固体火箭发动机推力可调塞式喷管数值模拟与冷流试验

固体火箭发动机推力可调塞式喷管数值模拟与冷流试验

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

  • 0 引言
  • 1 模型喷管
  • 2 数值模拟
  •   2.1 数值方法
  •   2.2 数值模拟结果
  • 3 冷流试验
  • 4性能分析
  • 5 结论
  • 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

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