一种两侧进气固体火箭发动机喷管补充燃烧装置设计方法

本发明涉及固体火箭发动机喷管扩张段补充燃烧，具体涉及一种两侧进气固体火箭发动机喷管补充燃烧装置设计方法。

背景技术：

1、固体火箭推进技术在世界各国的武器装备体系中以及在航空与宇航技术中都已得到日益广泛的应用，有着广阔的应用前景。固体火箭发动机具有结构简单、发射便截、可靠性高、推力大等特点，使得以固体火箭发动机为推进动力的武器具有良好的快速反应能力，因此火箭武器一直是常规弹药中的重要组成部分。但推进剂的燃烧时间短、发动机的比冲较小是固体火箭发动机的一大短板。采用喷管扩张段进气补充燃烧技术，可以使燃气在喷管内进行二次燃烧从而提高发动机比冲，能够有效弥补固体发动机比冲较小的缺点。此项技术的关键问题在于进气方案的设计与选择。在国内，王革等深入研究了采用环形进气道与分布式进气道的喷管扩张段补充燃烧装置，解决了轴对称进气道与二元进气道与喷管的匹配问题。然而，轴对称进气道与二元进气道相较于三维内收缩进气道而言，压缩效率较低，不能完全显示出喷管扩张段进气补充燃烧技术的作用。三维内收缩进气道具有压缩效率较高、总压恢复系数高及可实现一体化设计，可以较好地满足补充燃烧喷管的进气需求。但选择三维内收缩进气道作为补充燃烧装置进气方案的研究较少。因此，发展一种采用三维内收缩进气道进气的喷管补充燃烧装置设计方法是亟需解决的关键问题。由于导弹的轴对称构型，且常规周向四进气道布局方式受导弹飞行攻角影响较大，为减小攻角对补充燃烧装置补燃效果的影响，因此本专利提出采用两侧进气道布局形式，实现带三维内收缩进气道的固体火箭发动机喷管补充燃烧装置设计。

技术实现思路

1、针对现有技术的不足，本发明旨在提供一种两侧进气固体火箭发动机喷管补充燃烧装置设计方法，在弹体两侧开展三维内收缩进气道设计，为发动机喷管提供足够空气，在保持发动机进气补燃增益较大的同时，为固体火箭发动机喷管补充燃烧装置进气方案的设计引入新选择。。

2、本发明通过如下技术方案实现。

3、一种两侧进气固体火箭发动机喷管补充燃烧装置设计方法，包括以下步骤，

4、(1)设计固体火箭发动机喷管、导弹弹体、来流条件与燃烧室燃气压强；

5、(2)根据步骤(1)获得的来流条件，计算进气道设计指标；

6、(3)根据步骤(1)获得的导弹弹体，在弹体两侧设计三维内收缩基本流场；

7、(4)根据三维内收缩基本流场与进气道设计指标设计三维内收缩进气道；

8、(5)使用等截面积通道连接三维内收缩进气道出口与喷管扩张段，并通过几何修型完成两侧进气固体火箭发动机喷管补充燃烧装置的设计。

9、优选的，所述步骤(1)中发动机喷管采用拉伐尔喷管，其母线由两条三次曲线组成；导弹弹头母线采用三次曲线，弹体母线采用直线，三次曲线的系数根据4个参数确定，分别是起点与终点的坐标与斜率；得到母线后将其旋转360°获得发动机喷管与导弹弹体；来流条件为导弹设计工况，燃烧室燃气压强为燃烧室设计参数。

10、优选的，所述步骤(2)中根据步骤(1)所得发动机喷管型线、燃烧室燃气压强及来流条件，将喷管流动看作一维定常可压缩管内流动计算喷管轴线压力分布；选择合适位置作为喷管进气位置，确定进气道增压比；通过cfd仿真技术对补充燃烧喷管进行仿真，确定最佳进气流量与进气角度。

11、优选的，所述步骤(3)中三维内收缩基本流场以面对称的方式布置于弹体两侧截面，截面角度分别为90°、270°；内收缩基本流场为轴对称流场；该流场由回转轴线、压缩型线、入射激波与反射激波构成。

12、优选的，所述步骤(4)中由步骤(2)中所获得的进气流量确定进气道进口面积；由步骤(2)中所获得的进气道增压比确定进气道出口面积；根据进气道进口面积及三维内收缩基本流场入射激波设计三维内收缩进气道进口型线；在步骤(3)获得的内收缩基本流场中进行流线追踪，将所得流线在三维内进行周向排布，获得进气道压缩型面；将三维内收缩进气道压缩型面的出口型线延x方向等直拉伸，获得进气道隔离段。

13、优选的，所述步骤(5)中通过等截面积通道连接进气道出口与步骤(2)中确定的喷管进气位置，且此等截面积通道在与喷管进气位置处的角度需与步骤(2)中获得的进气角度一致；步骤(5)中几何修型包括，将三维内转进气道进口型线延弹体轴向等直拉伸获得进气道外罩，从而完成整个补充燃烧装置的设计。

14、与现有技术相比，本发明的优点是：本发明利用本设计方法生成的两侧进气固体火箭发动机喷管补充燃烧装置可以为固体火箭发动机喷管补充燃烧装置进气方案的设计引入新选择。利用该设计方法能够实现三维内收缩进气道在喷管扩张段补充燃烧技术的应用，从而改善喷管补充燃烧装置的进气性能。

技术特征：

1.一种两侧进气固体火箭发动机喷管补充燃烧装置设计方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：

技术总结本发明涉及一种两侧进气固体火箭发动机喷管补充燃烧装置设计方法，包括以下步骤：(1)设计固体火箭发动机喷管、导弹弹体、来流条件与燃烧室燃气压强；(2)根据步骤(1)的来流条件，计算进气道设计指标；(3)根据步骤(2)的导弹弹体，在弹体两侧设计三维内收缩基本流场；(4)根据三维内收缩基本流场与进气道设计指标设计三维内收缩进气道；(5)使用等截面积通道连接三维内收缩进气道出口与喷管扩张段，并通过几何修型完成两侧进气固体火箭发动机喷管补充燃烧装置的设计。本发明在弹体两侧开展三维内收缩进气道设计，为喷管提供足够空气，在保持喷管进气补燃增益较大的同时，为发动机喷管补充燃烧装置进气方案的设计引入新选择。技术研发人员：李怡庆,雷文杰,程立,祝玉云受保护的技术使用者：南昌航空大学技术研发日：技术公布日：2024/6/18