影响固体火箭发动机推力偏心特性的误差源研究

第22卷第4期南　京　理　工　大　学　学　报Vol.22No.4 1998年8月Journal of N anjing University of Science and Technology Aug.1998

影响固体火箭发动机推力偏心特性的

误差源研究

周长省　许宝庆①　王政时　丘光申

(南京理工大学机械学院,南京210094)

(①　江北机械厂,蚌埠233010)

摘要　为了找出产生火箭发动机推力偏心的主要误差源,利用六分力推力偏心测

试系统对装药初温、喷喉误差、喷管内型面缺陷等影响推力偏心的情况进行了试验

研究。研究结果表明:装药初温、喷喉形状及尺寸误差、多喷管安装误差、喷管内型

面缺陷等都对推力偏心有较大影响。获得了对固体火箭发动机设计与制造非常有

参考价值的试验结果。

关键词　固体推进剂,火箭发动机,推力偏心,测试技术,数据分析

分类号　E924.93

大量的火箭弹散布理论分析与试验研究充分证明了固体火箭发动机推力偏心是产生火箭弹散布的重要因素。为了减小散布,必须减少推力偏心。形成火箭发动机推力偏心的因素很多,推力偏心大小不但与发动机结构、喷管内型面形状、尺寸有关,而且与喷管的制造、安装误差,工作过程中喷管形状、尺寸的变化等因素有关[1]。对于喷管内型面形状、尺寸等参数影响燃气的非对称流动从而产生推力偏心的研究,在理论及试验方面都进行了很多,而且取得了卓有成效的研究结果。关于喷管制造、安装误差,形状、尺寸的变化等因素引起推力偏心的研究,以前进行的不多。为了尽可能地减小推力偏心值,有效地提高无控火箭的密集度指标,必须从多方面开展减小推力偏心的技术研究[2]。

1　推力偏心测试原理及数据处理方法

喷管内型面形状、尺寸对推力偏心的影响状况可以通过数值计算,再辅以少量的推力偏心试验而获得。但喷管的制造、安装误差,发动机工作过程中喷管形状、尺寸的变化等因素产生的推力偏心,很难由理论数值计算获得可靠的结果,只有通过一定数量的六分力推力偏心试验,才能掌握各因素的影响规律。

本文于1998年2月25日收到

*　国防科技预研行业基金项目

周长省　男　41岁　副教授

图1　六分力试验台力学模型Fig 1　Mechanics model of six-com po nent th rust test base

火箭发动机推力偏心参数的测试一般在六分力

试验台上进行,六分力试验台的力学模型如图1。通过

传感器、测试仪器及计算机数据采集和处理系统,可

以获得发动机工作过程中所产生的6个分力F 1～F 6。

在已知实验台架和发动机结构参数的情况下,通过力

的合成和数学推导,可以得到角推力偏心V 和线推力

偏心Δ的计算公式[3]:角推力偏心V 的计算公式为

V =arcta n (F 1+F 2+F 4)2+(F 3+F 5)2

F 6

;线推力偏心Δ的计算式Δ=

Δ2x +Δ2y 。式中,Δx =((F 1+F 2) (l +z c )+F 4z c )/F 6,Δy =-

F 3(l +Z c )+F 5Z c F 6

。其中Z c 为火箭弹质心c 与直角坐标原点O 之间的距

离。l 为侧分力F 3和F 5之间的距离,Δ和V 的意义如图2所示

。图2　推力偏心参数示意图

Fig .2　Scheme of thrust misalig nment pa ram eters 根据试验测得的1组n 发火箭的推力偏心参数,可以由下式求得它们的统计值。推力偏

心距的数学期望:Δ-=1n ∑n i =1Δi 。推力偏心距的中间偏差:E Δ=0.67451n -1∑n

i =1(Δi -Δ-)2。2　推力偏心影响因素的试验研究与分析

2.1　固体推进剂装药初温对推力偏心的影响

一些制式火箭的密集度试验表明,在环境温度较低时,一般密集度较差。为了找出低温下密集度差的原因,对不同装药初温的火箭发动机进行了推力偏心测试,其推力偏心值的数据处理结果见表1。

由表1中数据可见,装药初温为-35℃的推力偏心距的中间偏差明显大于+20℃时的值。这或许是导致低温下火箭弹密集度较差的主要原因。

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表1　不同装药初温下的推偏值

Table 1

　Thrust misalig nm ent values under the initial tempera ture of different cha rg e 装药初温/℃

测试发数E Δx /cm E Δy /cm +20

50.1570.167-35110.5190.420

2.2　喷管喉部形状、尺寸变化对推力偏心的影响

对使用复合推进剂的固体火箭发动机来说,如果喷喉材料选择不合适,工作过程中喷喉材料将会被烧蚀,从而导致喷喉尺寸或形状发生变化。为了检验喉部变化对推力偏心的影响,利用某火箭发动机,采用不同形状的喷喉进行了推力偏心测试,其测试结果见表2。

表2　喉部变化对推偏值的影响

Table 2　The effect o f no zzle throa t chang e on thrust misalig nment v alues

喷喉变化

测试发数E Δx /cm E Δy /cm 不显著

360.1330.131显　著180.2830.185

由表2中数据可见,喷喉形状、尺寸变化显著的一组发动机其推力偏心中间偏差大于变化不显著的一组。为了确保火箭发动机在工作过程中有较小的推力偏心,喷喉部分应采用耐烧蚀耐冲刷材料制造。

2.3　多喷管安装或加工误差对推力偏心的影响

为了满足总体结构要求,反坦克火箭增程弹一般都采用多喷管结构,涡轮式火箭弹和少量尾翼式野战火箭弹也采用多喷管结构。为了检验各小喷管的加工或装配误差对推力偏心的影响,利用某反坦克火箭增程弹发动机进行了推力偏心试验,其试验结果见表3。

表3　多喷管加工或安装误差对推偏值的影响

Table 3

　The effect of the installa tio n o r m anufacture o f m ulti -no zzle o n th rust misalig nm ent values

安装误差

测试发数E Δx /cm E Δy /cm 误差小

110.1520.165误差大100.2970.329

由表3中数据可见,多喷管加工或安装误差大的一组,其E Δx 和E Δy 的值明显大于误差小的一组。因此,为了尽可能减少推力偏心值,在采用多喷管的火箭发动机设计及生产过程中,应尽量减少各小喷管的加工及装配误差。

2.4　喷管内型面缺陷对推力偏心的影响

有些发动机喷管是由多个零件组合而成的,这种组合喷管内型面上往往存在接缝。当发动机采用复合推进剂时,工作过程中受高速两相气流的作用,接缝会逐渐增大,从而导致燃气流场被干扰,形成不对称流动并产生推力偏心。为了掌握不同部位的内型面缺陷对推力偏心的影响情况,在喷管内收敛段和扩张段分别加工出圆周缺陷后,进行了推力偏心测试,其测试结果见表4。

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