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摘要燃气流量调节式固体火箭冲压发动机的一项关键技术，燃气流量能否调节决定了固体火箭冲压发动机性能好坏及能否安全工作。随着对固体火箭冲压发动机性能要求的不断提高，燃气流量调节称谓国内国际研究的一个热点。本文围绕燃气流量可调的固体火箭冲压发动机的燃气流量调节开展了相关研究工作。
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首先，在介绍了现采用的变喉面、非壅塞喷管、固定流量等多种方案的调节原理的基础上, 说明了每一种调节方案的技术关键以及它们的优缺点。然后重点对壅塞式变喉面稳态调节过程进行分析。
其次，通过比较，选取了针阀型燃气流量调节阀，对结构进行了设计，并分析了该种燃气调节阀的调节特性，研究了弧形和锥形两种外型面的流量调节阀对调节过程的影响。
选取了燃气调节阀所用的热防护材料和密封材料。9368
研究表明，该燃气调节阀基本可满足要求，为进一步流量调节控制、试验打下了基础。
关键词 流量调节 流量调节阀 针阀 外形面 密封性
毕业设计说明书（论文）外文摘要
Title Structure Design of Flow Regulation device for ramjet Gas-Generator
Abstract
The control of gas generator is a key technology for ducted rockets. With the improved performance of ducted rockets, research on gas control of gas generator has been enhanced in recently years. The gas regulation and engine control for variable flow ducted rockets were investigated in the paper .
Firstly, based on analyzing the principles of four -rate modulation projects including varying throat area, unchoked nozzle, fixed flow, the advantages and disadvantages of each project are explained. Some theoretical foundations on selecting project are laid.
Secondly, the structure of pneumatic needle-type gas control valve was designed, and the regulating property of gas control valve was analyzed . Study of curved and tapered exterior surface of two kinds of flow regulating valve for regulating process influence.
Finally, the sealing material and thermal protection materials of gas control valve were selected.
Keywords flux control; flux control valve; needle valve; Contour surface; Sealing property
目 次
1绪论1
1.1 课题背景及研究意义 1
1.2 固体火箭冲压发动机研究现状 5
1.3 固体火箭冲压发动机流量调节研究现状 8
1.4 本文主要研究内容 11
2 壅塞式变喉面调节原理及稳态分析 12
3 流量调节机构设计 18
3.1 总体方案设计 18
3.2 结构设计 20
3.3 重要部件的强度校核 26
3.4 燃气调节阀材料选取 28
结论 31
致谢 32
参考文献33
图1 流量调节阀工作示意图 34
图2 流量调节阀装配图 35
图3 流量调节阀零件图 36
1 绪论
1.1 课题背景及研究意义
1.1.1 固体火箭冲压发动机是我国未来战术导弹的理想动力装置
先进雷达技术、预警飞机和预警侦查卫星所组成的立体预警系统以及反导系统的发展，使得战术导弹及其发射平台的生存能力和突防能力受到严重挑战。在未来战争中，各种类型的超声速、远射程、小体积、高性能的战术导弹是克敌制胜的重要武器。为了适应未来战争的发展，导弹推进系统的发展至关重要。在固体火箭发动机和冲压发动机技术基础之上发展起来的整体式固体火箭冲压发动机以其独特的性能品质称为该类导弹推进系统的理想选择[1]。
整体式固体火箭冲压发动机是一种组合式冲压发动机，兼有冲压发动机和火箭发动机的优点，比冲比固体火箭发动机高4-6倍，结构也比液体冲压发动机更为简单。该类发动机可以较大地提高导弹的平均飞行速度，为导弹超声速飞行提供续航推力以及加速、爬升所需的富裕推力，具有比冲高、体积小、重量轻、射程远、结构紧凑、工作可靠、成本较低、机动性强等优点，能够最大限度的满足新一代战术导弹对其动力装置的要求。整体式固体火箭冲压发动机已成为当今各国研制的新型推进装置，并已装备或即将装备在新一代战术导弹上。在上世纪60年代前苏联研制成功的SAM-6导弹，其推进装置首次采用了整体式固体火箭冲压发动机。SAM-6导弹在第四次中东战争中首次应用，在攻击以色列低空飞行的飞机中发挥了重要作用。在充分认识到整体式固体火箭冲压发动机对新一代战术导弹的重要性后，前苏联、美国、德国、法国、加拿大、南非等国家都竞相开展了整体式固体火箭冲压发动机及其相关技术的研究。我国在上世纪70年代开始了整体式固体火箭冲压发动机的研制工作，并在“十五”规划中，将整体式固体火箭冲压发动机列入优先发展的动力装置之一，经过多年的发展取得了一定的成果，但与国外的发展还有很大一段距离。