论文摘要
为满足高性能导弹推进系统需求,提高固体火箭发动机推力矢量调节性能,综合塞式喷管高度补偿和结构功能一体化的特点,设计了一套环喉型固体塞式喷管。该喷管由小喷管膨胀段和中心塞锥组成,通过移动小喷管膨胀唇部的位置,改变喉部面积大小,实现推力可调,采用数值模拟方法预估了其推力性能。对塞式喷管进行了地面冷流试验,测定了其推力性能。结果表明:环喉型塞式喷管推力性能的数值模拟结果与试验结果相吻合。当塞式喷管喉部面积满足0.7倍变化时,可实现塞式喷管推力4∶1的调节变化,同时具有明显的高度补偿效应。未来可进一步优化内喷管设计,使其广泛适用于全空领域导弹动力系统,提高发动机性能。
论文目录
文章来源
类型: 期刊论文
作者: 李修明,王一白,童悦,邹杰,陈振阳
关键词: 固体火箭发动机,塞式喷管,可调推力,喉部面积,数值仿真,冷流试验
来源: 上海航天 2019年S1期
年度: 2019
分类: 工程科技Ⅱ辑
专业: 航空航天科学与工程,动力工程
单位: 上海航天动力技术研究所,北京航空航天大学宇航学院
分类号: V435
DOI: 10.19328/j.cnki.1006-1630.2019.S1.005
页码: 29-34
总页数: 6
文件大小: 450K
下载量: 123