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拟方法三种，且研究的内容侧重了导弹和飞机的轴对称尾部流动。
九十年代起,Wolf D 等人以求解雷诺平均 N-S 方程为主, 应用两方程湍流模型，采用MacCormack 和 Beam-Warming 隐式差分的方法等方法,应用两方程湍流模型对包含了多喷管
多发动机等复杂几何外形的三文羽流进行了广泛的研究。
在 20 世纪 50 年代,PowellA 在斜切喷管流动控制方面作了开拓性研究，到了 80 年
代,WlezienRW 等采用流动显示手段研究了斜切喷管超声速射流问题。
现如今， 美国正在进行新型核子火箭发动机的研究，将使用纯净的氢气，在理想情况下，
燃烧的温度可以达 2800开尔文，大约为 2526摄氏度，工作时可以迅速产生推力。可以想象，
未来的火箭发射动力将发生质的变化，这也对我们的研究方向起到了一定的引导作用。
俄罗斯早期的导弹多采用液体推进装置[31]
，计划在新世纪全部实现固体化，新一代“白
杨-M”导弹采用三级固体推进装置，全场 22.7m，弹径 1950mm，射程 10500km。2005年12月
21 日，俄罗斯“圆锤”海基潜射洲际战略弹道导弹(SS-NX-30)试验成功。采用三级固体火箭，
载荷为一枚 550kt TNT当量的核弹头。
2005年2月12日，“阿里安-5-ECA”顺利升空，经进一步改进后，同步轨道发射能力11~12t，
低轨道发射能力 20t，成为未来主力运载火箭。
1.2 研究方法
1.2.1 研究问题
根据给定的发射参数对某试验用火箭内弹道进行设计计算，侧重点为火箭喷管设计与火
箭发射过程内弹道计算。对喷管参数进行设计，并通过计算得到其达到某给定发射参数所需
装药量。对火箭发射系统进行改进设计。
1.2.2 研究手段
（1）内弹道数值模拟。内弹道数值计算作为固体火箭发动机设计的重要环节，首先要找
出燃烧室压力变化规律，确定发动机推力方案；其次，为了保证发动机的正常工作以及促进
推进剂化学能够充分地转化为热能，要求燃烧室压力高于推进剂。此外，对一定的装药来说,
燃烧层的厚度一定，燃烧室压力越大装药燃尽花四溅越短。于给定推进剂成分、装药几何尺
寸、工作环境温度以及喷管喉部直径等条件下来求解发动机内部的燃气方程。
（2）建立物理模型。描述装药几何参数、燃烧室物理过程。固体火箭发动机的整个工作
过程分为以下三个阶段：发动机点火启动阶段、发动机稳定工作阶段、拖尾阶段。在大多数
情况下,要求发动机性能相对稳定,燃面变化尽可能小,内弹道过程就能作为定常或准定常问
题。 （3）建立基本假设。一是燃气参数取它的燃烧室内的平均数值；二是推进剂燃烧规律要
服从几何燃烧定律,侵蚀燃烧不考虑； 三是点火药与主装药产生的两种燃气的热力学参数是相同的,燃气混合过程等嫡且各自单独燃烧,不会发生化学反应； 燃气为完全气体,服从完全气体
状态方程；采用着火压力准则。考虑到燃烧室内的燃烧室一个伴随复杂强烈化学反应的多相
流动过程，建立以上基本假设来描述固体火箭发动机燃烧室内压力随时间的变化规律。
1.3 本章小结
固体火箭推进技术随着国民经济的发展，在民用领域中的开发应用有着更为广阔的应用
前景，目前已取得较好的成果。固体火箭发动机对固体推进剂的基本要求要予以保证，这是一项随时有着危险的工作。