一種新型可調喉徑噴管的結構設計與分析①

劉 斌

(中國空空導彈研究院推進系統研究所，洛陽 471009)

0 引言

推力可控技術是固體火箭發動機研究的重要領域。從20世紀60年代起，國內外在可控推力固體火箭發動機的研究方面取得了大量成果，從裝藥設計和噴管結構設計方面得出了多種控制方案，如調節噴管喉部面積、控制固體推進劑質量燃速、加質發動機、膠狀推進劑等［1］。

戰術導彈特別是空空導彈和亞音速反坦克導彈，大多采用單室雙推或脈沖發動機形式，要求發動機助推階段或第一脈沖階段推力大，才能滿足離軌和達到最大速度的要求。在巡航階段或第二脈沖階段，為了適應低阻力導彈外形，要求具有較小推力，但會使推進劑能量得不到發揮，采用固定喉徑噴管的發動機，此時顯示了不足［2－3］。為了繼續保持一定的高推力，需減小喉部面積來增大燃燒室壓強，以提高發動機的推力［4］。根據目前單室雙推和雙脈沖發動機的裝藥特點，喉徑只需在兩個狀態下可調(即兩級推力)，即從初始最大的喉部面積(初始喉徑)，減小到一個固定尺寸的喉部面積(終點喉徑)。

本文根據噴管喉徑最簡單的兩級可調原理，設計了一種使部件沿喉襯本體徑向運動的結構，使噴管喉部面積由大變小，使發動機具有“等推力”的特性。

1 結構方案

本文僅對可調喉徑噴管的主要運動結構進行建模與分析。喉襯本體結構如圖1所示。

喉襯本體沿周向均勻開有6個方形孔，其中3個帶有臺階。初始喉徑和終點喉徑可根據發動機性能計算得到，此處分別按φ27 mm和φ12 mm來設計?！?br>