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摘要
目的 研究圆孔装药固体火箭发动机的慢速烤燃特性。方法 针对装填高能推进剂的固体火箭发动机，建立了二维瞬态慢速烤燃模型。其中AP/HTPB推进剂的化学动力学模型为两步总包反应模型。在升温速率分别为3.6、7.2、10.8 K/h的工况下，进行固体火箭发动机的烤燃数值模拟，并具体分析慢速烤燃工况下固体火箭发动机的传热特性和烤燃着火特性。结果 3种慢速烤燃工况（3.6、7.2、10.8K/h）对应的着火响应时间分别为30.96、22.19、18.70 h，着火温度分别为518.84、518.85、519.59 K。随着慢速升温速率的提高，烤燃着火中心向推进剂外壁面和右侧端面移动，着火区域由椭圆形变为半椭圆形。结论 在圆孔装药的固体火箭发动机的慢速烤燃过程中，前期主导推进剂温度变化的是外界热传导，后期则是由推进剂的自热反应主导。
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