的侵蚀燃速的半经验关系式。计算过程中，燃烧室与喷管沿轴向被分解成几十个控制单元，数值方法采用MacCormack预报－校正差分格式，并对控制方程求解。分析整理所求的计算数据，统计描绘出每一时间步长沿装药内腔轴向的压力、燃气速度、温度分布并得出推进剂表面火焰传播规律。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，论文还采用算例验证了模型的正确。