固体火箭发动机推力可调塞式喷管数值模拟与冷流试验

• 作者: 李修明 王一白 童悦 邹杰 陈振阳
• 来源期刊: 上海航天
• 学科: 航空航天
• 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
• 年，卷（期）: 2019,（S1）
• 页码范围: 29-34
• 页数: 6页
• 分类号: V435

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。