(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202111597841.1 (22)申请日 2021.12.24 (71)申请人 内蒙航天动力机 械测试所 地址 010076 内蒙古自治区呼和浩特市赛 罕区黄河少镇 南地村 (72)发明人 张宝虎　郭畅　武胜　钱程远　 (51)Int.Cl. G06F 30/20(2020.01) G06F 119/02(2020.01) (54)发明名称 一种固体火箭发动机主动引射高模试验抽 吸质量流率方法 (57)摘要 本发明是涉及固体火箭 发动机领域， 特别是 涉及一种固体火箭发动机主动引射高模试验抽 吸质量流率方法。 步骤为： 建立二维无限长狭缝 抽吸质量流率计算模型； 通过圆孔抽吸质量流率 模型， 得到前缘后掠抽吸质量流率； 推导抽吸壅 塞临界条件， 当波前与波后马赫数确定， 则壅塞 压比根据等熵关系确定； 抽吸质量流率模型验 证， 通过FLUENT数值仿真验证模型的有效性， 把 亚声速前缘 当作超声速前缘计算， 模 型中的面积 取为圆孔面积， 通过模型和数值模拟结果进行对 比验证。 本发明不仅仅适用于圆孔抽吸， 也同样 适用于无后掠角度的狭缝以及满足超声速前缘 条件的后掠长狭缝抽吸； 本发明计算方法方便、 精度高。 权利要求书1页 说明书5页 附图3页 CN 114580142 A 2022.06.03 CN 114580142 A 1.一种固体火箭发动机主动引 射高模试验抽吸质量流率方法， 其特征在于， 具体步骤 如下： S1： 建立二维无限长狭缝抽吸质量流率计算模型， 膨胀波后流线为直线， 对于一定的抽 吸孔尺度L， 对应于最后一道 膨胀波有一个尺度Leff， 这个尺度内的气体全部进入抽吸孔， 假 设最后一道膨胀波与波后流线的马赫角为 μ2， 则有抽吸质量 流率 θ 为流线偏转角度， 由Prandtl ‑Meyer关系给 出 θ ＝ υ(M2)‑υ(M1)； S2： 圆孔抽吸质量 流率模型， 其中 V2n＝V2sinα 得到前缘后掠抽吸质量 流率 其中后掠时抽吸面积A＝ LWsweepsinα， 因此质量 流率进一步转化为 S3： 推导抽吸壅 塞临界条件， M2sinθ ＝1 当波前与波后马赫数确定， 则壅 塞压比根据等熵关系确定 S4： 抽吸质量流率模型验证， 通过FLUENT数值仿真验证模型的有效性， 把亚声速前缘当 作超声速前缘计算， 模型中的面积取为圆孔面积， 通过模型和数值模拟结果进 行对比验证。 流量系数Q表征抽吸质量 流率无量纲参数， 定义 为 其中 为实际抽吸质量 流率， 而 定义为 2.根据权利要求所述的一种固体火箭发动机主动引射高模试验抽吸质量流率方法， 其 特征在于， 所述S1建立 二维无限长狭缝超声速抽吸模型的基本条件： S11： 抽吸孔前缘是超声速流场的扰动点， 产生膨胀波， 扰动沿膨胀波方向传播， 膨胀波 后的流线是直线， 因此在垂直于流线方向没有压 差， 等于抽吸孔后的背压； S12： 抽吸是一种压力驱动的现象， 抽吸流率主要取决于背压， 背压通过改变抽吸孔处 的气流偏转角度进 而改变抽吸质量 流率； S13： 抽吸孔的深度L和孔径D相比非常小， 平板 视为无厚度， 即L ＝0。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 114580142 A 2一种固体火箭发动机主动引射高 模试验抽吸质量流率方 法 技术领域 [0001]本发明是涉及固体火箭发动机领域， 特别是涉及固体火箭发动机高模试验二级主 动引射系统。 背景技术 [0002]导弹防御系统的发展对远程导弹的突 防能力提出了严格 的要求， 采用球窝喷管、 珠承喷管等推力矢量技术成为固体火箭 发动机设计的一种趋势， 喷管摆动导致扩压器入口 端很大， 压力较低， 固体火箭 发动机上面级高模试车逐步由单级引射向二级引射系统发展， 为了有效引射， 防止出现回流， 高模试验主动引射系统通常 设计抽吸系统。 [0003]目前， 与本 发明最相似的抽吸流量模型是Bunnag基于CFD数值仿真结果， 根据观察 到的抽吸孔典型流动特征， 包括激波脱体距离、 剪切层以及障碍激波位置等， 以普朗特 ‑迈 耶膨胀波理论为基础， 假设抽吸流量全部通过障碍激波下半段， 建立单孔超声速抽吸流量 模型。 模型物理概念清晰， 但是需要确定很多参数， 特别是需要迭代计算激波脱体距离， 工 程实用价 值有效。 [0004]已有超声速抽吸质量流率模型， 基本可以分为两类， 一种是基于已有实验数据， 根 据马赫数、 压比等参数拟合 获得抽吸流量系数； 另一种是半经验性的模型， 根据超声速可压 缩流动的激波、 膨胀波理论获得抽吸质量流量部分参数， 其他部分参数通过经验给出或者 根据与实验结果的偏差， 引入其他参数进行修正。 现有抽吸质量流率模型计算精度有待提 高， 工程应用范围有限。 发明内容 [0005]本发明要解决的技 术问题 [0006]本发明提供一种固体火箭发动机主动引射高模试验抽吸质量流率方法， 以解决现 有抽吸质量 流率模型计算精度低及工程应用范围有限等问题。 [0007]为解决技术问题本发明采用的技 术方案 [0008]本发明根据普朗特 ‑迈耶膨胀波理论、 超声速壅塞理论、 多边形逼近圆孔渐进技 术， 发明一种计算圆孔抽吸质量 流率的计算方式。 [0009]本发明获得的有益效果 [0010]本发明可根据流道马赫数， 计算抽吸壅塞发生的临界压比， 确定抽吸系统工作压 强边界； 本发明不仅仅适用于圆孔抽吸， 也同样适用于无后掠角度的狭缝以及满足超声速 前缘条件的后掠长狭缝抽吸； 根据流道与抽吸腔被压参数， 根据抽吸模型可以直接计算抽 吸质量流率， 抽吸模型也可以反映流动参数影响抽吸质量流率的强弱程度； 本发明计算方 法方便、 精度高。 附图说明 [0011]图1： 抽吸孔局域 流场结构示 意图；说　明　书 1/5 页 3 CN 114580142 A 3