申请/专利权人：南昌航空大学

申请日：2024-04-23

公开（公告）日：2024-06-14

公开（公告）号：CN118188218A

主分类号：F02K9/34

分类号：F02K9/34

优先权：

专利状态码：在审-公开

法律状态：2024.06.14#公开

摘要：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。

主权项：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：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；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；2根据步骤1获得的来流条件，计算进气道设计指标；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；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；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；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；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；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；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。

全文数据：

权利要求：

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