公开(公告)号：CN117195388A

公开(公告)日：2023-12-08

申请号：CN202310957363.3

申请日：2023-08-01

Applicant: 西安航天动力研究所

Inventor： 刘亚洲 ,  高玉闪 ,  胡海峰 ,  李文龙 ,  任孝文 ,  张睿文 ,  李钰航

IPC: G06F30/15 ,  F02K9/97 ,  G06F30/20 ,  G06F113/08 ,  G06F113/14 ,  G06F119/14

Abstract: 本发明涉及火箭发动机喷管及其设计方法，具体涉及一种大面积比低空满流的火箭发动机喷管及其设计方法，解决了现有的喷管在低空膨胀状态下会产生流动分离现象，危及喷管结构、影响火箭入轨精度，或者在模态转换过程中的性能难以预测，使火箭飞行控制困难的技术问题。本发明提供的火箭发动机喷管设计方法，在最大推力喷管型面的基础上，采用控制压力型面设计方法，通过寻找控制压力型面起始点及控制压力型面起始线、控制壁面压力分布、设计壁面单元点及其右行特征线、截取基础喷管段型面来保证喷管出口的壁面压力不低于分离临界压力，使喷管在低空状态下也处于满流状态，避免出现模态转换过程，从而保证喷管在获得高性能的同时，兼具较高的可靠性。