已知喉部半径Rt，出口半径Re，并给定扩张段长度La。这种关系是在r1=1.5Rt和r2=0.4Rt，绝热系数k=1.23条件下按精度计算得到的。图4.6初始扩张半角和出口扩张半角与出口段几何参量的关系该特型喷管的型面曲线可以用作图法近似获得，作图步骤如下：在临界面处作两圆弧，r1=1.5Rt，r2=0.4Rt，相切于喉部，如图4.7所示。图4.7Rao喷管扩张段设计法在圆弧r2上作倾角为α1的切线，切点为M。......
2023-08-02
固体火箭发动机设计-长尾喷管成果
【摘要】：下面主要讲述亚音速尾管的设计问题。1.尾管的长度L尾管的长度L通常与导弹总体结构有关，由总体设计者给定，但要保证折算长度χ小于或等于尾管极限折算长度χmax，亦即2.尾管的直径D尾管的直径D越大，速度系数λ1越小、尾管内压强p越大。
下面主要讲述亚音速尾管的设计问题。
1.尾管的长度L
尾管的长度L通常与导弹总体结构有关，由总体设计者给定，但要保证折算长度χ小于或等于尾管极限折算长度χmax，亦即
2.尾管的直径D
尾管的直径D越大，速度系数λ1越小、尾管内压强p越大。由于直径D大、压强p大，管壁厚度也大，结构质量增大。因此，从结构质量考虑，尾管直径D应该尽量小。然而，尾管直径D减小，速度系数λ1增大，尾管受热严重和摩擦损失增大。直径D再减小，速度系数λ1再增大，a（λ1）减小，由式（4-40）可见，χmax也减小。由于χmax减小，D亦减小，Lmax大大地减小，有可能使给定的长度L＞Lmax，从而出现气流阻塞现象，这是不允许的。因此，必有一个最优的尾管直径存在。此最优直径，可根据质量比冲最大的要求，通过具体计算而求得。
3.喷管喉部直径
用有尾管和无尾管时燃烧室压强相等的条件，可以求出带亚音速尾管发动机的喷管喉部直径
。
设无尾管时喷喉直径为dt，有尾管时喷喉直径为
。由式（4-47）得
设C*′≈C*，则
将已知的q（λ2）与q（λ1）值代入式（4-59）便得到有亚音速尾管时喷管直径
值。对于亚音速尾管，由于q（λ2）＞q（λ1），故
＞dt。
4.发动机的推力
若有亚音速尾管与无尾管时的燃烧室压强相等，则发动机推力为
由式（4-43）得
将式（4-58）和式（4-61）代入式（4-60），得
若喷管出口截面Ae不变时，由于
＞At，膨胀比Ae/
＜Ae/At，且尾管有散热损失，可见
＜CF，因此F′＜F。亦即有尾管时推力比无尾管时小。
若喷管出口截面能够增大时，可以适当增大出口直径，以保持有尾管时推力与无尾管时相同。
在长尾喷管的结构设计中，必须注意以下三个问题。
（1）尾管的热防护。
由于尾管内有高温高速燃气流动，尾管的受热是相当严重的，壁温很高。而且，在尾管四周通常安置有控制系统部件，对尾管壁温往往有严格要求。因此，尾管必须有良好的热防护。通常采用喷管喉衬用的耐烧蚀材料，例如高硅氧布/酚醛、碳纤维/酚醛等增强塑料作尾管的内衬。对于马赫数低的尾管（Ma≤0.2）也可采用燃烧室的内绝热层材料，如丁腈橡胶/石棉和丁苯橡胶/二氧化硅等消融材料作尾管内衬。
（2）燃气颗粒在喷管内的沉积。
在亚音速尾管采用含金属推进剂的发动机中，燃气有相当多的凝固相，如氧化铝液滴等，它们在尾管内高速流动，当与冷管壁（工作初期）相碰撞时，即能沉积在喷管的收敛段表面上，并引起喉部直径减小。随着工作时间延续，沉积速率减慢，并有被烧蚀或沉积物突然脱落的可能，从而会引起燃烧室压强的波动。合理地设计喷管收敛段形状或尾管带有适当的锥度，会减小这种沉积现象。
（3）尾管的偏摆。
如果长尾管轴线与发动机轴线产生偏斜或不同轴，则引起推力偏心。显然，尾管偏斜越严重，引起的推力偏心也越严重。因此，尾管与燃烧室的连接结构要合理，必须有连接定位面，尾管应有一定的刚度，同时在装配中必须保证与燃烧室轴线的偏差在设计要求范围之内。
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2023-08-02
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2023-08-02
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2023-08-02
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