某巡航导弹助推器固体火箭发动机点火过程数值模拟(3)
的设计具有较好的参考作用。唐金兰，李进贤等人[4]以及 G.H.conover 对头部点火发动机头部
翼槽部分工作情况进行了研究[5]
，观测了点火瞬态过程中翼槽内流场，通过改变翼槽内压强，
获得了点火尾焰在不同压强下的形状及其撞击药柱表面的范围。测量得和分析出了点火药燃
气与推进剂表面的传热过程的传热系数，研究表明流动的多文特性对传热过程有较大影响，
并且翼槽的几何因素对火焰的传播也有较大影响。贺征等人[6]、陈军涛等人[7]以及钟涛等人[8]利用计算流体力学软件 Fluent 对固体火箭发动机点火过程进行了数值仿真，得到了发动机燃
烧室内燃气的流动情况，点火瞬间的压强变化，以及火焰的传播规律。他们的研究可以较好
的预示点火瞬时的内流场和压力变化情，且对研究固体火箭点火过程的火焰传播简单有效，
在工程应用上具有较好的实际意义。唐必顺等人[9]
对某自由装填药柱发动机模型点火具破膜
过程进行了数值模拟，对仿真和实验测得的点火压力曲线进行了比较、分析。结果表明，破
膜过程使得发动机内流场存在高速流区、压强震荡、激波、漩涡等复杂流动现象，这些复杂
的现象与诸多因素有关且对于点火过程的一致性和燃烧室内压场的建立是不利的。
在固体火箭火箭发动机点火的基础上，广大的学者也对固体火箭助推器的点火过程进行
了实验及仿真研究。在试验研究小型固体火箭助推器方面，孙丕中等人[10]
设计了一种适用于
微小固体助推发动机的点火器，对某微小型固体助推器的点火特性进行了大量的实验研究，
引入初始点火压强后，找出了影响点火延迟时间散布的主要因素，据此得出了散布的规律，
确定出了能满足微小型助推器点火性能的点火方案。A.Ciucci 根据航天飞机使用的某大型固
体助推器的1/10 缩比模型，分别针对单喷孔和四喷孔点火装置进行了冷流和点火试验[11]
，根据试验得出了传热系数以及影响传热过程的主要因素。再将此系数引入数值仿真，仿真结果
表明燃气对推进剂表面的传热主要依靠强迫对流。该计算模型能够较好预示点火过程的传热问题，但点火延迟预示值过高，升压速率预示值偏低。林飒等人[12]
研究了点火具位置对助推
器点火过程的影响，结果表明，点火装置安装在喷管堵盖上的尾部点火方案不利于发动机的
点火启动；头部点火方案能够减少点火药量，且满足各系各项指标。因此助推器的点火因尽
量的选择头部点火方式。
考虑到固体火箭发动机的点火过程对于固体火箭发动机的性能及整个助推器工作的重要
意义，本文在先前学者的研究基础之上对某固体火箭助推器的点火过程进行了数值仿真。
1.3 本文研究内容及手段
针对某型巡航导弹所使用的固体助推器，根据内弹道、流体力学、计算流体力学、火箭
发动机原理等理论基础，使用 FLUENT 软件以及 UDF 二次开发，模拟了某固体火箭助推器
的瞬态点火过程。首先不考虑主装药燃烧时候，得到了点火药燃气在燃烧室的流动情况和各
物理量的分布情况；考虑装药燃烧，得到了燃烧室的流场分布和各物理量的分布情况，以及
压力场的建立。根据仿真结果比较和分析了不同的点火压力对点火过程的影响，为该型巡航
导弹的助推器设计提供一定参考。
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