《表2 材料物性参数：大尺寸固体火箭发动机快速烤燃特性的数值模拟》

  提示：宽带有限、当前游客访问压缩模式

本系列图表出处文件名：随高清版一同展现

《大尺寸固体火箭发动机快速烤燃特性的数值模拟》

1. 获取 高清版本忘记账户？点击这里登录

1. 下载图表忘记账户？点击这里登录

采用基于单元格心有限体积法的FLUENT软件进行固体火箭发动机快速烤燃数值计算，固体推进剂自热反应和火箭发动机温度边界条件通过用户自定义函数（UDF）加载至软件，分离式求解方法选用隐式算子分割算法（PISO），密度、能量和组分方程对流项均采用二阶迎风格式离散。考虑到发动机可能面临的火焰环境，一般火焰环境可由堆积废物燃烧、航空油料燃烧、柴油、汽油燃烧等产生，其升温速率在0.55~7.70 K/s范围内[9]。为此，选取相关火焰环境中的升温速率，分别以1.45、1.75、1.95、2.25及2.45 K/s的升温速率对发动机壳体进行加热，直至固体推进剂着火。固体火箭发动机尺寸如图4所示。计算中分别对壳体内壁点A（1170，159）、绝热层中部点B（600，159）、AP/HTPB推进剂肩部点C（890，150）和推进剂内壁点D（600，49）进行监测。固体火箭发动机烤燃数值模型的材料物性参数如表2所示。