固體火箭技術
第３５卷第１期
一種新型可調喉徑噴管的結構設計與分析①劉斌
４７１００９）
（中國空空飛彈研究院推進系統研究所，洛陽
摘要：針對單室雙推和雙脈衝固體火箭發動機，提出了一種可調喉徑的噴管喉襯設計方案，即在喉襯本體結構中設定
運動部件，部件的結構尺寸和移動距離與初始喉徑和終點喉徑相適應，同時對該結構的潤滑和密封展開了研究。基於ａｎ—
ｓｙｓ**軟體，對該結構的主要部件在高速燃氣衝擊下的強度進行了模擬。分析結果表明，該設計方案可行，可為固體火箭發動機的研發提供參考。
關鍵詞：固體火箭發動機；噴管；可調喉徑；潤滑和密封；強度模擬中圖分類號：ｖ４３５
文獻標識碼：ａ
文章編號
ｌｉｕ ｂｉｎ
０ 引言
初始最大的喉部面積（初始喉徑），減小到乙個固定尺
推力可控技術是固體火箭發動機研究的重要領寸的喉部面積（終點喉徑）。
本文根據噴管喉徑最簡單的兩級可調原理，設計域。從２０世紀６０年代起，國內外在可控推力固體火箭發動機的研究方面取得了大量成果，從裝藥設計和
了一種使部件沿喉襯本體徑向運動的結構，使噴管喉
使發動機具有「等推力」的特性。噴管結構設計方面得出了多種控制方案，如調節噴管部面積由大變小，喉部面積、控制固體推進劑質量燃速、加質發動機、膠狀推進劑等¨ 。
戰術飛彈特別是空空飛彈和亞音速反坦克飛彈，
１ 結構方案
本文僅對可調喉徑噴管的主要運動結構進行建模與分析。喉襯本體結構如圖１所示。
喉襯本體沿周向均勻開有６個方形孔，其中３個
大多採用單室雙推或脈衝發動機形式，要求發動機助推階段或第一脈衝階段推力大，才能滿足離軌和達到
最大速度的要求。在巡航階段或第二脈衝階段，為了帶有台階。初始喉徑和終點喉徑可根據發動機效能計
此處分別按 ２７ ｍｍ和西１２ ｉｎｎ來設計。喉襯適應低阻力飛彈外形，要求具有較小推力，但會使推進算得到，劑能量得不到發揮，採用固定喉徑噴管的發動機，此時本體的內孔直徑，即為初始直徑。矩形通道１和矩形
顯示了不足。為了繼續保持一定的高推力，需減通道２沿周向各均布３個，兩者交替排列，其中通道１
小喉部面積來增大燃燒室壓強，以提高發動機的推是帶台階的方形通孔。圖２表示在安裝其他運動部件
力＿４ｊ。根據目前單室雙推和雙脈衝發動機的裝藥特之後的初始喉徑位置。點，喉徑只需在兩個狀態下可調（即兩級推力），即從
①收稿日期修回日期
作者簡介：劉斌（１９８２一），男，碩士，從事固體火箭發動機噴管設計與研究
一５３—
固體火箭技術第３５卷
法，推動保持體１組的其他部件，使分離體１組中的部
件沿徑向移動，直至被燃氣吹離噴管。當保持體１組
喉襯本體
圖１喉襯本體結構剖檢視
圖２初始喉徑位置
４種共計１２個運動部件按一定裝配順序安裝在
矩形通道１和２中。其中，部件１～３為分離體１組；部件４～６為分離體２組；部件７～９為保持體１組；部件１０～１２為保持體２組。分離體１組各部件內側圓弧半徑與發動機初始喉徑大小相同保持體２組各部件內側圓弧半徑與發動機終點喉徑大小相同（ｒ＝６ ｍｍ）。
靠近喉徑處的各部件內側面，構成噴管喉部內孑ｌ的燃氣通道。在保持體外部，都有使保
持體進行沿徑向移動的驅動和控制機構（圖中未畫
出）。２結構工作原理
以雙脈衝固體火箭發動機為例，說明本體結構的１［作原理。分離體組和保持體組各部件按圖２位置裝配到位。發動機點火工作，當第一脈衝工作離結束剩餘１ｓ左右時（假定此時飛彈已遠離載機），驅動機構推動保持體１組的任何乙個部件（如圖３所示，箭頭表示移動方向），開始沿軸向移動，直至其死點位置（即通道台階處）。
此時，在高速燃氣作用下，通過矽橡膠粘接在保持體上的分離體１組的部件３，被瞬間吹離出噴管內。
在小於０．２ ｓ的時間間隔內，驅動機構再按上述方一
５４一的３個部件均到達死點位置時，其狀態如圖４所示。
圖３保持體１組部件徑向移動示意圖
圖４保持體１組至終點位置
驅動機構開始推動保持體１組部件的時間，應保證在飛彈發射後遠離載機的安全距離之外，以避免丟擲物傷及載機。
完成上述動作後，驅動機構再同時推動保持體２組中的３個部件１０、１１和ｌ２沿徑向移動，如圖５所示（箭頭表示移動方向）。
圖５保持體２組沿徑向移動
此時，分離體２組中的３個部件（部件４～６）已完
全暴露在燃氣中，在高速燃氣作用下，被迅速吹離噴
２０１２年２月劉斌：一種新型可調喉徑噴管的結構設計與分析第１期
管。保持體２組部件繼續沿徑向移動一段距離後（控制系統根據結構尺寸而設定），３個內側圓弧構成乙個
一不動。當發動機點火後，六角凸塊會被高速燃氣吹離噴管。
整圓，半徑即為終點喉徑大小，如圖６所示。這樣在第３．２喉襯本體脈衝結束時，整個結構已到達終點喉徑的位置。第
喉襯本體是各運動部件的支撐體，又承受很大的壓力載荷和溫度載荷。因此，要求喉襯材料具有較好的熱物理效能及機械效能，同時還要具有較高的抗燒蝕效能。可採用直拉無緯碳布針刺氈增強的ｃ／ｃ複合材料做成圓柱形的毛坯 ，然後採用機械加工形成二脈衝點火後，發動機便在新的喉徑下工作。
圖６終點喉徑位置
３結構的選材
近幾年發展起來並大量用於火箭發動機的ｃ／ｃ
複合材料，在高溫下具有很好的抗燒蝕能力和較高的強度 ；用於噴管的鎢滲銅喉襯結構能經受長達６０ ｓ
工作時間的考核，且試驗結果喉襯完好 。因此，可考慮應用在本體結構上。３．１運動部件
分離體１組和２組部件在燃氣作用下會拋離噴僻
因此，材料可選用密度較小而耐燒蝕的石墨或ｃ／ｃ材料。
保持體１組和２組部件既要承受發動機工作時的
壓力，在最終喉徑形成後，還要承受發動機高溫高速燃氣的沖刷和燒蝕。因此，要求具有一定的高溫強度和抗燒蝕效能。鎢滲銅材料是由高熔點、高強度的鎢骨架熔滲金屬銅所得到的互不相溶性粉末冶金材料，它綜合了鎢與銅二者的優點，具備良好的抗高溫、耐燒蝕及高強度、高硬度等效能。
隨鎢骨架密度的提高，材料的高溫強度相應提高 。因此，可選用鎢滲銅作為保持體１組和２組運動部件的材料。發動機在運輸和掛飛過程中要承受一定的振動及衝擊載荷。
通過矽橡膠粘接的分離體和保持體，有可能在振動／衝擊載荷作用下發生鬆動，出現分離體在非
工況下脫離保持體的情況，使喉徑截面位置發生變形。
基於此，在進行結構部件裝配前，在喉徑初始位置處（圖２），可用硬質泡沫材料製成的六角凸塊，安裝在初始喉徑通道上，如圖７所示。
在其外圓弧面塗以矽橡膠，再將分離體粘接在上面。這樣分離體就可在振動衝擊環境下，保持原位置
運動部件的移動通道。
圖７六角凸塊安裝支撐示意圖
４結構的密封與潤滑
本文設計的可調喉徑結構方案重點之處在於結構的密封與潤滑。高溫高壓結構下的潤滑和密封材料對
各部件快速準確的運動具有重要影響ｉ
。一般潤滑油脂在高溫環境下易蒸發。因此，高溫固體潤滑和密封
材料對此結構具有重要意義 ｊ。
鎳基高溫自潤滑合金是最常用的基材，其在
５００￣
（２以上仍具有優良的力學效能。鎳表面容易被氧化形成具有較好可塑性和附著性的ｎｉ
ｏ，而ｎｉｏ本身也是一種高溫固體潤滑劑。同時，在鎳基合金中加入
石墨粉和銀潤滑相，還可研製出摩擦係數低、耐磨性高
且對偶件磨損小的高溫自潤滑複合材料。為了彌補固體潤滑材料填充能力和流動能力的不足，可將固體潤滑顆粒與苯醚撐矽靜密封不硫化膩子均勻混合，再塗
抹於運動部件的與通道相接觸的表面上。這樣既可發揮固體材料潤滑減阻的作用，也可使不硫化膩子對高
溫燃氣起到密封和隔熱的效果，防止燃氣通過運動問隙進入喉襯本體引起噴管燒穿。
喉襯本體及其整個運動機構需在乙個完全封閉的
環境下工作，以避免密封失效；長尾噴管結構可為該裝
置提供密封所需空間。５運動部件強度模擬
當保持體１組和２組的所有部件運動到終點喉徑５５—
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