[发明专利]一种提高火箭发动机喷管性能的扩张段型面设计方法

说明书

本发明属于航空航天技术领域，提供了一种提高火箭发动机喷管性能的扩张段型面设计方法。该方法在传统设计的拉瓦尔喷管扩张段下游增加一个延伸段，利用喷管出口燃气欠膨胀的特性，可以在较短的轴向长度内提高发动机的比冲。其特征是增加的延伸段型面采用下凸曲线，且该曲线与上游曲线光滑过渡。本发明的设计方法通过增加喷管出口部位内型面下凸曲线以充分利用发动机排气的剩余压力，提高比冲效果显著，并且实现方法简单。

技术领域

本发明属于航空航天技术领域，涉及到火箭发动机喷管设计技术，特别涉及到一种在真空或稀薄大气中使用的发动机喷管扩张段型面设计方法。

背景技术

化学火箭发动机普遍采用先收缩、再扩张的拉瓦尔喷管来加速工质并产生推力。良好的喷管型面具有更高的喷管效率，从而使发动机具有更好的性能。对于外层空间使用的发动机来说，喷管通常具有较大的面积比。

火箭发动机喷管型面的设计主要是针对扩张段进行型面设计。这些研究中，经典方法是Rao提出的最大推力喷管型面设计方法，该方法假设燃气在喷管中的流动为无黏等熵流动，并且燃气为量热完全气体(定压比热不变、比热比不变)。目前很多使用中的火箭发动机喷管都是据此进行设计的。

在Rao方法的基础上，比较容易的型面修正方法有边界层位移厚度修正法，即考虑燃气黏性的影响。这种方法不仅应用在火箭发动机上，也广泛应用在超燃冲压发动机设计上。另外，尽管风洞喷管的设计目标与发动机不同，但其传统的方法也多是基于特征线方法。除了Rao方法及特征线一类的方法，还有结合计算流体力学和优化算法的喷管型面优化设计方法。

所有这些方法都有一个共同的特征：就是喷管的扩张段型面曲线的扩张角逐渐减小，即曲线是上凸的。这是因为普遍认为较大的扩张角会带来较大的二维扩张损失。当在真空环境或者高空大气稀薄环境条件下设计喷管时，需要设计出口面积比很大的喷管，而因为喷管出口的扩张角度较小(在喷管出口一般小于10°)，增大喷管出口面积比所需的喷管长度就要增大很多、喷管质量增大较大；并且由于长度增大较多，燃气与壁面之间的摩擦力形成的内阻力增大，导致最终得到的推力增益小于理论计算值。

发明内容

本发明提供了一种在喷管出口部位采用下凸曲线设计型面延伸段的方法，完全不同于传统的喷管设计思路，充分利用燃气欠膨胀的特性，可以在较短长度内提高发动机推力。与传统方法比较，效率更高，引起的喷管质量增加小。

本发明的技术方案：

一种提高火箭发动机喷管性能的扩张段型面设计方法，步骤如下：

传统的火箭发动机拉瓦尔喷管内型面包括收敛段内型面1、喉部内型面2和扩张段内型面3，三个内型面均采用传统设计方法得到；收敛段内型面1的圆弧和喉部内型面2的圆弧相切；扩张段内型面3采用抛物线法或双圆弧法设计，为上凸曲线；

所述的拉瓦尔喷管为火箭发动机采用的二维轴对称收缩-扩张型喷管；

在扩张段内型面3的上凸曲线后增加喷管出口部位内型面4，喷管出口部位内型面4采用下凸曲线设计；

所述的扩张段内型面3的上凸曲线与喷管出口部位内型面4的下凸曲线相切。

所述的喷管出口部位内型面4的下凸曲线设计步骤如下：

(1)确定曲线左端点

曲线左端点为上凸曲线的右端点P₁，坐标为(x₁,y₁)；

(2)设置曲线右端点初值