4.2.2  临界段

喷管喉部通常由两条曲率半径相等或不相等的圆弧在临界段处相切而成，上游圆弧r1会影响该区域内的声速分布；同时，上游圆弧r1直接影响到凝固相的沉积以及对喷管壁面的烧蚀。理论以及实验结果表明，增大r1会减小喷管型面的烧蚀和凝固相的沉积，因此常取上游圆弧半径。下游圆弧半径，倾向于减少下游圆弧半径。

大多数喷管在喉部处有一短圆柱段，常取。它可以提高加工精度，减少烧蚀，保证喉部形状及尺寸，减小几何偏心[32]。

4.2.3  扩张段

由气体动力学知识可知，燃气在喷管喉部处达到临界状态，如果燃气下游通道面积增大，燃气将会膨胀加速。因此锥形喷管扩张段的主要几何参数是扩张半角以及扩张比ζe。

理论与实验结果表明，扩张比一定时，扩张半角 α超过一定值时，燃气不能完全充满扩张段，会在靠近壁面附近形成一个回流区，引起扩张损失，但是由于燃气脱离壁面，所以摩擦损失和散热损失将减小。相反，扩张半角 α小时，燃气的扩张损失将会减小，但是喷管扩张段的长度将会增大，导致其结构重量增加[32]。扩张损失系数。当时，损失不超过3%，一般取。

4.2.4  喷管的热防护设计

喷管热防护的目的，一是在工作过程中保持喷管的型面，特别是喷管的喉部尺寸；二是降低喷管壳体的受热，以保持它有足够的强度和刚度[29]。

（1）喷管的热交换和热防护。对喷管的工作情况进行分析得出，喷管喉部受热最严重，温度最高。为保持喉部尺寸，需用既耐高温又耐烧蚀的材料制造。喉部上下游、收敛段下游和扩张段上游受热较严重，有较高的温度，且有高速气流冲刷，造成严重的烧蚀。为保持型面，需用耐烧蚀材料。

（2）喉衬材料。喉衬采用耐热性最好的材料制造。常用的有石墨、热解石墨、三文或多文碳/碳复合材料、钨渗铜和钨渗银等。

（3）耐烧蚀层材料。由于喷管喉部附近，燃气的流速高、单位截面积的质量流率大，使喷管喉部壁面受到的高温高速燃气的加热作用和冲刷效应十分严重，造成喉部的严重烧蚀，破坏喉部型面的完整性，因此要对这些作用面进行用耐烧蚀材料做热防护设计。耐烧蚀层材料一般有石墨布/酚醛、碳布/酚醛、高硅氧布/酚醛等。

（4）绝热层材料。绝热层可以采用增强塑料，如玻璃布/酚醛、石棉毡/酚醛等。但是要注意绝热层接缝的密封问题，常采用O形密封圈来密封。

（5）热防护层的厚度。热防护层的厚度等于烧蚀厚度、炭化层厚度、裕量之和。即

式中：，为烧蚀率；，为热流密度（），A、B、m经验常数；安全裕量。

4.2.5  喷管设计结果

根据喷管设计理论，结合内弹道计算性能参数，采用单喷管结构形式，计算得到喷管几何参数。

（1）收敛段：收敛半角α =33º；

（2）扩张段：扩张半角β =6º；

（3）喉部：喉部上游圆弧半径r1=15mm，喉部下游圆弧半径r2=20mm；过渡段Lt=18mm；采用多文碳/碳复合材料作为喉衬材料，碳布/酚醛作为耐烧蚀层材料。

（4）喷管其余部分采用石棉毡/酚醛作为绝热层材料。壳体材料采用超高强度钢40SiMnCrMoV制造。喷管总长为320.9mm~322.3mm。

喷管工程简图如图4.3所示，喷管的详细参数具体见附录Ⅰ。

图4.3  喷管工程图

4.3  强度校核

燃烧室是火箭发动机很重要的工作部件，根据受载情况进行了壳体的初步设计以后，需要在实际的工作情况下对壳体进行应力分析和强度校核，确定壳体的强度储备量；同时对壳体的可靠性做出评价[18]。 300 mm单室双推火箭发动机设计(11):http://www.youerw.com/jixie/lunwen_2488.html