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申请/专利权人：西安现代控制技术研究所
摘要：本发明提供了一种大长径比固体火箭发动机装药侵蚀燃烧控制方法，以发动机装药设置发动机喷管的端面加工圆台，圆台的位置及圆台母线与圆台的轴线形成的夹角通过发动机初始时刻内流场仿真确定，圆台体积最小的方案即为抑制侵蚀燃烧的最佳开锥方案；应用本发明的固体火箭发动机装药侵蚀燃烧控制方法，可以抑制发动机装药后端气流速度不断加快的趋势、降低发动机装药后端气流速度避免推进剂的冲刷效应，防止侵蚀燃烧现象的发生。
主权项：1.一种大长径比固体火箭发动机装药侵蚀燃烧控制方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一：建立发动机装药的开锥模型，发动机装药内部加工圆台；步骤二：根据发动机装药的开锥模型建立发动机内流场仿真几何模型，发动机内流场仿真几何模型中包括发动机装药燃烧产物流动区域；步骤三：根据发动机内流场仿真几何模型，对发动机工作初始时刻内流场进行仿真，计算圆台内部的气流平均速度；步骤四：当圆台内部的气流平均速度小于发动机装药轴线处气流速度的倍时，计算圆台的体积，圆台体积最小的方案即为抑制侵蚀燃烧的最佳开锥方案。
全文数据：
权利要求：
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