[发明专利]采用偏置且斜切结构喷管的固体发动机内弹道计算方法

说明书

本发明提出了一种采用偏置且斜切结构喷管的固体发动机内弹道计算方法，提高了此类发动机的内弹道性能计算精度，解决了此类发动机的推力偏斜角计算问题；可以减少研制阶段试验数量、降低研制成本、缩短研制周期，对采用“偏置+斜切”结构喷管的固体发动机设计可以产生积极的效果。

技术领域

本发明属于固体发动机技术领域，具体涉及一种采用偏置且斜切结构喷管的固体发动机内弹道计算方法。

背景技术

随着导弹武器的日益发展，固体火箭发动机技术的范围越来越广泛，种类越来越多样化。目前，在导弹的级间分离环节，为提高分离可靠性，广泛采用短时间、大推力小型固体火箭发动机为分离提供动力。近些年来，总体部门对此类小型固体发动机的要求越来越苛刻，要求此类发动机喷管设计成“偏置+斜切”式结构。

与常规发动机不同，喷管设计成“偏置+斜切”结构后，不是轴对称结构，常规固体发动机内弹道计算方法已不再适用。同时，由于喷管结构的特殊性，发动机工作过程中，发动机推力方向并不是喷管轴线方向，实际推力方向与喷管轴线方向存在一个夹角，即推力偏斜角。在发动机的研制阶段，不得不增加试验数量以摸清发动机的内弹道性能，增大了研制成本，增加了研制周期。因此，如何较为精确地预示发动机的内弹道性能，提高此类固体发动机的内弹道预示精度，从而减少研制阶段试验数量、降低研制成本、缩短研制周期，同时如何准确地确定发动机的推力偏斜角，成为了此类发动机研制阶段的难题。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的是提供一种采用偏置且斜切结构喷管的固体发动机内弹道计算方法，可以用于发动机推力和推力偏斜角的计算，对采用“偏置+斜切”结构喷管的固体发动机的设计可以产生积极的效果。

采用偏置且斜切结构喷管的固体发动机内弹道计算方法，包括如下步骤：

步骤1、利用三个截面，将喷管划分为三段，其中：0-0截面表示喷管斜切部分初始端截面；将喷管斜切出口平面与喷管扩张段轴线交点定义为交点1，过交点1与截面0-0平行的喷管所在截面定义为截面1-1；2-2截面表示喷管斜切部分末端截面；

步骤2、计算喷管上0-0截面以前的部分的燃气推力F₀；

步骤3、计算喷管上0-0截面与1-1截面之间区域的燃气推力，具体为：

S31、将0-0截面和1-1截面之间区域等分为n份，其中n＞2；

S32、燃气在第i和i+1截面之间产生的沿着喷管轴向的推力为：其中，和分别表示燃气到i截面和到i+1截面产生的喷管轴向推力；i＝1,2…,n；

则与i截面和i+1截面之间喷管壁面产生的轴向推力之间的关系为：

式中，表示在i截面和i+1截面之间的壁面上单位微元面积产生的喷管轴向推力；表示在i和i+1截面之间壁面上单位微元面积产生的垂直于喷管壁面的力；表示在i和i+1截面之间的壁面上单位微元面积产生的垂直于喷管轴向的力；

对(6)式进行变形，得到：

其中，β表示喷管的扩张半角；

燃气在i截面和i+1截面之间产生的垂直于喷管壁面的力大小为：

作用在i截面和i+1截面之间喷管壁面单位圆周长度上的压力为：

式中，R_i+1/2表示i截面和i+1截面中间截面的半径；