刘 斌

(中国空空导弹研究院推进系统研究所，洛阳 471009)

0 引言

推力可控技术是固体火箭发动机研究的重要领域。从20世纪60年代起，国内外在可控推力固体火箭发动机的研究方面取得了大量成果，从装药设计和喷管结构设计方面得出了多种控制方案，如调节喷管喉部面积、控制固体推进剂质量燃速、加质发动机、胶状推进剂等［1］。

战术导弹特别是空空导弹和亚音速反坦克导弹，大多采用单室双推或脉冲发动机形式，要求发动机助推阶段或第一脉冲阶段推力大，才能满足离轨和达到最大速度的要求。在巡航阶段或第二脉冲阶段，为了适应低阻力导弹外形，要求具有较小推力，但会使推进剂能量得不到发挥，采用固定喉径喷管的发动机，此时显示了不足［2－3］。为了继续保持一定的高推力，需减小喉部面积来增大燃烧室压强，以提高发动机的推力［4］。根据目前单室双推和双脉冲发动机的装药特点，喉径只需在两个状态下可调(即两级推力)，即从初始最大的喉部面积(初始喉径)，减小到一个固定尺寸的喉部面积(终点喉径)。

本文根据喷管喉径最简单的两级可调原理，设计了一种使部件沿喉衬本体径向运动的结构，使喷管喉部面积由大变小，使发动机具有“等推力”的特性。

1 结构方案

本文仅对可调喉径喷管的主要运动结构进行建模与分析。喉衬本体结构如图1所示。

喉衬本体沿周向均匀开有6个方形孔，其中3个带有台阶。初始喉径和终点喉径可根据发动机性能计算得到，此处分别按φ27 mm和φ12 mm来设计。……