一种双脉冲发动机技术研究.pdfVIP

维普资讯 航空动力学报 Vo1．11 O．4 JournalofAerospacePower Oct． 1996 ． 一艟 - U 一 卷 年 一 种双脉；中发动机的技术研究 ， 习 北京理三大学 朱光辰 塑童蛔：’王春利 蔡湘芬 张玉成 方蜀州 t玉、 【摘要】 提出了一种带有 中间喷管的新型双脉冲固体火箭发动机技术方案 t设计 了一台结构参数 可调的试验发动机，改变发动机的结构参数进行多次点火试验 ，获得 了试验数据；对该发动机的多 喉道流动过程建立了二维非稳态流动模型，对试验方 案进行了大量计算 t并与试验数据进行了比 较分析。试验结果与理论计算基本吻合，结构可靠，对工程设计有参考价值。 主题词：固体火箭超业 试验 墼堕 墨 分类号 ： V435 ● _ - _ - - _ - 一 1 前 言 双脉冲固体火箭发动机是一种新型发动机 ，其特点是在同一燃烧室 内用阻燃隔热层将推 进剂装药分段隔离 ，每段装药有独立的点火系统 ，由控制系统确定每段装药的点火时间，以达 到对发动机的工作过程引入能量管理的机制 ，满足火箭总体最优弹道的技术要求。 结合反坦 克导弹的特殊要求，采用了两级推力 由间断点火的两级装药来实现，由于两级推 力比较大，又采用了设置中间喷管的措施 ，以提高低推力段的燃烧稳定性 ，并减轻整个发动机 的重量 。因此需要解决的关键 问题是：(1)实现双抹冲推力的间隔点火隔板的结构和可靠性； (2)为提高推力比而采用多喉道 的流场计算模型及对发动机结构参数设计的影响；(3)多喉道 双脉冲发动机的试验及流场测试 。本文侧重于叙述多喉道 的流场计算模型与试验结论分析 2 技术方案概述 用以进行流场计算和双脉冲推力试验的装置如图 1所示。助推级燃烧室是导弹总体要求 续航墩燃 堰 母 圉 l 多喷营双脉冲发动机试验装置 1995年 9月收稿 |1996年 lI碍收到修改稿 ·北京理工大学一 系 111室 100081 维普资讯 第 4 期 种双昧冲发动机 的技术研究 的一个长尾管 ，在助推级与续航级之间的隔板上装有中间喷管 ，在 中间喷管处有一锥形塞起到 了两级隔燃作用．虽然两级推力比很大，但两级压强却可 以是相 同或相差甚小 ，为了减小助推 级的发射噪声，甚至采用了大推力低压强和小推力稍高压强的方案。由于有两个贯穿喷管