孫得川+由旭

摘要：對從發(fā)動機引流外噴進行推力矢量控制的方案進行了內(nèi)流場計算與分析，比較了不同管徑和引流管道喉部面積對引流效果的影響，結(jié)果表明：發(fā)動機引流對于發(fā)動機內(nèi)流場的參數(shù)影響不大，燃燒室壓力和溫度變化不明顯；引流管道的喉部面積占總喉部面積的百分比是影響噴流效果的主要參數(shù)；引流流量占總流量的比例略小于引流通道喉部面積所占比例；引流形成的側(cè)向推力所占比例與引流流量所占比例相當(dāng)，均略小于引流通道喉部面積所占比例；引流造成主動量推力下降幅度明顯。

關(guān)鍵詞：固體火箭發(fā)動機；噴流；推力矢量；數(shù)值模擬

中圖分類號：V430 文獻標識碼：A 文章編號：1673-5048（2014）05-0028-04

0 引言

空空導(dǎo)彈在大機動飛行時，空氣動力舵面的控制效率小，無法滿足控制要求，就需要采用推力矢量或者彈體側(cè)向噴流產(chǎn)生（直接）側(cè)向力來進行輔助控制[1-2]。

對于空空導(dǎo)彈來說，常規(guī)動力裝置是固體火箭發(fā)動機，實現(xiàn)側(cè)向力的傳統(tǒng)方式是在噴管后部加裝燃氣舵或者繞流片來產(chǎn)生推力矢量。這種方式的缺點主要是：（1）響應(yīng)慢，燃氣舵或繞流片從接收控制信號到形成要求的控制力需要較長的時間；（2）燃氣舵或繞流片受到高溫兩相燃氣的沖刷和燒蝕，易出現(xiàn)故障；（3）主推力損失較大，側(cè)向力有限。而采用氣體二次噴流技術(shù)產(chǎn)生側(cè)向力，則有氣動響應(yīng)迅速，對主推力影響小等優(yōu)勢，提高了空空導(dǎo)彈快速反應(yīng)能力，是當(dāng)前各軍事強國都在積極研究發(fā)展的熱點[3]。

產(chǎn)生氣體二次噴流的方式有兩種：一種是設(shè)計專門的氣體發(fā)生器或者小發(fā)動機，一種是從發(fā)動機燃燒室引流。如果采用單獨設(shè)計的氣體發(fā)生器，其優(yōu)點是設(shè)計靈活，易于滿足側(cè)向力要求，但

是工作時間有限，且占據(jù)較大的空間，大大增加了附加質(zhì)量，這對于空空導(dǎo)彈是非常不利的。因此，從發(fā)動機燃燒室引流進行氣體二次噴射是設(shè)計師很關(guān)注的問題。

從發(fā)動機燃燒室引流并側(cè)向噴射，雖然會產(chǎn)生側(cè)向力，但是引流會對主推力等參數(shù)產(chǎn)生影響，因此本文針對空空導(dǎo)彈發(fā)動機引流二次噴射方式進行方案研究和數(shù)值模擬，可為二次噴流側(cè)向力系統(tǒng)設(shè)計提供參考依據(jù)。

摘要：對從發(fā)動機引流外噴進行推力矢量控制的方案進行了內(nèi)流場計算與分析，比較了不同管徑和引流管道喉部面積對引流效果的影響，結(jié)果表明：發(fā)動機引流對于發(fā)動機內(nèi)流場的參數(shù)影響不大，燃燒室壓力和溫度變化不明顯；引流管道的喉部面積占總喉部面積的百分比是影響噴流效果的主要參數(shù)；引流流量占總流量的比例略小于引流通道喉部面積所占比例；引流形成的側(cè)向推力所占比例與引流流量所占比例相當(dāng)，均略小于引流通道喉部面積所占比例；引流造成主動量推力下降幅度明顯。

關(guān)鍵詞：固體火箭發(fā)動機；噴流；推力矢量；數(shù)值模擬

中圖分類號：V430 文獻標識碼：A 文章編號：1673-5048（2014）05-0028-04

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空空導(dǎo)彈在大機動飛行時，空氣動力舵面的控制效率小，無法滿足控制要求，就需要采用推力矢量或者彈體側(cè)向噴流產(chǎn)生（直接）側(cè)向力來進行輔助控制[1-2]。

對于空空導(dǎo)彈來說，常規(guī)動力裝置是固體火箭發(fā)動機，實現(xiàn)側(cè)向力的傳統(tǒng)方式是在噴管后部加裝燃氣舵或者繞流片來產(chǎn)生推力矢量。這種方式的缺點主要是：（1）響應(yīng)慢，燃氣舵或繞流片從接收控制信號到形成要求的控制力需要較長的時間；（2）燃氣舵或繞流片受到高溫兩相燃氣的沖刷和燒蝕，易出現(xiàn)故障；（3）主推力損失較大，側(cè)向力有限。而采用氣體二次噴流技術(shù)產(chǎn)生側(cè)向力，則有氣動響應(yīng)迅速，對主推力影響小等優(yōu)勢，提高了空空導(dǎo)彈快速反應(yīng)能力，是當(dāng)前各軍事強國都在積極研究發(fā)展的熱點[3]。

產(chǎn)生氣體二次噴流的方式有兩種：一種是設(shè)計專門的氣體發(fā)生器或者小發(fā)動機，一種是從發(fā)動機燃燒室引流。如果采用單獨設(shè)計的氣體發(fā)生器，其優(yōu)點是設(shè)計靈活，易于滿足側(cè)向力要求，但

是工作時間有限，且占據(jù)較大的空間，大大增加了附加質(zhì)量，這對于空空導(dǎo)彈是非常不利的。因此，從發(fā)動機燃燒室引流進行氣體二次噴射是設(shè)計師很關(guān)注的問題。

從發(fā)動機燃燒室引流并側(cè)向噴射，雖然會產(chǎn)生側(cè)向力，但是引流會對主推力等參數(shù)產(chǎn)生影響，因此本文針對空空導(dǎo)彈發(fā)動機引流二次噴射方式進行方案研究和數(shù)值模擬，可為二次噴流側(cè)向力系統(tǒng)設(shè)計提供參考依據(jù)。

摘要：對從發(fā)動機引流外噴進行推力矢量控制的方案進行了內(nèi)流場計算與分析，比較了不同管徑和引流管道喉部面積對引流效果的影響，結(jié)果表明：發(fā)動機引流對于發(fā)動機內(nèi)流場的參數(shù)影響不大，燃燒室壓力和溫度變化不明顯；引流管道的喉部面積占總喉部面積的百分比是影響噴流效果的主要參數(shù)；引流流量占總流量的比例略小于引流通道喉部面積所占比例；引流形成的側(cè)向推力所占比例與引流流量所占比例相當(dāng)，均略小于引流通道喉部面積所占比例；引流造成主動量推力下降幅度明顯。

關(guān)鍵詞：固體火箭發(fā)動機；噴流；推力矢量；數(shù)值模擬

中圖分類號：V430 文獻標識碼：A 文章編號：1673-5048（2014）05-0028-04

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空空導(dǎo)彈在大機動飛行時，空氣動力舵面的控制效率小，無法滿足控制要求，就需要采用推力矢量或者彈體側(cè)向噴流產(chǎn)生（直接）側(cè)向力來進行輔助控制[1-2]。

對于空空導(dǎo)彈來說，常規(guī)動力裝置是固體火箭發(fā)動機，實現(xiàn)側(cè)向力的傳統(tǒng)方式是在噴管后部加裝燃氣舵或者繞流片來產(chǎn)生推力矢量。這種方式的缺點主要是：（1）響應(yīng)慢，燃氣舵或繞流片從接收控制信號到形成要求的控制力需要較長的時間；（2）燃氣舵或繞流片受到高溫兩相燃氣的沖刷和燒蝕，易出現(xiàn)故障；（3）主推力損失較大，側(cè)向力有限。而采用氣體二次噴流技術(shù)產(chǎn)生側(cè)向力，則有氣動響應(yīng)迅速，對主推力影響小等優(yōu)勢，提高了空空導(dǎo)彈快速反應(yīng)能力，是當(dāng)前各軍事強國都在積極研究發(fā)展的熱點[3]。

產(chǎn)生氣體二次噴流的方式有兩種：一種是設(shè)計專門的氣體發(fā)生器或者小發(fā)動機，一種是從發(fā)動機燃燒室引流。如果采用單獨設(shè)計的氣體發(fā)生器，其優(yōu)點是設(shè)計靈活，易于滿足側(cè)向力要求，但

是工作時間有限，且占據(jù)較大的空間，大大增加了附加質(zhì)量，這對于空空導(dǎo)彈是非常不利的。因此，從發(fā)動機燃燒室引流進行氣體二次噴射是設(shè)計師很關(guān)注的問題。

從發(fā)動機燃燒室引流并側(cè)向噴射，雖然會產(chǎn)生側(cè)向力，但是引流會對主推力等參數(shù)產(chǎn)生影響，因此本文針對空空導(dǎo)彈發(fā)動機引流二次噴射方式進行方案研究和數(shù)值模擬，可為二次噴流側(cè)向力系統(tǒng)設(shè)計提供參考依據(jù)。