● 摘要
固体火箭发动机采用摆动喷管，在发动机工作主动段可提供较高侧向过载，从而提高导弹机动能力，同时相应减小推力损失。结构简单、成本低、生产周期短的冷球窝喷管是中小型固体火箭发动机推力向量控制系统的首选。本文以固体火箭发动机冷球窝喷管为研究对象，开展了固体火箭发动机冷球窝喷管方案设计、性能分析和试验研究。根据未来地空导弹对发动机的技术指标要求，开展了冷球窝喷管气动型面设计和结构设计，应用已有数字化设计平台，建立了冷球窝喷管三维数字化设计模型；研究提出了固体火箭发动机冷球窝喷管摩擦力矩和摆动力矩计算方法，讨论了主要影响因素，对两种粘接状态冷球窝喷管摩擦力矩进行了对比分析，就冷球窝喷管接触角参数选择进行了研究讨论，得到冷球窝喷管不同粘接状态和不同接触角情况下的摩擦力矩计算结果，同时计算得到冷球窝喷管效率和推力系数；提出了可用于工程计算的冷球窝喷管简化摆动力矩计算方法，对两种冷球窝喷管摆动力矩计算方法进行了对比分析。为减小冷球窝喷管摩擦力矩，开展了冷球窝喷管固体润滑层材料设计及性能改进研究。为验证计算结果的合理性，本文开展了冷球窝喷管摆动试验研究，给出了试验原理和试验方法，完成了冷球窝喷管摆动试验，给出了不同压强、频率下的摆动力矩试验结果。理论分析和试验研究表明，本文确定的冷球窝喷管方案合理可行，设计参数合理，三维数字化设计效率高，摩擦力矩和摆动力矩计算结果满足设计技术指标要求，简化摆动力矩计算公式和计算结果合理，适于工程应用。冷球窝喷管固体润滑层性能改进措施有效，冷球窝喷管试验方案可行，实验结果与计算结果吻合较好。本文研究结果对固体火箭发动机冷球窝喷管设计与试验具有重要应用价值，将加速我国冷球窝喷管研制进展。