基于烧蚀理论的固体火箭发动机热结构传热数值模拟

应用高级传热分析模块MARC-ATAS,以固体火箭发动机喷管喉衬热结构为研究对象,基于表面能量平衡理论,采用流线模型,在热传导、对流和辐射基础上,考虑C/酚醛复合材料的气化、热解和碳化、喉衬表面的三氧化二铝粒子冲击传热影响,数值模拟了喷管喉衬的瞬态烧蚀传热过程,获得了50 s内喷管喉衬温度、烧蚀量、碳化分数和密度的变化规律;其中对于喉衬结构,烧蚀率较小可采用网格松弛法,对于烧蚀率较大的热结构传热计算,可采用网格消除法;建立的固体火箭发动机热防护结构数值模拟方法在固体火箭发动机工程研制中具有指导意义。