那旭東，夏智勛，馬立坤，顏小婷

(國防科技大學 空天科學學院，長沙 410073)

0 引言

固體火箭發(fā)動機是火箭的動力裝置，由于其具有結構簡單、使用方便、可靠性高、成本低等特點，常作為一級或多級的動力裝置被廣泛應用于運載火箭、戰(zhàn)術武器以及戰(zhàn)略武器等方面[1]。固體火箭發(fā)動機的設計涉及推進劑的點火與燃燒，推進劑、殼體、絕熱層及噴管的結構力學，內部流場及外部羽流的流體動力學，含能材料物理化學特性，組件的老化損壞以及不同潛在失效模型分析等一系列學科[2]。此外，固體火箭發(fā)動機工作過程涉及不同空間(μm～m)、時間(10-6～102s)尺度的燃燒及流動[3]，在燃燒室內點火器點火產生出高溫高壓的氣體點燃固體推進劑，推進劑燃燒的氣體產物生成壓力作用于固體藥柱表面，促使藥柱變形，另外氣體產物向藥柱傳遞熱量，促進推進劑的快速燃燒。同時，藥柱的變形與快速燃燒又影響著燃燒室內氣體流動與壓力分布等[4]。因此，固體火箭發(fā)動機的工作過程是一個復雜的、強耦合的物理化學過程。

自20世紀70年代以來，采用計算機仿真技術對固體火箭發(fā)動機進行輔助設計及工作過程模擬已成為固體火箭發(fā)動機研究的一個重要手段。近年來，隨著計算機性能的提升以及CFD技術的發(fā)展，各國對固體火箭發(fā)動機工作過程的數值模擬也變得越來越精細，從零維到多維、從不可壓到可壓、從定常到非定常、從無粘到有粘、從單相到多相等各個方面不斷發(fā)展[5]。各國在對固體火箭發(fā)動機工作過程進行數值仿真時，除了采用Fluent、Star-CD及ABAQUS等商業(yè)軟件外，還開發(fā)了許多相應的設計仿真程序和軟件[6-12]，并取得了一系列可喜的成果，其中以美國先進火箭仿真中心CSAR(Center for Simulation of Advanced Rockets)開發(fā)的Rocstar軟件包最具有代表性[13]。

Rocstar能夠對固體火箭發(fā)動機從點火到穩(wěn)態(tài)燃燒工作過程進行三維、全耦合及高精度仿真模擬，求解還包括鋁顆粒、煙塵和各種化學成分的流場[14-15]。本文主要就CSAR的由來，Rocstar的發(fā)展歷程、程序架構組成、求解模塊及對應的算法、程序驗證和求解流程幾方面對Rocstar進行介紹。

1 Rocstar開發(fā)背景、機構組成及發(fā)展歷程

1.1 開發(fā)背景和機構組成

20世紀90年代，美國為了保持戰(zhàn)略平衡，隸屬于能源部的國家核安全管理局發(fā)起了先進模擬與計算ASC (Advanced Simulation and Computing Program)項目[16-17]。ASC項目的目標是提升先進的計算建模和仿真能力來實現(xiàn)對復雜、多組件系統(tǒng)的大規(guī)模并行仿真模擬，以便在沒有地下核試驗的情況下，通過數值模擬試驗來檢測其核武器的安全性與可靠性。

伊利諾斯大學為響應ASC計劃，于1997年成立了先進火箭仿真中心CSAR[18]。CSAR希望開發(fā)一套固體火箭發(fā)動機虛擬樣機工具，用于開展固體火箭發(fā)動機主要組成部件及部件間動態(tài)相互作用的詳細建模和仿真，從而對整個固體火箭發(fā)動機工作狀態(tài)進行精確的預測[19-20]。

為完成固體火箭發(fā)動機全系統(tǒng)仿真的這一終極目標，CASR將開發(fā)人員分成了燃燒和含能材料組、計算科學組、流體力學組、結構和材料組4個大的研究組以及為了完成特定問題而建立的其他小組。從1997年創(chuàng)建CSAR到2006年底，將近8年時間，CSAR完成了立項之時所設定的目標[4]。此后，Illinois Rocstar LLC作為一個獨立的商業(yè)部門和IR&D公司開始負責Rocstar的開發(fā)和技術支持，但仍由美國能源部提供資金支持[13,21]。

1.2 發(fā)展歷程及可實現(xiàn)的功能

CSAR在開發(fā)Rocstar程序過程中采用了逐步深入的開發(fā)策略[22]，圖1給出了Rocstar各個版本所能處理的幾何及物理模型的復雜程度。隨著版本的不斷提高，其所能處理物理問題也越來越精細，幾何模型也越來越復雜。

當版本發(fā)展到Rocstar 3時，程序中已包含有許多物理應用求解器，這些求解器通過一個強大的耦合框架整合在一起。所有求解器都可進行高效且大規(guī)模的并行求解，從而可以對異常復雜的問題進行精細化的仿真計算[23]。圖2為Rocstar 3中一系列可供用戶選擇的計算模型和算法。

圖1 Rocstar各版本功能Fig.1 Functions of Rocstar in each version

圖2 Rocstar 3中可用的模型和算法Fig.2 Models and algorithms in Rocstar 3

在Illinois Rocstar LLC接手Rocstar 3后，將其最新一代的多物理場仿真軟件包Rocstar 3代碼開源[24-25]，并將其命令為Rocstar仿真套件(Rocstar Simulation Suite)。

2 Rocstar架構及模塊功能

2.1 Rocstar開發(fā)思想及架構組成

固體火箭發(fā)動機是一種性能優(yōu)越的火箭動力裝置，其結構簡單，其主要由點火器、殼體、推進劑、絕熱層和噴管等部件組成，如圖3所示。

固體火箭發(fā)動機的工作本質是燃燒流動過程進行的兩次能量轉換，其機理復雜、環(huán)節(jié)眾多：如在燃燒室多相流動過程中就涉及金屬分散燃燒、凝相破碎/聚合、熔渣沉積、熱結構燒蝕、多相輻射對流熱傳導等過程，如圖3所示。此外，組成發(fā)動機各部件間的耦合是強非線性的，工作過程涉及不同空間、時間尺度的燃燒及流動，因此其工作過程是一個復雜的、強耦合的物理化學過程，涉及大量的學科和科學問題。

圖3 固體火箭發(fā)動機基本組成部件及相關物理化學過程Fig.3 Basic components and physicochemical processes of SRM

從基本原理出發(fā)，進行詳細、全部件耦合的固體火箭發(fā)動機仿真模擬，需要開發(fā)代碼來實現(xiàn)每個火箭部件的數學模型以及它們之間的相互作用。這不僅需要更大的計算能力，而且要求程序中各求解模塊的數值正確，且相互保持一致的物理作用。因此，進行固體火箭發(fā)動機全系統(tǒng)的建模和仿真極為復雜。

CSAR在開發(fā)Rocstar時，多物理場系統(tǒng)集成的方法是開發(fā)一個主程序和一套接口代碼，以及一系列可單獨運行的求解程序，然后通過接口代碼實現(xiàn)主程序對相應求解程序的調用[4]。Rocstar仿真應用程序的體系結構見圖4，包括了大量用于對流體-固體-燃燒三者之間相互作用、耦合的組件程序。

圖4 Rocstar仿真套件體系結構Fig.4 Rocstar simulation suite architecture

從圖4可看出，Rocstar主要分為前處理、物理模塊求解器、集成架構以及后處理4個功能區(qū)域，其中集成框架是整個Rocstar的核心所在，包含了許多用于支持多物理場耦合仿真的服務及協(xié)調模塊。

在Rocstar開發(fā)過程中，采用了面向對象的程序開發(fā)思想，服務及協(xié)調模塊采用C++語言編寫，物理應用求解器采用Fortran 90語言編寫并采用MPI實現(xiàn)并行仿真。Rocstar可在集群平臺上進行固體火箭發(fā)動機一體化、全系統(tǒng)耦合的大規(guī)模仿真計算[22]。

2.2 協(xié)調及服務模塊

Roccom 是Rocstar最底層的框架。Roccom可實現(xiàn)不同程序模塊中數據及函數交互、內部程序的輸入輸出(Rocin,Rocout)、網格之間的通信操作(Rocsurf,Rocmap)等功能，其中程序模塊可支持使用不同程序語言，主要為C++和F90。通過調用Roccom，物理模塊相互之間可以進行通信，同時也可以訪問一系列服務，包括網格修改、數據傳遞、數據輸入輸出、性能分析及負載平衡等。

Rocman是Rocstar的主要驅動和協(xié)調服務模塊，主要執(zhí)行和管理不同組件程序間的相關作用，控制物理應用的執(zhí)行過程，包含數值仿真的初始化、耦合時間步、交界面處的跳躍條件以及輸出存儲和仿真終止等。Rocman最新的版本為Rocman 3，采用C++編寫，其實現(xiàn)的功能比以前更加完善和通用。

Rocprop、Rocmop、Rocrem及Rocface用于耦合界面演化與數據傳遞。

Rocprop是不同域之間接觸面演化服務模塊，主要為Rocstar提供拉格朗日面追蹤及演化服務，用于計算推進劑表面由于燃燒所帶來的退移過程。Rocprop既可以用來進行多域耦合仿真也可以單獨進行流體仿真或結構力學仿真。Rocprop 實現(xiàn)了兩種分界面演化算法：(1)早期采用的粒子標記方法；(2)更先進的面位移算法。面位移算法(FOM)對于處理邊角附近的面的運動時很有優(yōu)勢[26]。

對于仿真過程涉及諸如固體藥柱燃面退移、藥柱裂紋動態(tài)發(fā)展等幾何構型發(fā)生改變的情況，為保證網格的質量，在Rocstar中有兩種網格修改方案來處理不同等級的網格失效情況。非結構網格的光順(不改變網格節(jié)點數量及節(jié)點連接情況)是通過Rocmop調用Mesquite程序包完成的，Mesquite[27]是由美國桑迪亞國家實驗室開發(fā)的網格算法程序。每一個分區(qū)同時調用Mesquite程序，用于實時提供真實和虛擬(在計算域外)的節(jié)點。如果光順不能提高網格的質量，則采用Rocrem模塊對網格進行局部的修改或重新進行網格生成，Rocrem通過調用商業(yè)軟件包Simmetrix來完成這一工作。當網格重新生成后，采用Rocface模塊將計算結果映射到新的網格上繼續(xù)進行計算。Rocface[28]是一個數據映射服務模塊，可將獨立離散面之間的求解數據進行傳送。

2.3 Rocstar前處理

對于幾何建模，只要CAD軟件可生成被網格劃分軟件讀取的幾何模型就可以采用。CSAR開發(fā)人員采用Pro/Engineer來生成流體及固體域的CAD模型，并輸出為通用幾何模型接口IGES格式。對于網格劃分，CSAR開發(fā)人員指定了Rocstar前處理中的網格及邊界條件的格式。目前，對于流體力學程序采用Gridgen軟件來生成網格及邊界條件，對于結構力學程序采用Partran或Truegrid來生成對應的網格及邊界條件。當網格和邊界條件以指定格式輸出后，在輸入數據集準備工具Rocprep的輔助下為每個物理仿真應用創(chuàng)建數據輸入集以及為并行運算進行分區(qū)劃分。

2.4 求解器

2.4.1 流體力學求解器

Rocstar中流體動力學求解器主要有兩個，分別為Rocflo和Rocflu，主要用于求解可壓縮多相流。兩個求解器均采用基于體心的有限體積離散方法求解。

Rocflo采用任意拉格朗日-歐拉ALE (Arbitrary Lagrangian Eulerian)算法在多塊結構網格上進行求解[28]，ALE可以考慮由于推進劑變形或燃燒帶來的邊界運動情況。Rocflo求解器空間離散格式采用中心格式或二階TVD格式。時間離散，除了顯示的Runge-Kutta方法，Rocflo還可以使用一個雙時間步算法來處理比CFL條件限制下的時間步長更大的時間步長。Rocflo的并行劃分是基于塊拓撲結構，每個處理器包含1個或多個網格塊。

Rocflu可在非結構四面體網格或混合四面體/六面體/金字塔/棱柱網格上進行計算，該求解器所實現(xiàn)的動網格(ALE算法)技術可用來模擬推進劑燃燒及變形帶來的拓撲結構改變的情況。在采用有限體積法進行方程離散時，采用了高階的類WENO法，即HLLC法，該方法可處理類似點火流動等強瞬態(tài)過程。時間積分方法可通過3階或4階顯式多步Runge-Kutta時間步進算法。

這兩個流體動力學求解器都可以選擇是否包含有湍流(Rocturb)、拉格朗日粒子追蹤(Rocpart)、歐拉煙霧追蹤(Rocsmoke)、化學反應(Rocspecies)以及輻射(Rocrad)等模型。

2.4.2 結構求解器

Rocstar主要有兩個有限元結構力學求解器，Rocfrac和Rocsolid[13]。這兩個求解器中都包含有ALE算法，因此都可以考慮固體推進劑由固相到氣相的變化過程。此外，還可以處理大的應變、旋轉過程、三維熱傳導等問題。

Rocfrac是一個計算結構力學和瞬態(tài)熱傳導求解器，該求解器采用非結構網格，可進行顯式和隱式求解。Rocfrac支持多種材料力學模型，主要為線彈性模型、Arruda-Boyce模型及Neoh ookian模型。Rocfrac在普通的四面體單元之間還可以包含有結合力/體有限單元，采用這種單元可以對藥柱裂紋的發(fā)展過程進行仿真計算。

Rocsolid是一個有限應變結構求解器，它采用隱式時間積分方案，并且包含有多重網格和穩(wěn)定雙共軛梯度在內的多個高性能稀疏迭代求解器，可以進行高效并行線性系統(tǒng)的求解。對可壓縮或不可壓縮材料Rocsolid均包含多種求解單元類型。Rocsolid可以采用廣義有限元法(GFEM)來捕捉不連續(xù)性，例如運動前緣或裂紋，而不需要繁瑣的幾何問題計算。除此之外，Rocsolid可利用多個基于微觀力學的模型來解釋微觀結構的演變，包括裂紋形成和生長的影響，損傷(脫濕)以及應變硬化。

2.4.3 燃燒求解器

Rocburn可仿真推進劑加熱、點火及燃燒情況下燃面的退移速率或化學反應。Rocburn有3個燃燒求解模型用于計算推進劑燃率，物理模型在形式上是一維(沿燃面法向方向)，但是在推進劑燃面上的每個單元面都獨立的施加，使其相當于三維模型。這3個模型中最簡單的模型稱為RocburnAPN，采用著名的維也里公式r=apn，其燃速大小正比于當地燃氣壓強的n次方。另外兩個燃速模型為動態(tài)燃速模型，通過求解一維非定常熱傳導方程以獲得溫度場從而捕捉點火瞬間過程。其中一個動態(tài)燃速模型稱為RocburnZN，基于Zeldovich-Novozhilov方法開發(fā)；另一個稱為RocburnPY，采用一個簡單的分解定律來計算燃速。RocburnPY可以計算點火器產生的高溫氣體對推進劑的熱傳導過程以及推進劑的點火過程。在一個全系統(tǒng)仿真里，RocburnPY可以調用由CSAR開發(fā)的詳細的三維推進劑燃燒仿真代碼來計算推進劑的燃速，此時可考慮推進劑配方對燃速的影響。

Rocfire 用于模擬尺度在1～10 μm的異質復合推進劑的燃燒，異質推進劑顆粒填充幾何模型采用Rocpack生成。Rocfire考慮固體和氣相之間詳細的物理耦合，可考慮的現(xiàn)象包括燃面的非均勻退移、固體中的非穩(wěn)態(tài)熱傳導、金屬顆粒的存在、粘合劑/氧化劑的分解與火焰。通過Rocfire的模擬結果可提供氣相火焰結構、燃速特性、渦度和湍流的產生的信息。

2.5 后處理

CSAR開發(fā)了一款功能強大的科學可視化后處理軟件包Rocketeer[29]。Rocketeer基于VTK開發(fā)，可在AIX、Linux、Windows及Solaris等系統(tǒng)上運行。Rocketeer有一個非常友好的圖形界面，可用其讀取HDF文件格式或CGNS文件格式數據。Rocstar還開發(fā)了Rocketeer的批處理并行版本Voyager，以及客戶端/服務器版本Apollo/Houston。

除使用CSAR開發(fā)的專用后處理Rocketeer外，還可以使用商業(yè)軟件Tecplot和開源軟件ParaView對仿真結果進行處理分析。

3 耦合方案

Rocstar的特點之一就是可處理三維情況下具有共同交接面的多域耦合問題。Rocstar要求各域可變形或移動但不能分開，也不能重疊。在交接面處，質量、動量及能量等保持守恒，一些物理量，如密度等被設置為跳躍邊界條件。

Rocstar采用分域計算策略，不同計算域單獨進行網格劃分，對于不同的物理求解域都有對應的求解器，比如流體域的Rocflo和固體域的Rocfrac。每個域的計算過程是獨立的，只在每個全局時間步長計算后，將交接面的數據通過Rocface模塊傳遞給相鄰域求解器。例如流體域在計算一個全局時間步長后，將壓力分布加載到交接面上并傳遞給固體域，固體域進行一個全局時間步長的計算，得到交接面的變形及運動速度，又將其傳遞給流體域，整個過程一直重復直到計算結束為止，如圖5所示。交接面處可考慮燃燒或化學反應過程，由燃燒或變形造成的計算域幾何形狀發(fā)生極端變化時，需要對網格進行光順或重構處理。

圖5 Rocstar多物理接口耦合Fig.5 Rocstar multiphysics interface coupled

Rocstar 采用“分割”方法來處理多域耦合時間步進[23，30]。在這個方法中，一個全局時間步長Δtn內，流體域的時間步長Δtf和固體域的時間步長Δts是不同的，由CFL條件來控制其大小。當前域物理求解器在達到了下一全局時刻tn+1時，會通過交界面與相鄰域之間進行數據傳遞。只要全局時間不比任何一個物理計算求解器的時間步長大太多，整個系統(tǒng)仍保持緊密的耦合。圖6為Rocstar的顯式時間步進耦合方案。

圖6 Rocstar耦合時間步進方案Fig.6 Rocstar coupled time stepping scheme

如圖6所示，在Δtn時刻計算首先從固體域開始，當固體域求解器經若干時間步Δts的計算到達下一全局時刻tn+1，將燃面的位置、速度以及由于燃燒帶來的質量流量傳遞給流體域求解器，并采用Rocprop模塊更新燃面位置。流體域求解器經過多個時間步Δtf的計算從tn時刻到達tn+1時刻。此時，流體域會將燃面處的受力加載傳給固體域，并將燃面處的壓強及溫度傳遞給燃燒求解器，燃燒求解器計算出的燃速值也會傳回給固體域求解器，這樣就完成了一個全局時間步的計算。

對于結構求解，如果采用隱式固相結構求解器Rocsolid代替Rocfrac，還可以采用基于預測-修正的隱式時間步算法。

4 Rocstar程序的驗證

CSAR在開發(fā)Rocstar過程中，選擇航天飛機可重復使用固體助推器作為其主要仿真對象，NASA向CSAR提供該發(fā)動機的各種數據，以供CSAR的研究人員對Rocstar進行各類驗證[22]。

在開發(fā)Rocstar過程中，為了對各模塊及物理求解器進行驗證，CSAR開發(fā)人員進行了相應的數值實驗對質量守恒、網格精度、系統(tǒng)時間步和時間精度，以及ALE算法的可擴展性進行了研究，在開發(fā)物理求解器過程中還將計算結果與其他求解器進行對比以保證Rocstar的計算準確性與精度[31-33]。

除了航天飛機固體助推器發(fā)動機，CSAR還對多臺戰(zhàn)略火箭發(fā)動機進行了仿真計算，證明了其仿真結果具有很高的可信度。例如，CSAR開發(fā)人員使用Rocstar對1991年美國“大力神4”助推固體火箭發(fā)動機(Titan IV SRMU)在首發(fā)試車時發(fā)生爆炸的原因進行了數值模擬[34-35]。通過計算發(fā)現(xiàn)，該發(fā)動機是由于燃氣沿藥柱通道流動存在壓強分布，導致后段藥柱變形，在連接槽處推進劑發(fā)生塌陷，從而減少了燃氣流動的有效氣流面積，加速了壓強分布的不均勻性，而這又加速導致藥柱的變形，如圖7所示，仿真結果與理論推斷相吻合[36]。

圖7 變形推進劑中空隙的分布Fig.7 Distribution of voids in the deformed propellant

5 Rocstar仿真求解流程

Rocstar的仿真流程與多數CAE仿真軟件(如CFX、Fluent和OpenFOAM等)的仿真流程類似，分為前處理、運算求解和后處理三部分。本節(jié)以Rocstar自帶的姿態(tài)控制發(fā)動機ACM(Attitude Control Motor)算例為例介紹采用Rocstar進行固體火箭發(fā)動機仿真時，其仿真求解流程及相關模型、參數的設置方法。

該姿控發(fā)動機的構型如圖8所示，其總長度約為55 mm，是一個小型的固體火箭發(fā)動機[33]。采用Rocstar對該發(fā)動機進行非定常計算，在考慮燃面動態(tài)退移情況下，開展發(fā)動機內流場燃燒流動耦合仿真計算。將發(fā)動機內部流動簡化無粘流動，在推進劑燃面采用質量流量入口，推進劑燃速采用燃速指數公式r=apn進行求解。

圖8 姿態(tài)控制發(fā)動機構型Fig.8 Attitude control motor geometry

5.1 前處理

采用幾何造型軟件Pro/Engineer繪制發(fā)動機幾何模型并導出通用幾何模型接口IGES格式文件。在Gridgen中，采用多塊結構六面體網格對發(fā)動機進行劃分(如圖9所示)，并輸出對應的網格文件及邊界條件文件。

圖9 發(fā)動機多塊結構網格Fig.9 Block-structured hexahedral mesh of motor

圖10 本地數據存檔目錄結構Fig.10 Set up NDA scheme

Rocstar沒有圖形操作界面，相關設置主要通過修改對應的配置文件進行。建立如圖10所示的NDA(Native Data Archive)目錄結構[37]，其中每一個矩形表示一個文件夾，箭頭指向為當前文件夾的子文件夾。將相應的網格文件(ACM-PLOT3D.grd)、邊界條件文件(ACM-PLOT3D.inp /ACM.bc)、邊界條件映射文件(ACM-PLOT3D.bcmp)、物理模型和數值參數等信息配置文件(ACM.inp)以及各求解模塊的參數文件(*.txt)放入相應的位置。

當上述工作準備完成后采用2.3節(jié)中介紹的前處理工具Rocprep，為每個物理仿真應用創(chuàng)建數據輸入集和進行并行運算分區(qū)劃分。最終生成的姿控發(fā)動機算例目錄結構如圖11所示，其中ACM40為姿控發(fā)動機算例求解的主目錄。在ACM40目錄下包含3個子文件夾：Rocflo文件夾，即RocburnAPN文件夾和Rocman文件夾，用于存放對應模塊的配置參數文件、相關數據信息文件和計算結果輸出文件等。

圖11 姿態(tài)控制發(fā)動機算例目錄結構Fig.11 Directory structure of ACM case

5.2 運算求解

前處理設置完成后，在運算求解階段主要通過對圖11中各求解模塊的配置文件進行參數設置。例如在RocstarControl.txt文件中，可以對耦合方案、流體求解模塊、燃燒求解模塊以及時間步長、自動保存步數等進行設置。RocburnAPN文件夾內的RocburnAPNControl.txt文件用于設置推進劑燃速指數公式r=apn中的系數n和壓強指數a，以及絕熱火焰溫度等參數。

Rocstar采用MPI進行大規(guī)模并行求解計算，在求解模型及參數設定完成后采用如下命令開始求解計算：mpirun-np核數rocstar。計算結果保存在對應模塊文件夾內的Rocout文件夾。

5.3 后處理

計算完成后，采用Rocketeer后處理軟件對仿真結果進行處理分析。圖12為選取計算結果中4個時刻下發(fā)動機幾何和網格拓撲變化，可看出隨著推進劑的燃燒，燃面發(fā)生了退移。圖13為z=0平面發(fā)動機內流場壓強云圖，可以看出隨著推進劑的燃燒，發(fā)動機內流道變大且發(fā)動機內部壓強逐漸升高。

圖12 幾何構型及網格拓撲變化Fig.12 Topology change of geometry and mesh

圖13 Z=0平面壓強變化Fig.13 Pressure change at Z=0 plane

6 結束語

Rocstar多物理場仿真程序提供了先進的固體火箭發(fā)動機仿真模擬能力，在固體火箭發(fā)動機全三維模型和精細物理現(xiàn)象捕捉、多物理場非線性耦合、復雜幾何模型動態(tài)變化、空間和時間尺度上的級大差異、材料屬性以及物理過程的復雜性以及大規(guī)模并行實現(xiàn)等方面都實現(xiàn)了突破。Rocstar能夠對固體火箭發(fā)動機工作過程進行全三維、多域耦合、高精度且大規(guī)模并行的數值模擬，可用于預示固體火箭發(fā)動機的性能和工作效果，分析潛在可能導致發(fā)動機工作失效的問題，以及為事故原因分析和發(fā)動機結構設計的合理改進提供較準確的技術支持。

Rocstar程序目前已經開源，除采用Rocstar對固體火箭發(fā)動機開展已有模型算法的仿真計算，還可以對其源程序代碼進行二次開發(fā)。例如，Rocstar中的兩相流中并沒有考慮顆粒之間的碰撞過程，如需在仿真過程中添加該過程，則可以對Rocpart拉格朗日顆粒追蹤模塊進行修改。此外，得益于其靈活、通用的集成框架和眾多的求解模塊，還可以采用Rocstar對固體火箭沖壓發(fā)動機或固體火箭超燃沖壓發(fā)動機的工作性能開展仿真計算。