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申请/专利权人：西安航天动力研究所

摘要：本发明涉及一种模型构建方法，具体涉及基于Modelica的常温推进剂充填管路模型构建方法；解决现有常温推进剂充填管路的计算方法无法考虑气体压缩性的影响，不能满足液体火箭发动机起动过程动态仿真准确性的技术问题。该基于Modelica的常温推进剂充填管路模型构建方法，包括根据液体火箭动力系统中的真实充填物理过程和Modelica建模规范，确定状态变量和关键参数，建立连接器，构建概念模型，将管路沿流向平均分为N段网格，构建空间偏导处理模块，将连接器、空间偏导处理模块及控制方程模块组合成为仿真模型；采用常温推进剂仿真模型进行验证，并记录验证数据；将仿真模型的验证数据与相应实验数据进行对比，根据对比结果对仿真模型进行修正与校核。

主权项：1.基于Modelica的常温推进剂充填管路模型构建方法，其特征在于，包括以下步骤：S1根据液体火箭动力系统中的真实充填物理过程和Modelica建模规范，确定状态变量和关键参数；所述关键参数包括网格分段数N，N为大于1的自然数；S2建立连接器S2.1依据面向对象的模块化建模原则确定传递变量；S2.2通过Modelica语言规范将传递变量组合为连接器；S3构建概念模型S3.1简化充填过程的气液界面为垂直于流动方向的气液界面；S3.2构建概念模型，所述概念模型包括：压力方程、动量方程、充填率方程、气液混合物声速方程及气液混合物密度方程；压力方程为：动量方程为：充填率方程为：气液混合物声速方程为：气液混合物密度方程：ρ＝αρL+1-αρg；式中： 为方程中对相应的变量求偏导数，p为流体压力，t为示时间，a为气液混合物声速，ρ为流体密度，u为流体速度，x为流体位置，f为流体的流动损失，α为液体充填率，ρL为液体密度，aL为液体声速，γ为气体绝热指数，ρg为气体密度；S4划分管路根据网格段数N，将管路沿流向平均分为N段网格；S5构建空间偏导处理模块S5.1对S3.2中的压力方程、动量方程及充填率方程中的空间偏导项进行离散，获得空间偏导处理模块：压力方程中的空间偏导项：动量方程中的空间偏导项： 充填率方程中的空间偏导项：式中：下标P表示网格，下标e表示网格的右边界，下标w表示网格的左边界，Δx为网格的长度；S5.2对网格的边界进行插值： 式中：Ψr为限制器，r表示限制器的中间变量，下标E表示网格右侧的第一个网格，下标EE表示网格右侧的第二个网格，下标W表示网格左侧的第一个网格，下标WW表示网格左侧的第二个网格；S6建立仿真模型S6.1将S3获得的概念模型转化为代数微分方程组：压力代数微分方程为：动量代数微分方程为：充填率代数微分方程为：气液混合物声速代数微分方程为：气液混合物密度代数微分方程：ρ＝αρL+1-αρg；S6.2将S6.1获得的代数微分方程组应用于管路的每个网格，获得控制方程模块；S6.3将S2.2中连接器、S5中的空间偏导处理模块及S6.2中的控制方程模块组合成为仿真模型。

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