某小型固体火箭发动机内弹道数值仿真探究
固体火箭发动机燃烧室层流流场的数值模拟
固体火箭发动机燃烧室层流流场的数值模拟
王栋;武晓松
【期刊名称】《南京理工大学学报：社会科学版》
【年(卷),期】1997(000)006
【摘要】该文发展了一种在任意曲线坐标系上求解层流Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程的数值方法，该算法以ＳＩＭＰＬＥ为基础，采用了非交错网格，因而对原始算法中的压力修正方程进行了改进。
用准定常方法数值模拟了固体火箭发动机燃烧室内的二维轴对称流场，计算结果能够反映流场内的旋涡与各参数的分布。
计算表明，压力与速度等参数的分布明显受旋涡存在的影响，比传统的一维流场复杂得多。
【总页数】4页(P5-8)
【作者】王栋;武晓松
【作者单位】南京理工大学机械学院
【正文语种】中文
【中图分类】V430
【相关文献】
1.旋转固体火箭发动机燃烧室内流场分析解 [J], 刘平安;王革;郜冶
2.固体火箭发动机燃烧室喷管统一流场计算 [J], 向红军;方国尧;崔济亚
3.一种固体火箭发动机燃烧室内流场的仿真研究 [J], 蔡则苏;洪炳镕;蒋少松;高薇薇
4.固体火箭发动机燃烧室层流流场的数值模拟 [J], 王栋;武晓松
5.固体火箭发动机燃烧室三维流场数值模拟 [J], 蔡国飙;王慧玉
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单兵火箭平衡发射系统内弹道数值模拟
单兵火箭平衡发射系统内弹道数值模拟王珊珊;王浩;阮文俊;陶如意【期刊名称】《南京理工大学学报（自然科学版）》【年(卷),期】2011(035)003【摘要】To analyze the interior ballistic of the balance launching system of an individual rocket, the structure design is presented. The interior ballistic process at different times is analyzed and the mathematic model of the interior ballistic of the balance launching system of an individual rocket is developed using the classical interior ballistic theory and calculated by the Runge-Kutta formula. The calculation curves and results are analyzed. The p-t curves in combustion and low pressure chamber and v-t curves of projectile and balancer are obtained.%为分析单兵火箭平衡发射系统内弹道过程,给出了该系统的结构设计.分时段分析了内弹道过程,运用经典内弹道理论建立了单兵火箭平衡发射系统内弹道过程的数学模型并运用龙格-库塔法进行数值计算.给出了完整的内弹道曲线与分析计算结果,得到燃烧室和低压室内的p-t曲线及弹丸和平衡体的υ-t曲线.【总页数】4页(P343-346)【作者】王珊珊;王浩;阮文俊;陶如意【作者单位】南京理工大学,能源与动力工程学院,江苏南京210094;南京理工大学,能源与动力工程学院,江苏南京210094;南京理工大学,能源与动力工程学院,江苏南京210094;南京理工大学,能源与动力工程学院,江苏南京210094【正文语种】中文【中图分类】TJ711【相关文献】1.封闭式单兵平衡抛射武器内弹道研究 [J], 刘云峰;周晓东;赵晓利;杨洋2.液体发射药电热化学发射内弹道一维两相流模型及数值模拟 [J], 刘东尧;周彦煌3.单兵火箭发射筒前盖破碎规律数值模拟 [J], 曹苏雅拉图;王雨时;王强;闻泉;王乃耀4.高低压室发射系统内弹道数值模拟 [J], 张永强;郭炳彦;韩继娟5.单兵火箭发射筒管内非定常流场数值模拟 [J], 冯国增;王浩因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
固体火箭发动机点火瞬时内流场轴对称数值分析_陈军涛
对于增雨防雹火箭发动机 ,在用等效容积法进行 简化后 ,按二维轴对称进行处理 ,网格的划分用 GAM2 B IT 来实现 ,共有 15 660 个单元 (见图 2 和图 3) 。
4 初始条件和边界条件
根据点火药的物性参数及相关的试验数据 ,在保 证总质量流量及总生成热量的前提下对点火器燃气的
析认为 ,堵盖打开后部分能量随燃气的喷出而消失 ,这 与实际情况相符 。图 7 为距发动机头部 0. 3m 处径向 截面上的平均轴向速度随时间的变化曲线 。从图 7 中 可以看出 ,在发动机达到稳定工作前 ,该截面上的速度 变化剧烈 ,在 0～150m/ s 之间进行波动 ,在发动机达 到稳定工作后 ,其速度稳定在 80～90m/ s。
Key words : solid propellant rocket engine ;ignition transient ; in2
terior flow field ; numerical analysis
1 引言
固体火箭发动机点火瞬时是一个非常短暂的过 程 ,但对发动机的正常工作起着极为重要的作用 。因 点火瞬时存在着极大的压强和温度变化 ,并伴随着化 学反应的发生 ,因此是个非常复杂的过程 。对于小型 固体火箭发动机 ,因其结构尺寸小 ,工作时间短 ,点火 药以颗粒状的黑火药居多 (其燃烧的稳定性差) ,因而 此问题显得尤为突出 。文中运用 FL U EN T 软件 ,对 增雨防雹火箭发动机点火瞬时的内流场进行了轴对称 数值模拟 ,内型面用等效容积法[1 ] 进行简化 ,内流场
图 2 发动机前端网格 Fig. 2 Front grids of motor
图 3 发动机后端网格 Fig. 3 Rear grids of motor
固体火箭发动机的三维仿真研究动态
固体火箭发动机的三维仿真研究动态徐学文,牟俊林,彭 军(海军航空工程学院新装备培训中心,山东烟台264001)摘 要:固体火箭发动机的燃烧过程存在强烈的耦合和非线性现象,目前国内外对其仿真大多采用简单的一维仿真,而美国的高级火箭仿真中心(CS AR )正在开发三维的、完全耦合的固体火箭发动机仿真软件。
详细介绍了它的第二代仿真软件GE N2的程序结构、算法及其测试结果,它采用任意拉格朗日/欧拉(ALE )形式的流体和固相控制方程分别求解流场和结构的变形和移动;采用显式的或隐式的时间步迭代法来实现流体/结构间的耦合;应用粘性/体积有限元(C VFE )方案模拟界面间裂纹的动态扩展。
测试结果表明:GE N2具有很好的并行可量测性。
关键词:固体火箭发动机;推进剂;仿真;裂纹扩展;耦合中图分类号:O35 文献标识码:A 文章编号:1671Ο654X (2007)03Ο0100Ο04引言目前,随着计算机技术的高速发展及成熟,人们广泛地利用计算机对大型工程问题进行仿真,解决了许多重大实际问题。
计算机的仿真已从过去的简短一维仿真向三维方向发展,仿真模型越来越接近工程模型,仿真结果越来越精确,有利地促进了科学的快速发展。
同样,计算机科学在固体火箭发动机(s olid r ocket mo 2t or 简称SRM )的应用亦向深入的方向发展。
固体火箭发动机是直接产生推力的喷气推进的动力装置,它利用固体燃料燃烧产生高速向后喷射的工质,由此获得反作用推力推动飞行器向前飞行。
发动机的工作过程是一个十分复杂的过程,在燃烧室内点火器点火产生出高温高压的气体点燃固体推进剂,推进剂燃烧的气体产物产生压力作用于固体药柱表面,促使药柱变形,另外气体产物向药柱传递热量,促进推进剂的快速燃烧。
同时,药柱的变形与快速燃烧又影响着燃烧室内气体流动与压力的分布等。
因此,发动机的燃烧过程是一个强烈耦合过程,对其进行计算机仿真也将变得十分复杂。
1 固体火箭发动机的一维仿真目前,对固体火箭发动机的仿真大多采用一维仿真[1Ο3],假设燃烧室中气体的流动是一维非定常的,垂直流动方向的各截面的气体参数是相同的;气相反应和固体推进剂的变形是准静态的;把推进剂看作是均质的、等温的和热流变学上简单的线性粘弹材料;把燃烧产物看成理想气体等。
单兵火箭平衡发射系统内弹道数值模拟
间甚 至是 封 闭空 间 内发 射 能力 的单 兵大威 力武 器
系统 提 出 了更 为 迫切 的需 求 引。平 衡发 射 技 术 利用 后抛 的 附 加 物 来 平 衡 向 前 运 动 的 弹 丸 的 动
战 武器 。新 的作 战环 境和 方式 对单 兵攻 坚武 器 的
收 稿 日期 ：０ ０ ０ — ８ ２ １— ４ ２ 修 回 日期 ：０ １ ０ — ６ ２ １ — ３ ０
火箭 发动机 所受 内力 为
Ｆｉ ａ。 ＝ｐ ＋ｍｕ
剂的燃烧 、 弹丸 和平衡 体的运动 。基本假设如 下 ： （ ） 气 服从诺 贝尔 一 贝尔 状 态方 程 ， １燃 阿 组分 冻结 ；
式中： 为低 压室 内的平均压 力 ， 为发 射 筒截 面 积 ， 为喷管 出 口截 面 积 ， 与 ｕ 别 为 喷管 质 分 量 流量 和喷管 出 口端 面排气速 度 。
１ ４ １ 弹 丸和平 衡体 运动 方程 ．． 图 ２为火箭 发动 机示意 图 ，、 、、 分 别 表示 ｏ ｃ ｔｅ
发动机 燃烧 室头端 和 尾部截 面 、 部截 面 、 管 出 喉 喷
口截 面位置 。
发射筒
弹丸
高压室
火箭发动机
低压室
平衡体
图 １ 发 射 系统 结 构 示 意 图
１ ２ 内弹 道过 程基本假 设 ．
进人 ２ 世 纪 以来 ， １ 随着 世界 形势 和作 战对 象 的变化 ， 恐 战 争 、 种部 队作 战 、 区性 局部 冲 反 特 地
突 和巷 战 己经 成 为重要 的战争 形式 。单 兵火 箭 已
由单一 的反 坦克 武 器 发 展 为 多用 途 、 功 能 的近 多
发展 提 出 了新 的挑 战 ， 同时 也 对 研 制具 有 有 限空
固体火箭发动机点火过程内弹道计算
固体火箭发动机点火过程内弹道计算
李海涛;鲍福廷
【期刊名称】《弹箭与制导学报》
【年(卷),期】2008(028)005
【摘要】探讨了固体火箭发动机点火瞬态一维非定常内弹道模型,综合考虑侵蚀燃烧、加质、摩擦、压力升高速率等因素对内弹道性能的影响,建立控制方程组并采用隐式差分方法结合特征线法求解,应用VC++.NET面向对象技术编制计算机软件.数值算例表明:软件可以进行较为精确的计算并分析发动机点火内弹道影响因素对性能的影响,为发动机内弹道性能计算及火箭发动机工程设计提供了一套更实用的工具.
【总页数】3页(P152-154)
【作者】李海涛;鲍福廷
【作者单位】西北工业大学航天学院,西安,710072;西北工业大学航天学院,西安,710072
【正文语种】中文
【中图分类】V430
【相关文献】
1.大型分段式固体火箭发动机点火瞬态过程研究 [J], 王健儒;晁侃;陆贺建
2.固体火箭发动机点火过程中点火具破膜过程的数值模拟 [J], 唐必顺;陈军;封锋;曹杰;李宏超
3.无喷管固体火箭发动机点火瞬变过程内流场计算 [J], 盛淮清;刘叔渭
4.基于点火药颗粒的固体火箭发动机点火瞬态过程数值研究 [J], 丁鸿铭;卓长飞;陈浩田;台经华
5.考虑点火过程的固体火箭发动机内弹道计算方法 [J], 董师颜;张兆良
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固体火箭发动机结构意外爆炸的数值模拟与风险评估
ｄｏｉ:１０. ３９６９ / ｊ. ｉｓｓｎ. １００１￣８３５２. ２０２０. ０４. ０１０
固体火箭发动机结构意外爆炸的数值模拟
与风险评估
❋
樊凯旋 彭 旭 任家帆 饶国宁
南京理工大学化工学院( 江苏南京ꎬ２１００９４)
[ 摘 要] 针对固体火箭发动机装配作业过程中可能发生的意外爆炸事故ꎬ只考虑冲击波对人的伤害作用ꎬ利用
次的固体发动机爆炸试验ꎬ积累了大量的试验数据ꎬ
动机是不利用周围介质ꎬ而是利用自身携带的固体
并且依此制定了安全防范措施ꎮ目前ꎬ国内的研究工
推进剂来生成工质的直接反作用发动机ꎮ பைடு நூலகம்体推进
作主要集中在几个方面:１) 针对固体发动机在外来
近年来ꎬ随着我国航天航空技术的不断快速发
剂是化学推进剂的一种ꎬ它利用化学反应所释放出
显式动力学软件 ＡＵＴＯＤＹＮ 分别对单发产品与双发产品的爆炸过程进行了数值模拟研究ꎮ 模拟过程中得到了三
维空间压力与监测点压力随时间的变化规律ꎮ 研究结果表明:单发产品爆炸时在 Ｘ 方向上与 Ｙ 方向上的死亡半径
分别为 ２０. ５ ｍ 和 ２２. ０ ｍꎬ双发产品爆炸时在 Ｘ 方向上与 Ｙ 方向上的死亡半径分别为 ２４. ０ ｍ 和 ３２. ０ ｍꎻ死亡半径
ＦＡＮ Ｋａｉｘｕａｎꎬ ＰＥＮＧ Ｘｕꎬ ＲＥＮ Ｊｉａｆａｎꎬ ＲＡＯ Ｇｕｏｎｉｎｇ
Ｓｃｈｏｏｌ ｏｆ Ｃｈｅｍｉｃａｌ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇꎬ Ｎａｎｊｉｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ( Ｊｉａｎｇｓｕ Ｎａｎｊｉｎｇꎬ ２１００９４)
[ ＡＢＳＴＲＡＣＴ]
ｔｈｅ ｒａｄｉｕｓ ｏｆ ｄｅａｔｈ ａｎｄ ｓｈｏｃｋ ｗａｖｅ ｏｖｅｒｐｒｅｓｓｕｒｅ ｈａｓ ａ ｎｏｎｌｉｎｅａｒ ｒｅｌａｔｉｏｎｓｈｉｐ ｗｉｔｈ ｔｈｅ ｉｎｃｒｅａｓｅ ｉｎ ｔｈｅ ｎｕｍｂｅｒ ｏｆ ｅｘｐｌｏｓｉｖｅ
固体火箭发动机内弹道性能预示的一种方法
固体火箭发动机内弹道性能预示的一种方法
王文平;张鸿涛
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】1992()6
【摘要】介绍一种在固体火箭发动机药型及其尺寸一定的条件下,利用发动机静止点火试验结果预示其内弹道性能的方法。
利用这一方法,可以计算在概率条件下发动机的内弹道参数及总体参数的散布。
【总页数】6页(P26-31)
【关键词】火箭发动机;内弹道;计算;数字模拟
【作者】王文平;张鸿涛
【作者单位】航空航天部41所
【正文语种】中文
【中图分类】V435.11
【相关文献】
1.一种固体火箭发动机内弹道性能数字仿真研究 [J], 淡林鹏;胡保朝;李家玉;张振鹏
2.固体火箭发动机内弹道性能工程预示方法 [J], 来平安;项建杏
3.固体火箭发动机内弹道性能预估方法的研究 [J], 王信;张中钦
4.一种固体火箭发动机内弹道曲线的预示方法 [J], 李金频
5.固体火箭发动机内弹道精准预示自修正方法 [J], 蒲晓航;李冬;李富贵;蔡强;常浩
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Ｋｅ ｙ ｗｏ ｒ ｄｓ：ｓ ｏ ｌ ｉ ｄ ｒ ｏ ｃ ｋ ｅ ｔ ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ： ｉ ｎ ｔ ｅ ｒ ｉ ｏ ｒ ｂ ａ ｌ ｌ ｉ ｓ ｔｉ ｃ ｓ： ｎ ｕ ｍ ｅ ｒ ｉ ｃ ａ ｌ ｓ ｉ ｍ ｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ
０ 引言
固体 火 箭 ห้องสมุดไป่ตู้ 动 机 是 固体 推 进 剂 火 箭 发 动 机 的简 称 ， 主 要 由 燃
中图分类号 ： Ｔ Ｎ ９ ５ ７
文献标识码 ： Ｂ
Ｔ Ｋ 、 ｅＳｅａｒＣ １ ｎ ０Ｉ ｎ ｌ ● ｎｔ Ｊ ｅｎ● ０ｒ １ Ｄａ儿 １ １ ｌ ● Ｓ ｎ Ｊ ● ＣＳ ｎｌ ｕ ｎｅｎ● Ｃａｌ １ Ｓ ｌ ● ｍ ｌ Ｕ １ ａｎ Ｊ ● ０ｎ １ ｎ ０ ｒ ａ Ｓ ｍ ａ儿 １ １
量的 比重较小 ， 点火过程对 内弹道性能的影响几乎可 以忽略不计 ； 而小型 固体火箭发动机为 了达到可靠 的点火压力， 因此 点火 药 占 总装药质 量分数较大， 点火 药对 内弹道性能 的影 响不 容忽视 ： 但
ｈ ａ ｍ ｂ ｅ ｒ ｐ ｒ ｅ ｓ ｓ ｕ ｒ ｅ ｉ Ｓ ａ ｃ ｑ ｕｉ ｒ ｅ ｄ ． Ｂ ｙ ｃ ｏ ｍ ｐ ａ ｒ ｉ ｎ ｇ ｗｉ ｔ ｈ ｔ ｈ ｅ ｕ ｓ ｉ ｎ ｇ ｍ ａ ｔ ｌ ａ ｂ ｓ ｏ ｆ ｔ ｗ ａ ｒ ｅ ． Ｔ ｈ ｅ ｔ ｉ ｍ ｅ ｃ ｕ ｒ ｖ ｅ ｏ ｆ Ｃ Ｏ ｍ ｂ ｕｓ ｔ ｉ ｏ ｎ ｃ ｅ ｘ ｐ ｅ ｒ ｉ ｍ ｅ ｎ ｔ ａ ｌ ｃ ｕ ｒ ｖ ｅ ， ｉ ｔ ｉ ｓ ｆ ｏ ｕ ｎ ｄ ｔ ｈ ａ ｔ ｔ ｈ ｅ ｉ ｒ ｖ ａ ｒ ｉ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｒ ｕ ｌ ｅ ｓ ａ ｒ ｅ ｃ ｏ ｎ ｓ ｉ ｓ ｔ ｅ ｎ ｔ ． Ｓ ｏ ｔ ｈ ｅ ｖ ａ ｌ ｕ ａ ｂ ｌ ｅ ｒ ｅ ｆ ｅ ｒ ｅ ｎ ｃ ｅ ｓ ｆ ｏ ｒ ｏ ｐ ｔ ｉ ｍ ａ ｌ ｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ｏ ｆ ｒ ｏ ｃ ｋ ｅ ｔ ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ａ ｒ ｅ ｐ ｒ ｏ ｖ ｉ — ｄ ｅ ｄ ．
５ ｍ ３ ， 尺寸介于常规固体火箭发动机 与微型火箭发动机之间。 主装药 量少， 发动机 工作时间短， 产生 的推力较小。
（ ２ ）点 火 药 量 比重 大 。 一 般 固体 火 箭 发动 机 点 火 药 量 占总 药
烧 室壳体、 固体推进剂装 药、 喷管和点火装置等几部分组成 。 它与 其它反作用式喷气推进动力装置相比， 零部件 的数量最少， 除部分 发动机安装推力矢量控制装置 以外， 没有任何活动和转动部件 ， 其 结构简单 ， 串联部件少 ， 工作可靠性高。 由于 自身特点， 被广泛的应 用于火箭弹、 导弹和探空火箭 的发动机， 以及航天器发射和飞机起 飞的助推发动机。 目前， 研究固体火 箭发动机的工作一般采用两种 方法 ， 即实验法和数值仿真 。 采用实验法 比较费时和 费力 ， 因此在
Ａｂ ｓ ｔ ｒａ ｃ ｔ： Ｎ ｕ ｍ ｅ ｒ ｉ ｃ ａ ｌ Ｓ ｉ ｍ ｕｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｉ Ｓ ｒ ｅ ｓ ｅ ａ ｒ ｃ ｈ ｅ ｄ ｆ ｏ ｒ ｉ ｎ ｔ ｅ ｒ ｉ ｏ ｒ ｂ ａ ｌ ｌ ｉ ｓ ｔ ｉ ｃ ｏ ｆ ａ ｓ ｍ ａ ｌ １ ｓ ｏ ｌ ｉ ｄ ｒ ｏ ｃ ｋ ｅ ｔ ｍ ｏ ｔ ｏ ｒ ． Ｔ ｈ ｅ ｐ ｈ ｙ ｓ ｉ ｃ ａ ｌ ｍ ｏ ｄ ｅ ｌ ｏ ｆ ｓ ｏ ｌ ｉ ｄ ｒ ｏ ｃ ｋ ｅ ｔ ｍ ｏ ｔ ｏ ｒ ｉ ｓ ｄ ｒ ａ ｗ ｎ ． Ｉ ｔ ｓ ｓ ｔ ｒ ｕ ｃ ｔ ｕ ｒ ｅ ｃ ｈ ａ ｒ ａ ｃ ｔ ｅ ｒｉ ｓ ｔ ｉ ｃ ｓ ａ ｒ ｅ ａ ｎ ａ ｌ ｙ ｚ ｅ ｄ ａ ｎ ｄ ｓ ｉ ｍ ｐ ｌ ｉ ｆ ｉ ｅ ｄ ｆ ｕ ｎ ｄ ａ ｍ ｅ ｎ ｔ ａ ｌ ｅ ｑ ｕ — ａｔ ｉ ｏ ｎ ｓ ａ ｒ ｅ ｅ ｓ ｔ ａ ｂｌ ｉ ｓ ｈ ｅ ｄ ． Ｆｉ ｒ ｓ ｔ — ｏ ｒ ｄ ｅ ｒ ｄ ｉ ｆ ｆ ｅ ｒ ｅ ｎ ｔｉ ａ ｌ ｅ ｑ ｕ ａ ｔｉ ｏ ｎ ｓ ａ ｒ ｅ ｓ ｏ ｌ ｖ ｅ ｄ ｎ ｕ ｍ ｅ ｒ ｉ ｃ ａ ｌ ｌ ｙ ｂ ｙ
ｓ ｏ ｌ ｉ ｄ ｒ ｏｃ ｋｅ ｔ ｅ ｎｇ ｉ ｎｅ
Ｗ ｕ Ｓ ｈ ｕ ￣ ＇ ｕ ，Ｗ ｕ Ｘ ｉ ａ ｏ ｚ ｈ ｏ ｎ ｇ ，Ｗ ａ ｎ ｇ Ｘ ｉ ｎ ｐ ｉ ｎ ｇ
（ １ ． Ｎ ｏ ． ７ １ ６ ８ ７ Ｕ ｎ ｉ ｔ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ Ｐ Ｌ Ａ ， Ｘ ｉ ｎ ｘ ｉ ａ ｎ ｇ ，４ ５ ３ ０ ０ ０ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ： ２ ． Ａ ｒ ｍ ｙ Ａ ｖ ｉ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｉ ｎ ｓ ｔ ｉ ｔ ｕ ｔ ｅ ， Ｂ ｅ ｉ ｊ ｉ ｎ ｇ ，１ ０ １ １ ２ ３ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ）
２ ０ ． ３
设 计与研发
某 小型 固体火箭发动机 内弹道数值仿真探究
吴蜀豫 ，吴晓中 ，王新平 （ １ ． 中国人 民解放 军 ７ １ ６ ８ ７ 部 队， 河南新 乡，４ ５ ３ ０ ０ ０ ； ２ ．陆军航 空兵学院， 北京，１ ０ １ １ ２ ３ ）
摘要 ： 针对某 小型固体火箭发动机的 内弹道进行数值仿真研 究。 绘制固体火箭发动机 的物理模 型， 分析其结构特点 ， 建立简化
的基本 方程 组， 运用 ｍ ａ ｔ ｌ ａ ｂ软件对 一阶微分 方程 组进 行数值求解 ， 得到燃烧室压力随时间变化曲线。 通过与试验 曲线相 比较 ， 发现它们 的变化 规律相 吻合 ， 从而为火箭发动机的优化设计提供有价值的参 考。
关键 词 ： 火箭发动机 ； 内弹 道 ； 数 值 仿 真