[发明专利]一种固体火箭发动机包覆套结构传热过程快速计算方法

权利要求书

1.一种固体火箭发动机包覆套结构传热过程快速计算方法，其特征在于包括：输入阶段、计算及计算过程提示阶段、计算结果显示阶段和计算数据保存阶段；

所述固体火箭发动机包覆套结构为四层结构，从内向外分别为药柱层、包覆套层、燃气层和燃烧室壳体层；每一层均为中空圆柱形；计算过程中，对包覆套结构的各层在径向划分成多个单元，任一单元只属于四层结构的一层中；

输入阶段，具体如下:

（1）输入包覆套结构中燃烧室壳体层、燃气层、包覆套层、药柱层的几何参数、物性参数、初边值条件；设定传热时长，设定单元的几何参数参考值；

计算及计算过程提示阶段，具体如下：

（2）根据步骤（1）确定的燃烧室壳体层、燃气层、包覆套层、药柱层的几何参数和设定的单元的几何参数参考值，确定燃烧室壳体层、燃气层、包覆套层、药柱层中各层的单元数量和单元径向厚度；

（3）根据步骤（1）确定的燃烧室壳体层、燃气层、包覆套层、药柱层的几何参数、物性参数、初边值条件及步骤（2）确定的燃烧室壳体层、燃气层、包覆套层、药柱层中各层的单元数量和单元径向厚度，确定燃烧室壳体层、燃气层、包覆套层、药柱层中各单元的物性参数、内外表面径向坐标、初始温度和热流密度；

（4）根据步骤（3）确定的燃烧室壳体层、燃气层、包覆套层、药柱层中各单元的物性参数和内外表面径向坐标，确定包覆套结构的传热时间步长和传热时间步长总数M；

（5）根据步骤（3）-步骤（4）确定的燃烧室壳体层、燃气层、包覆套层、药柱层中各单元的物性参数、内外表面径向坐标、初始温度和热流密度，确定出包覆套结构第1个传热时间步长内每个单元的温度变化量；

（6）记当前传热时间步长序号为j(j=1，2，…，M)，令j=1，将步骤（5）确定的包覆套结构第1个传热时间步长内每个单元的温度变化量，加到步骤（3）确定的对应各单元的初始温度上，作为包覆套结构的第j个传热时间步长对应的各单元温度；

（7）判断j是否等于传热时间步长总数M；若否，根据燃烧室壳体层、燃气层、包覆套层、药柱层中各单元的物性参数、内外表面径向坐标、第j个传热时间步长对应的温度和热流密度，计算出包覆套结构第j+1个传热时间步长内每个单元的温度变化量，加到包覆套结构第j个传热时间步长对应的各单元温度上，得到包覆套结构第j+1个传热时间步长对应的各单元温度；根据传热时间步长序号j+1以及传热时间步长总数M，确定计算完成度W，并令j=j+1；若是，则停止计算，得到传热时间结束后包覆套结构的各单元温度；

计算结果显示阶段，具体如下：

（8）显示传热时间结束后包覆套结构各单元温度图；

计算数据保存阶段，具体如下：

（9）保存传热时间结束后包覆套结构各单元温度数据。

2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机包覆套结构传热过程快速计算方法，其特征在于：燃烧室壳体层、燃气层、包覆套层、药柱层的几何参数，包括：燃烧室壳体层、燃气层、包覆套层、药柱层的径向厚度以及药柱内侧的径向坐标。

3.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机包覆套结构传热过程快速计算方法，其特征在于：燃烧室壳体层、燃气层、包覆套层、药柱层的初边值条件，包括：燃烧室壳体层、燃气层、包覆套层、药柱层的初始温度、热流密度。

4.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机包覆套结构传热过程快速计算方法，其特征在于：物性参数，包括：燃烧室壳体层、燃气层、包覆套层、药柱层的密度、导热系数和定压比热容。