【摘要】：火箭发动机是航天运输系统及空间飞行器推进与操纵控制的主要动力装置。而对于火箭发动机来说,其喷管(通常为拉瓦尔喷管)又是使火箭发动机产生推力的一个重要部件。在发动机装药一定的情况下,喷管的效率直接影响着发动机的性能与表现。特别在燃料资源日益缺乏的今天,提高火箭发动机喷管效率,对于各个国家的航天事业来说都有着相当重要的意义。本论文主要以法国火神号火箭发动机为基础,先运用gaseq软件对该火箭发动机的喷管的参数进行了计算,得到了火箭发动机喷管重要的设计参数。并且通过计算推力,在理论上提出了通过改变喷管喷口面积来提高的喷管效率的设计。然后在拉瓦尔喷管的设计方面,采用了不同的火箭喷管常用的设计方法。主要包括了近似一维流动设计法,锥形喷管设计法以及劳的钟形喷管设计法。然后在设计好的不同型面的喷管的基础上,通过运用Ansys软件,采用CFD方法对喷管流场进行计算模拟并分析对比了不同设计方法设计的喷管的优势与劣势。接着从锥形火箭喷管射流场的基础上分析了喷管后激波对喷管效率与推力的影响,从实验模拟的方面,为改变喷管喷口来提高喷口效率提供了依据。最后通过超音速发动机变型面尾喷管的设计思路,提出了改变喷管喷口面积的设计假设,分别以套筒式和开合花瓣式的设计方法来减小喷口面积以达到减小喷口后激波对于喷管效率的影响,最终也利用CFD方法对试探性设计进的喷管进行了射流场的模拟,并得到了比较满意的效果,证明了通过改变喷口面积来减小喷口后激波提高喷管效率的可行性。本文所采用的喷管设计方法与设计思路,可为研究喷管设计而提高喷管效率的研究者所借鉴和参考。
【学位授予单位】：中国民航大学
【学位授予年份】：2014
支持CAJ、PDF文件格式
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的前半部是由大变小向中间收缩至一个窄喉。窄喉之后又由小变大向外扩张至箭底。箭体中的气体受高压流入喷嘴的前半部，穿过窄喉后由后半部逸出。这一架构可使气流的速度因喷截面积的变化而变化，使气流从
到音速，直至加速至超音速。所以，人们把这种喇叭形喷管叫跨音速喷管。由于它是瑞典人
发明的，因此也称为"拉瓦尔喷管"。
分析一下拉瓦尔喷管的原理。
A1。在这一阶段，燃气运动遵循"流体在管中运动时，截面小处流速大，截面大处流速小"的原理，因此气流不断加速。当到达窄喉时，流速已经超过了
。而跨音速的流体在运动时却不再遵循"截面小处流速大，截面大处流速小"的原理，而是恰恰相反，截面越大，流速越快。在A2，燃气流的速度被进一步加速，为2-3公里/秒，相当于音速的7-8倍，这样就产生了巨大的推力。拉瓦尔喷管实际上起到了一个"流速增大器"的作用。其实，不仅仅是火箭发动机，导弹的
也是这样的喇叭形状的，所以拉瓦尔喷管在武器上有着非常广泛的应用。
作为推力室的一种重要组成部分，拉瓦尔喷管性能的好坏能够对装置的整体性能产生重大的影响。在火箭发动机中，其主要功能有两个:一是通过控制喷管喉部的面积实现对燃气流量的控制，确保燃气室内的燃气压强维持
在预定的压强;二是通过拉瓦尔喷管先收敛后扩张的几何结构使管内燃气流速发生从亚音速到声速的增加，高速燃气的喷出产生推力。而在导弹发动机中，通过拉瓦尔喷管能够实现推力大小和方向的调节与控制。拉瓦尔喷管中最为重要的结构，其尺寸对喷管性能影响较大。
在变截面一维定常流动中只考虑截面积变化这一种驱动势，忽略摩擦、传热、重力等其他驱动势，因此流动
是绝热无摩擦的，即等熵流动，变截面定常等熵流动模型如图所示。
变截面一维定常等熵流动的控制方程组为：
截面积变化对各流动特性的影响可概括为：一维定常等熵流动具有膨胀加速或压缩减速额流动特性。收敛管道中的亚声速流和扩张管道中的超声速流是膨胀加速的，沿管道流速不断增加，而压强、密度和温度不断减小；扩张管道中的亚声速流和收敛管道中的超声速流是压缩减速的，沿流道流速不断降低，而压强、密度和温度却不断增加。
收敛管道中的一维定常等熵流动流速只能连续变化到M=1，即达到临界状态，这是它的极限。在此之后，流速既不可能增大，也不可能减小，收敛管道中的这种现象称为流动壅塞。同样，超声速流也不可能通过收敛管道连续减速到亚声速流。
如果在临界截面之后使管道扩张，则当管道出口截面处的下游物理边界条件满足一定要求时，流动能够从声速流变为超声速流。这种先收敛后扩张的管道即为拉伐尔喷管。这种先收敛后扩张的管道形状是从初始亚声速流获得超声速流的必要条件，称为拉伐尔喷管的几何条件。
拉伐尔喷管为实现亚声速流向超声速流的连续变化，除几何条件外，必须对喷管出口截面下游的环境压强（外界反压）做出限制，即拉伐尔喷管的力学条件。
为了分析外界反压对拉伐尔喷管流动的影响，假设出口截面外的环境压强
保持不变，而喷管进口截面的滞止压强
变化时，喷管出口截面上的气体压强
的相对大小，气体在喷管中的流动状态分为以下三种情况。
气体在喷管中得到了完全膨胀，这就是喷管的最佳膨胀状态，又称为设计状态，如图所示。这种流动的主要
①喷管喉部达到了临界状态，出口流动为超声速，即Me>1；
②流体流出喷管后，既不膨胀，也不压缩，而是一平行射流；
③由于管内流动为超声速，当外界环境发生微小扰动时，扰动的传播速度（即声速）小于流动速度，扰动不能传进喷管内部，即喷管中的流动觉察不到外界反压的变化。
如果在最佳膨胀状态下提高喷管进口总压
。气体没有得到完全膨胀，其能量
未充分发挥，即气体热能没有最大限度地转变成定向流动动能。这种流动称为欠膨胀状态或膨胀不足状态，如图所示。欠膨胀状态流动主要特点是：
①喷管喉部达到了临界状态，出口仍为超声速M>1；
②气体在喷管外继续膨胀，直到压强等于
时为止，因此喷管出口处有一系列膨胀波；
③喷管外的压强扰动也不能逆向传入喷管。
如果在最佳膨胀状态下减小喷管进口总压
，则喷管出口的气体压强也将减小，即
。气体在喷管中作了过分的膨胀。这种流动称过膨胀状态。根据
小于ap的程度大小，气体在喷管中的流动状态又可分为下述四种情况。
喷管出口的气体流动为超声速。在喷管外气体由于受到反压的突然压缩而产生不连续的压强增加，形成激
，激波是附着在扩张段出口截面上的激波，如图所示。气体经过斜激波后，压强升高到ap。
随着压强差的增大，喷管外的斜激波逐渐向喷管口收拢，并最终在
一定值时演变成覆盖在喷管出口
截面上的正激波，如图所示。气体压强
经过正激波压缩后升高到
小很多时，正激波从喷管出口截面向喷管内部移动，喷管扩张段内的流动以正激波为分界线。激波后的流动就是扩张管道中的亚声速流动，流动的马赫数将逐渐减小，压强逐渐升高，并在喷管出口截面升高到。
，则正激波最终移动到喉部。此时正激波消失，流动不再壅塞，全部喷管内的流动均为亚声速流，气体的压强、流速和质量流率都为外界反压所控制。这种流动状态称为亚临界流动状态，喷管喉部达不到临界状态。
综上所述，若要在拉伐尔喷管出口截面获得超声速气流，喷管出口截面的气体压强必须达到或超过反压值，这一条件称为力学条件。
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