CN108830023B - 一种炮射导弹增速发动机点火过程的预测方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开的一种炮射导弹增速发动机点火过程的预测方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法如下：基于现有点火具燃烧状态模型，建立反映高速旋转影响的点火具燃烧状态模型，用于实现高旋飞行过程中的炮射导弹发动机点火具燃烧状态预测；建立推进剂与燃烧流场的热耦合模型，用于对推进剂表面温度预测，并将所述温度预测作为判定推进剂是否处于燃烧状态的依据，并建立修正后的反映高速旋转影响的点火过程燃烧状态模型，实现一个时间步下，对炮射导弹发动机点火状态预测。将所述炮射导弹增速发动机点火过程预测方法应用于炮射导弹增速发动机点火相关领域，解决相应工程技术问题。

Description

一种炮射导弹增速发动机点火过程的预测方法

技术领域

本发明涉及一种基于数值计算的炮射导弹增速发动机点火过程的预测方法，属于航空航天技术领域。

背景技术

随着主站坦克在机动性和防护性上日渐提高,反坦克武器的研究也成为日渐重要的课题。炮射导弹区别于传统炮管内火药力做为唯一驱动力的炮弹，其凭借目标追踪和二次点火增速机动的能力，在装甲目标毁伤上具有极大优势。

炮射导弹在火药力作用下从滑膛炮中高速飞出后，此时尾翼气动力/旋转增稳发动机开始作用在炮射导弹上，使得其增速发动机点火前已经具有了很高的旋转速度。自从上世纪60年代，美国发现某些高速自旋火箭存在加速度效应(Lucy,M.H.,Northam,G.B.,and Swain,R.L.,"Rocket motor spin data summary,"Naval Ordnance Test StationSymposium on Behavior of Propellants Under Acceleration Fields(November 18-19,1964)，即发动机在受到旋转过载时，发动机内弹道特性与无/低旋情况下相差很大，为此，美国、日本、以色列等过相继开展了大量研究工作，提出了燃烧物理模型和多个数学模型。

高速旋转过载下内孔装药发动机的物理模型如图2。在旋转过程中，点火燃气从点火具喷出时，在惯性力作用下更快的释放，瞬时燃气流量较无旋转条件下更大，而点火药燃烧时间也相应减少([2]黄寅生,段进军,李锦涛,等.高速旋转条件下点火具的燃烧特性试验研究[J].弹道学报,2010,22(3):5-7)；在高速旋转过程中，内孔药型燃面法向方向与向心加速度一致，复合推进剂燃烧形成的铝团聚物在惯性力与气动力共同作用下，停留在推进剂表面，加强了燃面的热反馈，增大了微观燃面，使得发动机燃烧速度激增([3]C.T.CROWE.A Unified Model for the Acceleration Produced Burning Rateaugmentation factor of Metalized Solid Propellants.Combustion Science&Technology 5.1(1972):55-60)；燃面在释放燃气时，高速旋转状态使得所释放燃气不但具有垂直燃面的径向速度，同时还具有与燃面一致的切向速度，由于发动机燃烧室内部为无结构差异的内孔结构，燃气在切向速度分量作用下在燃烧室内形成自由涡流，减小实际有效喉部面积，影响了实际喷喉流量([4]Farquhar,B.W.,J.D.Hoffman,and D.J.Norton.Ananalytical and experimental investigation of swirling flow in nozzles,AIAAJournal 7.10(1969):1992-2000)。上述因素共同作用致使发动机内弹道与静止条件下内弹道状态不一致。

现有模型虽然能够实现对点火具以及推进剂燃烧过程预测，但无法实现对高过载下发动机点火具以及推进剂燃烧过程预测，所述点火具以及推进剂燃烧过程预测指对点火具以及推进剂燃烧室内建压情况以及旋转特性预测。

发明内容

针对现有技术无法实现对高过载下发动机点火具以及推进剂燃烧过程预测，本发明公开的基于数值计算的炮射导弹增速发动机点火过程的预测方法要解决的技术问题是：建立推进剂与燃烧流场的热耦合模型，反映高速旋转影响的点火具和推进剂燃烧模型，实现对炮射导弹增速发动机点火过程的预测，所述发动机点火过程预测指实现对高速旋转过程中，点火具燃烧状态，推进剂的燃烧状态以及燃烧室内部旋转效应共同耦合下的复杂点火过程进行预测。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的。

本发明公开的一种炮射导弹增速发动机点火过程的预测方法，基于现有点火具燃烧状态模型，建立反映高速旋转影响的点火具燃烧状态模型，用于实现高旋飞行过程中的炮射导弹发动机点火具燃烧状态预测；建立推进剂与燃烧流场的热耦合模型，用于对推进剂表面温度预测，并将所述温度预测作为判定推进剂是否处于燃烧状态的依据，并建立修正后的反映高速旋转影响的点火过程燃烧状态模型，实现一个时间步下，对炮射导弹发动机点火状态预测。将所述炮射导弹增速发动机点火过程预测方法应用于炮射导弹增速发动机点火相关领域，解决相应工程技术问题，所述应用于炮射导弹增速发动机点火相关领域包括高旋过载下固体火箭发动机点火具优化，燃烧室装药构型优化以及点火过程内弹道评估。

本发明公开的一种炮射导弹增速发动机点火过程的预测方法，包括如下步骤：

步骤一、构建炮射导弹增速发动机流固区域网格模型。

通过将网格离散，为物理模型数值化的差分求解做准备。整个计算区域分为流体和固体两部分，总共三个域，分别表征推进剂区域I，燃烧产物注入区域II以及发动机燃烧室区域III。在推进剂区域，由于考虑到瞬时传热极短的时间变化以及数值计算的实现性，确定在靠近推进剂表面区域I的第一层网格高度L_p,inside，网格比K_p,inside，以及所需模拟的推进剂总厚度L_p,total。依据推进剂燃烧层厚度确定燃气注入区域II网格第一层网格高度L_p，网格比K_p，以及所需模拟的推进剂燃气厚度L_p，作为燃面燃气注入实现的区域。确定燃烧室流道区域III网格分布，为了保证点火具流场的计算准确，需确定靠近点火具的第一层网格高度L_ig，网格比K_ig。

步骤二、建立推进剂与燃烧流场的热耦合模型，用于对推进剂壁面温度T_w预测，并将所述温度预测作为判定推进剂是否处于燃烧状态的依据。

建立推进剂与燃烧流场的热耦合模型：流固交界面对流换热方程如公式(1)，推进剂内热传导方程如公式(2)。

其中：T为流固交界面附近气体温度，T_w为推进剂壁面温度，T_p为推进剂内部温度，h为对流换热系数，λ_p为推进剂导热系数，n为推进剂表面法向量，t为时间，ρ_p为推进剂密度，C_p为推进剂比热容。

初值输入初始时刻t₀的燃烧室内推进剂壁面附近气体温度T(t₀)，推进剂壁面温度T_w(t₀)。通过(1)和(2)组成的方程组计算求得t₀+Δt时刻推进剂表面温度T_w(t₁)作为判定t₁时刻推进剂是否处于燃烧状态的依据。

步骤三、将步骤二得到的t₁时刻推进剂表面温度T_w(t₁)与预设温度阈值T_b进行对比判定，当推进剂表面温度T_w1小于预设温度阈值T_b时，判定为未点燃，进入步骤四，所述步骤四基于现有点火具燃烧状态模型建立反映高速旋转影响的点火具燃烧状态模型，用于实现高旋飞行过程中的炮射导弹发动机点火具燃烧状态预测；当推进剂表面温度T_w1大于预设温度阈值T_b时，判定为推进剂已点燃，进入步骤五，所述步骤五为反映高速旋对点火具与推进剂燃烧耦合影响的模型，用于实现高旋飞行过程中的炮射导弹发动机燃烧室内工作情况预测。

步骤四、基于现有点火具燃烧状态模型建立反映高速旋转影响的点火具燃烧状态模型，用于实现高旋飞行过程中的炮射导弹发动机点火具燃烧状态预测，所述炮射导弹发动机点火具燃烧状态预测参数包括点火具燃气温度变化T(t)、周向速度变化u(t)、径向速度变化v(t)、切向速度变化w(t)、压力变化p(t)。

所述高旋飞行过程指炮射导弹在滑膛炮中高速飞出后，在尾翼气动力/旋转增稳发动机工作推力作用下，所处于的旋转稳定工作状态，通常旋转带来的惯性加速度达到1000G，即1000倍重力加速度。

基于现有技术点火具燃烧状态模型建立反映高速旋转影响的点火具燃烧状态模型，如公式(3)所示，

其中：

其中U，F，F_v，G，G_v，G'，G'_v均为归类形中间变量,x为轴向、y为径向、θ为切向、ρ为气体密度、u为气体轴向速度、v为气体径向速度、w为气体切向速度、p为压强、e为内能、h为气体焓值、m_j为第j种组分质量分数(j＝1表示点火具燃气，j＝2表示推进剂燃气，j＝3表示封装的空气)，q_x为在轴向上热通量，q_y为在径向上热通量，m_jx为第j种组分在轴向质量分数(j＝1表示点火具燃气，j＝2表示推进剂燃气，j＝3表示封装的空气)，m_jy为第j种组分在轴向质量分数(j＝1表示点火具燃气，j＝2表示推进剂燃气，j＝3表示封装的空气)，D_eff为分子扩散系数。

τ_ik为ik平面上的切应力(其中i＝x,y,θk＝x,y,θ)，μ_eff为等效为动力粘度，μ为分子动力粘度，μ_t为湍流动力粘度，c_v为定容比热，c_pj为为第j种组分定压比热，

为为第j种组分的生成热(j＝1表示点火具燃气，j＝2表示推进剂燃气，j＝3表示封装的空气)。τ_ik表达式子如下：

其中：

μ_eff＝μ+μ_t

q＝-k_eff▽T-ρD_eff∑h_j▽m_j

在源项ST中，

为过载条件下点火具燃气瞬时流量，L_ig靠近点火具第一层网格高度，u_ig为过载条件下点火具燃气释放速度，ω为旋转角速度，y_ig为点火具燃气生成位置与旋转轴在y轴上投影距离，h_ig为为点火药燃烧焓。其中点火具燃气瞬时释放流量

和点火具燃气速度u_ig为待求量。

通过公式(6)，由点火具燃气气体常数R_ig，以及燃气温度T，压力p获得点火具燃气密度ρ_ig；通过公式(7)对静止时候点火具瞬时特征流量

使用旋转情况下的点火具燃气流量增量系数A_ig进行修正获得点火具燃气瞬时释放流量

A_Igω取1,1.3,1.6和1.9。

通过公式(8)确定t_ig为点火具燃烧时间。通过公式(9)获得点火具燃气速度u_ig

由点火具燃气气体常数R_ig，以及燃气温度T，压力p，获得点火具燃气密度ρ_ig，m_con为点火药质量，u_ig为点火具燃气速度。

通过平均速度和脉动速度得到实际速度切向速度w，轴向速度u，径向速度v。

考虑到旋转效应，湍流方程选择雷诺应力模型(RSM)被用来封闭方程：

其中D_T,ij为湍流扩散项，D_L,ij为分子扩散项，P_ij为应力项，

为压力应变项，ε_ij为耗散项，u'_i，u'_j和u'_k表示速度脉动项，其中i＝x,y,θ，j＝x,y,θ和k＝x,y,θ，

和

初始输入量为初始时刻t₀的气体温度T(t₀)，初始气体压强p(t₀)，气体切向速度w(t₀)，气体轴向速度u(t₀)，气体径向速度v(t₀)。

由初始输入量通过公式(2)～(11)计算输出t₀+Δt时刻即t₁时刻气体温度T(t₁)，初始气体压强p(t₁)，气体切向速度w(t₁)，气体轴向速度u(t₁)，气体径向速度v(t₁)。

所建立点火具燃烧状态模型，通过在公式(3)中加入源项ST和公式(7)和(8)，反映高速旋转对点火具燃气瞬时释放流量

增加、点火具燃烧时间t_ig缩短以及燃气流动旋转效应的影响。即通过反映高速旋转影响的点火具燃烧状态模型实现多炮射导弹发动机点火具燃烧状态预测，预测量为燃气温度变化T(t)、周向速度变化u(t)、径向速度变化v(t)、切向速度变化w(t)、压力变化p(t)等参数。

步骤五、基于现有点火具燃烧状态模型和推进剂燃烧模型，建立反映高速旋转影响下的点火具燃烧状态模型与推进剂燃烧相互耦合的模型，用于实现高旋飞行过程中的炮射导弹发动机燃烧室内工作情况预测。当推进剂表面温度T_w1大于预设温度阈值T_b时，判定为推进剂已点燃，在公式(1)ST原有基础上加入反映过载对推进剂燃气释放流量

以及推进剂燃气的旋转释放影响的修正项，即更新公式(3)为公式(12)所示：

其中：

在源项ST中新增加的推进剂燃气释放过程部分，L_p靠近推进剂表面第一层网格高度，u_p为过载条件下点火具燃气释放速度，ω为旋转角速度，y_p为燃气生成位置与旋转轴在y轴上投影距离，h_p为为推进剂燃烧焓。

公式(13)为无旋条件下固体推进剂瞬时燃速模型，通过添加公式(14)关于过载x和燃烧室内压强p相关的燃速增量系数A_px，由公式(15)获得过载条件下推进剂燃速模型；其中：

为无旋转过载时候燃速，a为燃速系数；n燃速压强指数；α_p推进剂热扩散系数；A_px为过载x下的燃速增量系；

为过载x下燃速。

初始输入量为初始时刻t₀的气体温度T(t₀)，初始气体压强p(t₀)，气体切向速度w(t₀)，气体轴向速度u(t₀)，气体径向速度v(t₀)。

由初始输入量通过公式(4)～(15)计算输出t₀+Δt时刻即t₁时刻气体温度T(t₁)，初始气体压强p(t₁)，气体旋转速度w(t₁)，气体轴向速度u(t₁)，气体径向速度v(t₁)。

通过步骤二至步骤五完成一个时间步Δt的炮射导弹增速发动机点火过程的预测，此时时刻t₁。

步骤六：将步骤六中获得的在预设的t₁时刻推进剂壁面温度T_w(t₁)，气体温度T(t₁)，初始气体压强p(t₁)，气体旋转速度w(t₁)，气体轴向速度u(t₁)，气体径向速度v(t₁)。作为初始量循环迭代步骤二至步骤五，实现在预设的计算时间阈值t_total内，对高过载下对炮射导弹增速发动机点火过程的预测。

步骤七：利用求解获得的燃烧室内压力p(t)的变化过程以及该变化过程中几个关键的时刻点对高过载下对炮射导弹增速发动机点火过程的预测进行分析，实现对高速旋转过程中，点火具燃烧状态，推进剂的燃烧状态以及燃烧室内部旋转效应共同耦合下的复杂点火过程预测，并将炮射导弹增速发动机点火过程预测方法应用于炮射导弹增速发动机点火相关领域，解决相应工程技术问题。所述应用于炮射导弹增速发动机点火相关领域包括高旋过载下固体火箭发动机点火具优化，燃烧室装药构型优化以及点火过程内弹道优化。

所述关键的时刻点定义如下：

t₁：首个稳定燃气出现时刻，所述时刻为推进剂壁面首次达到预设温度阈值T_b的时刻。

诱导期(τ₁)：数值仿真初始时刻t₀到主装药表面出现首个稳定着火点时刻t₁所需时间；

t₂：推进剂表面全点燃时刻，所述时刻为通过取内弹道压力p(t)的一阶微分p'(t)的峰值点时刻；

燃气传播时间(τ₂)：从首次稳定着火点产生到主装药全部表面点燃时刻t₂所需时间；

t₃：达额定工作压力时刻，所述时刻取最大工作压力的75-80％p_max时刻；

燃烧室燃气填充时间(τ₃)：从主装药全部点燃时刻t₂到发动机到达额定工作压力时刻t₃所需时间；

点火延迟时间(τ₃)：为诱导期τ₁，燃气传播时间τ₂和燃烧室燃气填充时间τ₃的加和，即τ＝τ₁+τ₂+τ₃。

有益效果：

1、本发明公开的一种炮射导弹增速发动机点火过程的预测方法，基于现有点火具燃烧状态模型，建立反映高速旋转影响的点火具燃烧状态模型，用于实现高旋飞行过程中的炮射导弹发动机点火具燃烧状态预测，通过公式(3)加入源项ST实现反映高速旋转对点火具燃气释放流量

点火具燃烧时间t_ig以及燃气流动旋转w_ig的影响。

2、本发明公开的一种炮射导弹增速发动机点火过程的预测方法，建立推进剂与燃烧流场的热耦合模型，用于对推进剂表面温度预测，并将所述温度预测作为判定推进剂是否处于燃烧状态的依据，通过温度判据判定推进剂表面是否点燃，当点燃时通过修正源项ST，建立修正后的反映高速旋转影响的点火过程燃烧状态模型，当未点燃时，源项ST不修正，从而实现一个时间步下，对炮射导弹发动机点火状态预测。

3、本发明公开的一种炮射导弹增速发动机点火过程的预测方法，在预设的计算时间阈值内，循环迭代步骤二至步骤五，实现在预设的计算时间阈值t_total内内，对高过载下对炮射导弹增速发动机点火过程的预测。

4、本发明公开的一种炮射导弹增速发动机点火过程的预测方法，将所述炮射导弹增速发动机点火过程预测方法应用于炮射导弹增速发动机点火相关领域，解决相应工程技术问题，所述应用于炮射导弹增速发动机点火相关领域包括高旋过载下固体火箭发动机点火具优化，燃烧室装药构型优化以及点火过程内弹道评估和优化。

附图说明

图1为本发明公开的一种炮射导弹增速发动机点火过程的预测方法的流程图；

图2为旋转过载下固体火箭发动机物理模型；

图3为炮射导弹增速发动机仿真模型网格划分，图3a推进剂燃面附近网格，图3b燃烧室内网格；

图4为点火过程各关键时刻定义；

图5为炮射导弹增速发动机点火具结构，图5a为实物图，图5b为剖视图；

图6为炮射导弹增速发动机推进剂结构，图6a为正视实物图，图6b为左视实物图；

图7为不同旋转过载增量系数A_ig下点火具瞬时流量；

图8为高压/高旋转过载下推进剂动态燃速增量A_p；

图9为旋转过载下推进剂燃气传播时间τ₂去量纲云图；

图10为旋转过载下燃烧室内填充时间τ₃去量纲云图；

图11为旋转过载下燃烧室内点火延迟时间τ去量纲云图。

具体实施方式

为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合附图和实例对发明内容做进一步说明。

实施例1：

为了更好的说明本方法可行性，选择某型号炮射增速发动机在为0～1200g旋转过载和0～20Mpa工作压力条件的工作性能进行分析。

点火物理过程介绍：在一定旋转过载x下，点火具接收到点火信号后发火，点火燃气从侧面与端面孔径中喷出。点火燃气与发动机内孔装药面发生强烈的强迫对流，导致燃面表面温度上升，燃面到达着火点，释放燃气，燃气填充固体火箭发动机燃烧室进行建压，对小发动机而言整个建压过程通常在十几～几十毫秒内完成。

发动机点火具结构如图(5)，(a)为实物图，(b)为二维剖视图。点火具采用中心与两侧同时排气的方式，点火具直径D_ig为8mm,突入装药内孔距离L_ig为15mm。

推进剂结构如图(6)，推进剂内孔直径D_p为21mm,装药长度L_p为215mm。燃烧特性：燃速系数

压强指数n＝0.21。

通过编写热力计算软件完成对推进剂燃烧产物及点火药燃烧产物的热力计算，获得如表1的燃气平衡产物及推进剂的热力学性质。

表1燃气平衡产物及推进剂的热力学性质

本实施例公开的一种炮射导弹增速发动机点火过程的预测方法，具体实施步骤如下：

步骤一、构建炮射导弹增速发动机内部流固区域网格模型。

整个计算区域分为流体和固体两部分，总共三个域如图2所示，分别表征推进剂区域I，燃烧产物注入区域II以及发动机燃烧室区域III。在推进剂区域，由于考虑到瞬时传热极短的时间变化以及数值计算的实现性，确定在靠近推进剂表面区域I的第一层网格高度L_p,inside为0.005mm，网格比K_p,inside为1.05，以及所需模拟的推进剂总厚度L_p,total为3mm,对瞬态传热而言，可以接受。燃气注入区域II网格第一层网格高度L_p＝0.01mm，所需模拟的推进剂燃气厚度L_p为0.01mm。确定燃烧室流道区域III网格分布，特别的，为了保证点火具流场的计算准确，需确定靠近点火具的第一层网格高度L_ig为0.02，网格比1.05。

步骤二、通过求解推进剂与燃烧流场的热耦合模型，获得推进剂壁面温度T_w(t₁)，并将所述温度预测作为判定推进剂是否处于燃烧状态的依据。

步骤三、将步骤二得到的t₁时刻推进剂表面温度T_w(t₁)与预设温度阈值T_b＝600K进行对比判定，当推进剂表面温度T_w1小于预设温度阈值T_b＝600K时，判定为未点燃，进入步骤四；当推进剂表面温度T_w1大于预设温度阈值T_b时，判定为推进剂已点燃，进入步骤五。

步骤四、基于现有点火具燃烧状态模型建立反映高速旋转影响的点火具燃烧状态模型，用于实现高旋飞行过程中的炮射导弹发动机点火具燃烧状态预测。

设定初始计算参数条件：初始输入量为初始温度T(t₀)＝300K，初始壁面温度T_w(t₀)＝300K，初始气体压强p(t₀)＝101325Pa，初始轴向速u(t₀)＝0m/s，初始径向速度v(t₀)＝0m/s，旋转转速ω为0rpm，2500rpm，5000rpm，7500rpm和10000rpm(rpm表示转每分钟)，燃烧室内初始点火具燃气质量分数m₁＝0，推进剂燃气m₂＝0，封装的空气m₃＝1。

由初始输入量通过公式(2)～(11)计算输出t₀+Δt时刻即t₁时刻气体温度T(t₁)，气体压强p(t₁)，气体切向速度w(t₁)，气体轴向速度u(t₁)，气体径向速度v(t₁)。

步骤五、基于现有点火具燃烧状态模型和推进剂燃烧模型建立反映高速旋转影响的点火具燃烧状态模型与推进剂燃烧相互耦合的模型，用于实现高旋飞行过程中的炮射导弹发动机燃烧室内工作情况预测。当推进剂表面温度T_w1大于预设温度阈值T_b时，判定为推进剂已点燃。

设定初始计算参数条件：初始输入量为初始温度T(t₀)＝300K，初始壁面温度T_w(t₀)＝300K，初始气体压强p(t₀)＝101325Pa，初始轴向速v(t₀)＝0m/s，初始径向速度u(t₀)＝0m/s，旋转转速ω为0rpm，2500rpm，5000rpm，7500rpm和10000rpm(rpm表示转每分钟)，燃烧室内初始点火具燃气质量分数m₁＝0，推进剂燃气m₂＝0，封装的空气m₃＝1。

通过公式(4)～(15)计算输出t₀+Δt时刻即t₁时刻气体温度T(t₁)，气体压强p(t₁)，气体切向速度w(t₁)，气体轴向速度u(t₁)，气体径向速度v(t₁)。

通过步骤二至步骤五完成一个时间步Δt的炮射导弹增速发动机点火过程的预测，此时时刻t₁。

步骤六、将步骤六中获得的在预设的t₁时刻推进剂壁面温度T_w(t₁)，气体温度T(t₁)，初始气体压强p(t₁)，气体切向速度w(t₁)，气体轴向速度u(t₁)，气体径向速度v(t₁)作为初始量循环迭代步骤二至步骤五，实现在预设的计算时间阈值t_total内，对高过载下对炮射导弹增速发动机点火过程的预测。

步骤七、利用求解获得的燃烧室内压力p(t)的变化过程以及该变化过程中几个关键的时刻点对高过载下对炮射导弹增速发动机点火过程的预测进行分析。

高速旋转过载下，点火具瞬时燃气流量增加，增强燃气与推进剂表面的对流传热，在加快推进剂燃面点燃速度的同时，燃烧面积更大，上游的点火燃气与推进剂燃气对下游未点燃表面的点燃贡献增大。根据趋势，如图8为过载情况下推进剂燃气传播时间τ₂去量纲云图。根据趋势，该型增速发动所用推进剂与点火具特性对于发动机点火过程中燃气传播过程影响可以分为三个主要区域如图8。在区域1中，(1)在旋转过载x≤180G时，推进剂的旋转过载效应并不明显，推进剂燃速变化对燃气传播时间的影响很小,相反的，点火流量的增加使得τ₂明显缩短(如图8区域1，燃气传播时间τ₂等值线法线几乎平行于点火流量增量轴)；(2)燃气传播时间τ₂等值线梯度随着点火流量的增加而减小。在过渡区2中，推进剂旋转过载效应随过载增加开始响应，旋转过载对燃气传播时间τ₂的影响开始现行出来(如图8区域2，燃气传播时间τ₂等值线法线开始倾斜)。在区域3中，点火流量和角速度的增加显著缩短了燃气传播时间，特别是随着旋转过载的的增加，旋转效应明显高于点火流量增量。(如图8区域3，燃气传播时间τ₂等值线法线趋于与角速度轴平行)。点火具燃气流量增加导致燃气与推进剂壁面强迫对流换热增加，推进剂更容易被点燃，于此同时，相同时间内推进剂燃烧面积更大，点火燃气与推进剂燃烧面燃气共同作用下，上游对下游热作用更明显，所以该型增速发动所用推进剂与点火具特性使得燃气传播时间τ₂均缩短。

根据趋势，该型增速发动所用推进剂与点火具特性对于发动机点火过程中燃气填充时间τ₃影响可以分为四个区域(如图9所示)。(1)在区域1和区域3中，点火流量增加与燃气填充时间τ₃呈明显负相关。从在区域1，燃气填充时间τ₃的等值线梯度随着点火流量的增加而减小，这意味着点火流量增加对燃气填充时间τ₃的影响不是一味地降低，在点火药流量增加到一定流量时候，火流量增加对燃气填充时间τ₃的影响变得不太敏感。(2)推进剂燃烧特性以及流场内流动特性之间的复杂耦合过程着重体现在区域2和区域4。在区域4中，过载下点火具特性和推进剂燃烧特性对燃气填充时间τ₃具有几乎相同的影响程度，影响效果却正好相反。在区域2中，旋转过载带来的推进剂燃烧速度增加对燃气填充时间τ₃具有主要影响，两者呈现正相关，但是点火流量增量对燃气填充时间τ₃的缩短影响较小，因为较高的点火流量导致点火的较早结束，因此随着点火流量增量，其对燃气填充时间τ₃逐渐变成不敏感。为什么点火具燃气流量对燃气填充时间τ₃的影响随着点火从区域4增加到区域2而减小，因为在点火具拥有较高的点火具瞬时，在达额定工作压力时刻t₃之前，点火具较早结束工作，所以燃气填充时间τ₃对点火具瞬时燃气流量敏感性下降。从总体情况来看，对该型增速发动而言，燃气填充时间τ₃随着旋转过载的增加而增加，随着瞬时点火流量的增加而减小。旋转过载越大，推进剂燃烧速率越快，由于压力峰值越高，填充过程越长；另一方面，较大的点火具瞬时燃气流量可以加速燃烧室内充气。

根据趋势，该型增速发动所用推进剂与点火具特性对于发动机点火延迟时间τ影响如图11所示。在旋转过载x≤180G时，点火具瞬时燃气增量系数增加为1.9时，延迟时间减少为稳定状态的0.69倍；在旋转过载180G≤x≤600G时且点火增量为1附近时候，该型增速发动的点火延迟时间随着旋转过载增加略微增加无旋转状态下的1.07倍，而后下降，意味着在这里出现复杂的耦合过程，耦合过程发生在推进剂敏感的旋转超载，但点火不敏感的时候；在旋转过载x≥600G以下，随着点火流量的增加，其对火延迟时间τ的影响逐渐变为主(轮廓法线逐渐平行于恒定点火具瞬时燃气增量轴)。

为保证点火过程可控，该型增速发动在保证所用推进剂不变情况下，点火具内点火药可选择火药颗粒更细，燃烧固体残余更少的点火药，保证在旋转过载180G≤x≤600G时，点火延迟时间τ与静止工况下基本一致，在更高过载x＞600G时，点火延迟会降低，其他部件设计的开机设计时间需与该变化响应匹配。

以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种炮射导弹增速发动机点火过程的预测方法，其特征在于：包括如下步骤，

步骤一、构建炮射导弹增速发动机流固区域网格模型；

步骤二、建立推进剂与燃烧流场的热耦合模型，用于对推进剂壁面温度T_w预测，并将温度预测结果作为判定推进剂是否处于燃烧状态的依据；

步骤三、将步骤二得到的t₁时刻推进剂壁面温度T_w(t₁)与预设温度阈值T_b进行对比判定，当推进剂壁面温度小于预设温度阈值时，判定为未点燃，进入步骤四；当推进剂壁面温度大于预设温度阈值时，判定为推进剂已点燃，进入步骤五；

步骤四、基于现有点火具燃烧状态模型建立反映高速旋转影响的点火具燃烧状态模型，用于实现高旋飞行过程中的炮射导弹发动机点火具燃烧状态预测，炮射导弹发动机点火具燃烧状态预测参数包括点火具燃气温度变化T(t)、轴向速度变化u(t)、径向速度变化v(t)、切向速度变化w(t)、燃烧室内压力变化p(t)；

步骤五、基于现有点火具燃烧状态模型和推进剂燃烧模型，建立反映高速旋转影响下的点火具燃烧状态模型与推进剂燃烧模型相互耦合的模型，用于实现高旋飞行过程中的炮射导弹发动机燃烧室内工作情况预测；

通过步骤二至步骤五完成一个时间步Δt的炮射导弹增速发动机点火过程的预测，此时时刻t₁；

步骤六：将获得的在预设的t₁时刻推进剂壁面温度T_w(t₁)，气体温度T(t₁)，初始气体压力p(t₁)，气体切向速度w(t₁)，气体轴向速度u(t₁)，气体径向速度v(t₁)；作为初始量循环迭代步骤二至步骤五，实现在预设的计算时间阈值t_total内，对高过载下对炮射导弹增速发动机点火过程的预测。

2.如权利要求1所述的一种炮射导弹增速发动机点火过程的预测方法，其特征在于：还包括步骤七，利用求解获得的燃烧室内压力的变化过程以及变化过程中几个关键的时刻点对高过载下对炮射导弹增速发动机点火过程的预测进行分析，实现对高速旋转过程中，点火具燃烧状态，推进剂的燃烧状态以及燃烧室内部旋转效应共同耦合下的复杂点火过程预测。

3.如权利要求1或2所述的一种炮射导弹增速发动机点火过程的预测方法，其特征在于：步骤一通过将网格离散，为物理模型数值化的差分求解做准备；整个计算区域分为流体和固体两部分。

4.如权利要求3所述的一种炮射导弹增速发动机点火过程的预测方法，其特征在于：步骤二具体实现方法为，

建立推进剂与燃烧流场的热耦合模型：流固交界面对流换热方程如公式(1)，推进剂内热传导方程如公式(2)；

其中：T为流固交界面附近气体温度，T_w为推进剂壁面温度，T_p为推进剂内部温度，h为对流换热系数，λ_p为推进剂导热系数，n为推进剂表面法向量，t为时间，ρ_p为推进剂密度，C_p为推进剂比热容；

初值输入初始时刻t₀的燃烧室内推进剂壁面附近气体温度T(t₀)，推进剂壁面温度T_w(t₀)；通过(1)和(2)组成的方程组计算求得t₀+Δt时刻推进剂表面温度T_w(t₁)作为判定t₁时刻推进剂是否处于燃烧状态的依据。

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