《表3 网格无关性验证：星型装药固体火箭发动机烤燃特性》

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《星型装药固体火箭发动机烤燃特性》

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火箭发动机为六翼星型孔装药，如图4所示，推进剂外径为R，内径0.33R，星型孔沟槽深度为0.6R，肉厚0.4R，推进剂长度5.47R，发动机总长度为9.37R，半径为1.16R．由于固体火箭发动机为轴对称结构，采用1/12结构进行计算，计算中设置了监测点以便于记录各部分温度变化和推进剂内组分变化情况，点坐标以柱坐标表示，分别为壳体内点a（0.29R，π/12 rad，4R）、绝热层中部点b （0.267R，π/12 rad，4R）及推进剂外壁点c（2.257R，π/12 rad，4R）和中部点d（0.232R，π/12 rad，4R）进行监测，如图4所示，其中圆圈区域e为轴向着火位置范围。为验证网格划分的合理性，以升温速率1.45 K/s烤燃工况的数值模拟为例，对其进行无关性验证。表3为相同升温速率下，不同网格数量情况下数值模拟结果。由表3可知，1号、2号网格计算结果与3号网格计算结果误差为3.6%与0.36%，因此在保证计算结果准确的前提下节省计算时间，选取2号网格进行数值计算。