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    摘要本文以二文可压缩N-S方程为基础建立相关模型以仿真固体火箭发动机的工作过程。在不考虑点火药作用的情况下，把推进剂全面燃烧作为初始时刻，使用 FLUENT 软件和其UDF 中二次开发的技术，将二文轴对称的发动机里的燃烧室和喷管进行一体化处理，并对其进行数值模拟仿真。利用 UDF 与动网格技术控制边界网格节点的移动速度和燃气进口质量流率建立模拟包含燃面平行退移的固体火箭发动机的内流场的计算方法，进而得到发动机二文的瞬态内流场仿真结果。此外，运用 FLUENT软件计算出发动机工作过程中产生的推力的大小，并且与不同喷管尺寸以及推进剂的参数的发动机所产生的推力进行比较，分析出不同因素对于固体火箭发动机推力的影响，为进而为该型推力矢量系统设计提供理论指导。25153
    毕业论文关键词 固体火箭发动机 数值仿真 动网格 推力
    Title flow field characteristics of a certain missile booster system
    Abstract
    In this paper,a simplified two-dimensional flow ignition transient process model
    based on turbulence unsteady and compressible N—S equations in solid rocket motor
    was established．Without considering the use of powder ,the UDF in the FLUENT
    software and its secondary development is used to simulate the simple
    two-dimensional axial symmetry motor which is combined with combustion chamber
    and nozzle jet.motor．Using UDF and dynamic grid technique to control the movement
    of boundary velocity and mass flow rate of gas imports to establish a method which
    calculating internal flow field of solid rocket engine with the parallel move
    back burning surface of solid rocket propellantand get under the parallel move
    burning surface changes in two—dimensional transient flow field and numerical
    simulation results.In addition, the engine thrust is calculated by using FLUENT
    software and compare the engine thrust with different nozzle size and the
    parameters of the propellant .The influence of different factors for solid rocket
    motor thrust is analyzed in order to provide theoretical guidance for the type
    of thrust vector system design.
    Keywords solid rocket motor numerical simulation dynamic mesh thrust
    目 次
    1 引言 1
    1.1 研究背景和意义  1
    1.2 固体火箭发动机的基本结构 2
    1.3 固体火箭发动机流场特性研究现状 4
    1.4 本文主要研究内容 5
    2 固体火箭发动机流场数值模拟软件基础 6
    2.1 Gambit 软件简介 6
    2.2 FLUENT 软件简介 7
    2.3 FLUENT 软件对于固体火箭发动机的流场模拟特点以及应用 8
    2.4 本章小结 10
    3 固体火箭发动机流动过程的数学物理模型 11
    3.1 物理模型 11
    3.2 数学模型 17
    3.3 本章小结 29
    4 固体火箭发动机流场特性研究 30
    4.1 固体火箭发动机流场数值模拟前期处理30
    4.2 计算结果及分析 38
    4.3 本章小结 56
    结论  57
    致谢  58
    参考文献59
    1 绪论
    1.1 研究背景和意义
    在军事竞争日益激烈的当今世界，导弹以其命中的精度高、发射的距离远等优点引起了
    世界各国普遍关注[1]
    。垂直助推发射的巡航导弹以其全方位发射、发射率高、空中快速转弯、
    携弹量高等诸多优点成为未来导弹助推发射的发展趋势。提高优化导弹的迅速转弯技术是想
    要实现垂直发射的重要前提之一。然而，在导弹的初始转弯阶段，往往空气舵的操纵效率较
    低，为此目前一般使用推力矢量技术以实现导弹的快速对准与快速转弯。安装助推固体火箭
    发动机是实现推力矢量控制的重要方法。同样，为了将导弹加速到续航飞行所需速度和缩短
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