1  引言

1。1 研究背景和意义

1。1。1 燃气流量可控的固体火箭冲压发动机的研究意义

固体火箭冲压发动机是一种组合冲压发动机，主要包含燃气发生器、进气道、流量调节系统、助推补燃室等部件，兼有火箭发动机和冲压发动机的优点[1]。超声速空气冲进入进气道，进气道相当于把火箭发动机的喷管倒过来用，因此，超音速气体经过进气道增压减速后进入补燃室，在补燃室与燃气发生器燃料混合气，燃烧，从冲压发动机喷管喷出的高温高压气体，从而产生推力。空燃比是冲压发动机的一个重要参数，即空气和富燃气体的掺杂比，如果空燃比不是在设计的工作状态，那么冲压发动机的工作性能会下降，甚至熄火。在飞行过程中，由于固冲发动机的存在，导弹绝大部分的时间都处于有动力状态，这就提高了导弹的机动性，同时也增加了导弹的射程[2]。论文网

固体火箭冲压发动机的推进剂在燃气发生器中只释放一小部分能量，而绝大部分的能量是在富燃燃气和空气充分混合后在补燃室中燃烧而释放出来的，飞行马赫数、飞行高度和速度等因素在发动机工作过程中都是不断变化的，这些都是影响进气道进气量的因素，因此也会影响空燃比。飞行马赫数、飞行高度和速度等因素在飞行过程中时刻变化，不易控制，为了使固冲发动机一直工作在设计空燃比附近，可行的一种方法就是时刻改变由燃气发生器进入补燃室的燃气量，使其和时刻变化的空气量混合满足设计空燃比，这样固冲发动机才能处在最佳工作状态。因此，调节进入补燃室的燃气量使固体火箭冲压发动机工作在设计空燃比左右。

1。1。2 燃气流量调节方案的研究

在发动机的研究中，改变流量装置是非常重要的，通常采用流量控制装置来调节气体发生器的流量，改变喉部面积，虽然之前也有非壅塞喷管的自适应调节方案，但由于其调节范围有限，也就限制了其发展。变喉面的调节方案是使固冲发动机在不同的飞行马赫数、飞行高度和速度等条件下工作在设计空燃比附近。流量调节方法是通过调节装置改变气体发生器喷管喉部面积，从而改变气体发生器中的压力，由 可知，燃速即可改变。

由文献[4]可知，当燃气发生器喷管出口的压强远远小于外部反压时，激波移动到喉部后消失，喷管内的压强受反压控制，此为燃气发生器工作在非壅塞状况。在非壅塞喷管的自适应调节方案中，燃气发生器的压强 和补燃室的压强 存在关系 ，此中 是总压损失系数为常数。燃气发生器的喷管是工作在非壅塞状态，剂即此时的喉部处的音速小于1，此时补燃室的压强控制着燃气发生器的压强。这种方案调节能力有限，如前文所述，这也就限制了其发展。

 变喉面的方案有多种，其中具有代表性的是滑盘式和栓式流量调节技术[6]。

图1。1 变喉面调节方式

 针栓技术的思想是类似于用截止阀控制气流流动，其中流动通道的横截面面积是由阀头移动而控制的。在针栓阀结构中，产生燃气的喷管喉部面积由锥形阀头以机械方法运动来调节，阀头被称为针栓。阀头插入或从喉部移远，使得该环形喉部面减少或增加。因为飞行前提发生改变而导致由进气道进入补燃室的空气流发生变化时，那么由燃烧室进入补燃室的富燃燃气量也应该发生变化，当空气量变多时，须要进入补燃室的燃气量变多，通过电机系统使阀头向喉部前移。反之，使阀头后移，就能实现进入补燃室的燃气量减小。

滑盘式燃气流量调节装置的工作原理也是改变喷管喉部面积，和针栓式不一样的地方在于其改变喉部面积的方式不一样。滑盘式是在燃气发生器喉部放置一个与喷管大小相同的环形滑盘，当需要改变由燃气发生器进入补燃室的富燃燃气流量时，通过控制系统使滑盘相对喉部摆动，从而覆盖或展开喉部的部分面积，从而改变喉部的有效面积，当滑盘按照一定规律摆动时，燃气发生器的喉部面积也会按照相应的规律变化，从而达到控制燃烧室压强的目的[3]。