本發(fā)明屬于火箭，具體涉及一種調(diào)節(jié)喉道面積的固體變推力發(fā)動機內(nèi)彈道調(diào)節(jié)方法。

背景技術(shù)：

1、固體火箭發(fā)動機是在導(dǎo)彈、火箭中廣泛應(yīng)用的動力系統(tǒng)，現(xiàn)有固體火箭發(fā)動機內(nèi)彈道固定，不具備主動能量管理能力，固體變推力發(fā)動機是具備主動能量管理能力的先進固體動力，有助于導(dǎo)彈機動性能和作戰(zhàn)能力的提升。發(fā)動機內(nèi)彈道調(diào)節(jié)是固體變推力發(fā)動機設(shè)計的關(guān)鍵問題，現(xiàn)有內(nèi)彈道調(diào)節(jié)方法只能按照固定變化規(guī)律調(diào)節(jié)發(fā)動機內(nèi)彈道，無法根據(jù)飛行任務(wù)需求主動靈活調(diào)節(jié)發(fā)動機內(nèi)彈道。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、為了克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，本發(fā)明提供了一種調(diào)節(jié)喉道面積的固體變推力發(fā)動機內(nèi)彈道調(diào)節(jié)方法，基于固體火箭發(fā)動機內(nèi)彈道模型完成等效喉道面積計算，采用喉道面積調(diào)節(jié)方法，實現(xiàn)發(fā)動機內(nèi)彈道調(diào)節(jié)，通過對比發(fā)動機調(diào)節(jié)后內(nèi)彈道參數(shù)及目標(biāo)內(nèi)彈道參數(shù)，實現(xiàn)內(nèi)彈道調(diào)節(jié)效果評估。主要包括以下步驟：等效喉道面積計算，喉道面積調(diào)節(jié)，內(nèi)彈道調(diào)節(jié)效果評估。等效喉道面積計算步驟根據(jù)發(fā)動機的目標(biāo)內(nèi)彈道參數(shù)，計算發(fā)動機工作時間內(nèi)每一時刻等效喉道面積；喉道面積調(diào)節(jié)步驟根據(jù)喉道面積調(diào)節(jié)機構(gòu)位置與等效喉道面積的關(guān)系，驅(qū)動喉道面積調(diào)節(jié)機構(gòu)作動，實現(xiàn)等效喉道面積調(diào)節(jié)，完成發(fā)動機內(nèi)彈道調(diào)節(jié)；內(nèi)彈道調(diào)節(jié)效果評估步驟根據(jù)調(diào)節(jié)后發(fā)動機內(nèi)彈道參數(shù)，評估內(nèi)彈道調(diào)節(jié)效果。本發(fā)明方法可不改變推進劑性能參數(shù)及裝藥藥型，根據(jù)飛行任務(wù)需求，實現(xiàn)發(fā)動機內(nèi)彈道的主動靈活調(diào)節(jié)。

2、本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案如下：

3、步驟1：等效喉道面積計算；

4、根據(jù)發(fā)動機的需求的內(nèi)彈道參數(shù)，采用固體火箭發(fā)動機內(nèi)彈道模型，根據(jù)發(fā)動機推力、燃燒室壓力、推進劑性能、裝藥藥型參數(shù)，計算發(fā)動機工作時間內(nèi)每一時刻等效喉道面積；

5、步驟2：喉道面積調(diào)節(jié)；

6、根據(jù)喉道面積調(diào)節(jié)機構(gòu)位置與等效喉道面積的關(guān)系，結(jié)合每一時刻等效喉道面積，驅(qū)動喉道面積調(diào)節(jié)機構(gòu)作動，實現(xiàn)等效喉道面積調(diào)節(jié)，完成發(fā)動機內(nèi)彈道調(diào)節(jié)；

7、步驟3：內(nèi)彈道調(diào)節(jié)效果評估；

8、獲得調(diào)節(jié)后的發(fā)動機內(nèi)彈道參數(shù)，與目標(biāo)內(nèi)彈道參數(shù)對比，實現(xiàn)對發(fā)動機內(nèi)彈道調(diào)節(jié)效果的評估。

9、優(yōu)選地，所述步驟1具體為：

10、忽略發(fā)動機燃面變化和侵蝕效應(yīng)，將燃?xì)饪醋魍耆珰怏w，內(nèi)彈道計算采用零維模型，對于燃速符合r＝apn規(guī)律的推進劑，推力系數(shù)由下式計算：

11、

12、燃燒室平衡壓力公式為：

13、

14、發(fā)動機推力公式為：

15、f＝cfpcat

16、式中，cf為推力系數(shù)，pe為噴管出口壓力，pa為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓力，pc為燃燒室壓力，ae為噴管出口面積，at為喉道面積，k為燃?xì)獗葻岜?，ρp為推進劑密度，c*為推進劑特征速度，a為燃速系數(shù)，ab為燃面面積，n為壓力指數(shù)；

17、根據(jù)以上公式由內(nèi)彈道參數(shù)計算得到每一時刻等效喉道面積。

18、優(yōu)選地，所述步驟2具體為：

19、根據(jù)喉道面積調(diào)節(jié)機構(gòu)位置與等效喉道面積的關(guān)系，結(jié)合每一時刻等效喉道面積，驅(qū)動喉道面積調(diào)節(jié)機構(gòu)作動，實現(xiàn)等效喉道面積調(diào)節(jié)，完成發(fā)動機內(nèi)彈道調(diào)節(jié)；發(fā)動機喉道面積調(diào)節(jié)機構(gòu)沿發(fā)動機軸向作動，改變發(fā)動機內(nèi)部氣流通道的等效喉道面積。

20、本發(fā)明的有益效果如下：

21、1、本發(fā)明通過調(diào)節(jié)喉道面積，實現(xiàn)了固體變推力發(fā)動機內(nèi)彈道的調(diào)節(jié)。

22、2、本發(fā)明可不改變推進劑性能參數(shù)及裝藥藥型，根據(jù)飛行任務(wù)需求，實現(xiàn)發(fā)動機內(nèi)彈道的主動靈活調(diào)節(jié)。

技術(shù)特征：

1.一種調(diào)節(jié)喉道面積的固體變推力發(fā)動機內(nèi)彈道調(diào)節(jié)方法，其特征在于，包括如下步驟：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種調(diào)節(jié)喉道面積的固體變推力發(fā)動機內(nèi)彈道調(diào)節(jié)方法，其特征在于，所述步驟1具體為：

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種調(diào)節(jié)喉道面積的固體變推力發(fā)動機內(nèi)彈道調(diào)節(jié)方法，其特征在于，所述步驟2具體為：

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明公開了一種調(diào)節(jié)喉道面積的固體變推力發(fā)動機內(nèi)彈道調(diào)節(jié)方法，基于固體火箭發(fā)動機內(nèi)彈道模型完成等效喉道面積計算，采用喉道面積調(diào)節(jié)方法，實現(xiàn)發(fā)動機內(nèi)彈道調(diào)節(jié)，通過對比發(fā)動機調(diào)節(jié)后內(nèi)彈道參數(shù)及目標(biāo)內(nèi)彈道參數(shù)，實現(xiàn)內(nèi)彈道調(diào)節(jié)效果評估。本發(fā)明方法可不改變推進劑性能參數(shù)及裝藥藥型，根據(jù)飛行任務(wù)需求，實現(xiàn)發(fā)動機內(nèi)彈道的主動靈活調(diào)節(jié)。

技術(shù)研發(fā)人員：鄧恒,許源,李志浩,王帥中,王紹增,葉一帆,王昭,溫錦航
受保護的技術(shù)使用者：西安現(xiàn)代控制技術(shù)研究所
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2024/10/21