[发明专利]一种HTPE型固体发动机烤燃数值模拟计算方法

说明书

本发明涉及一种HTPE型固体发动机烤燃数值模拟计算方法，分析小型试验件内部温度与时间的关系，计算固体推进剂热分解动力学参数，分析固体推进剂与绝热层的比热容C及热导率λ与温度的关系，测量固体推进剂与绝热层密度ρ值，测量固体推进剂分解热Q值，固体推进剂热分解动力学参数的修正，固体发动机烤燃数值模拟验证。计算与试验结果基本一致，能够准确预测固体发动机烤燃过程中的温度分布情况，发生响应的时间及着火点位置，可广泛适用于HTPE型固体推进剂发动机烤燃过程的数值模拟，具有为实际试验设计提供参考，减少试验数量，获取更多试验数据，降低试验危险性，节约成本，并为固体发动机设计提供依据等优点。

技术领域

本发明属于航天固体发动机烤燃数值模拟计算方法，特别是装填HTPE型固体推进剂的发动机在热刺激作用下的精确数值模拟计算方法。

背景技术

固体发动机广泛应用于火箭弹、导弹武器系统以及航天发射等军用民用领域。在其贮存、维护及使用过程中可能受到热刺激，发生不可控的化学反应和能量释放，导致其燃烧或爆炸，丧失功能并造成严重的生命财产损失。因此，固体发动机烤燃特性的研究对其安全性评估具有重要意义。

目前常用的研究和评估固体发动机热安全性的方法包括烤燃试验和数值模拟计算。烤燃试验研究能够直观的获得试件反应特性，但全尺寸固体发动机存在尺寸大、结构复杂，试验成本高，危险性大，可测试数据少的问题，为此，研究人员设计开展了各种小尺寸试验弹的烤燃试验，小尺寸试验弹的试验研究简单可行，但各种小型烤燃试验弹均在不同程度上对发动机的结构进行了简化，试验结果难以全面、准确地反映固体发动机的热安全特性。为获得试样内部的反应细节信息，减少试验数量，缩短研究周期，降低成本，研究人员开始了烤燃数值模拟研究探索，但目前大多数研究主要针对炸药开展，针对固体推进剂开展的烤燃数值模拟研究主要参考炸药的研究方法，在烤燃模型的建立过程中做出了大量简化假设，且未与实际全尺寸发动机试验结果进行对比验证。对于材料物性参数，简化假设为不受温度影响的常数，而固体推进剂及绝热层等高分子材料物性参数受温度影响较大；对于固体推进剂热分解反应动力学参数，仅通过毫克级的TG-DSC实验进行拟合计算，或仅通过与克级小型试验件的烤燃试验响应时间或温度对比以确定，而大型固体发动机中固体推进剂热分解反应动力学参数与其毫克级、克级实验中存在较大差异。国外Jones等人研究了炸药烤燃模拟过程中温度对材料参数的影响，但并未建立比热容和热导率与温度之间的多项式相关关系。Hedman等人研究了AP基复合固体推进剂的热分解反应动力学机制，结合克级(低E_a)与毫克级(高E_a)实验开发了两步反应机制；国内杨筱等人仅通过与小型烤燃试验件(Φ19×38mm)的响应时间作对比确定反应动力学参数，未建立通过对比拟合同量级小型试验件烤燃试验内部温度曲线以修正固体推进剂热分解反应动力学参数的方法。

因此，为了对热刺激作用下的固体发动机的热安全性进行研究和评估，有必要提出一种能够准确模拟固体发动机烤燃过程的数值模拟计算方法。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种HTPE型固体发动机烤燃过程的数值模拟计算方法，以提高计算结果的准确性。

本发明解决技术的方案是：一种HTPE型固体发动机烤燃数值模拟计算方法，通过下述方式实现：

(1)对试验件开展烤燃试验，测量试验件内部不同位置的温度变化历程，获得T-t关系曲线；

(2)测量固体推进剂样品在不同升温速率下的DSC-TG曲线，根据推进剂在不同升温速率下的DSC-TG曲线峰温，计算固体推进剂样品的热分解动力学参数，即活化能E_a与指前因子A的值；

(3)测试固体推进剂样品与绝热层在不同温度下的比热容C与热导率λ，对固体推进剂样品比热容C与热导率λ随温度的变化关系进行拟合，分别获得固体推进剂与绝热层C-T与λ-T的多项式表达式；

(4)测试固体推进剂样品与绝热层的密度ρ值；