刘佳文, 王兴平, 王 龙

(1 63961部队，北京 100000； 2 西安现代控制技术研究所，西安 710065)

0 引言

目前，单兵无控火箭主要将提高炮口初速及增加续航发动机作为提高弹体最大速度来减小风偏和提高有效射程的手段。某型火箭弹上，续航发动机采用了一种独特的结构布局如图1所示。该发动机采用续航发动机与发射发动机串联方式，使其结构紧凑，以满足火箭弹对续航发动机的空间约束和续航能量的要求。在该种续航发动机的设计过程中，如何周全考虑续航发动机本身与外部结构布局，使之适用于不同海拔环境将成为不可逾越的关键性问题。

图1 续航发动机示意图

1 问题现象及分析

1.1 问题描述

某次高海拔地区试验中，在发射发动机及续航发动机正常工作的情况下，多发弹速度较之于正常状态速度显著偏小，造成脱靶。不同海拔条件下，速度-时间曲线对比如图2所示。

图2 不同海拔条件下速度-时间曲线

高海拔条件速度较低的主要原因在于续航发动机推力不足，即总冲利用率不高。通常，高海拔条件下，由于空气密度小、气压低，导弹所受空气阻力小，其速度应较之于海平面条件下有所提高。但由于发射发动机和续航发动机采用串联式布局结构，在海拔5 000 m条件下，其外界气压较之于海平面下降幅度较大，发射发动机的壳体及喷管处流场环境对续航发动机推力可能会有较大影响。

1.2 问题理论分析

令喷口静压为Pe，大气压为Pa。固体火箭发动机燃气流场随着二者比值的变化而变化。……