1  绪论

1.1  研究的背景及意义

作战反应迅速、发射准备周期短、可靠性高等要求是导弹和火箭武器追求的目标[1]。固体火箭发动机具有结构简单，推进剂密度大，燃料可以长期储存，发射前不用临时加注的优点；相比较液体火箭发动机，固体火箭发动机作为导弹的动力装置大大提高了武器系统的安全性和机动性[2]。因此，固体火箭发动机成为导弹和火箭武器动力装置的首选。lf0022

为了满足导弹和火箭武器的作战技术指标，对固体火箭发动机的推力-时间曲线有严格的要求。采用单推力的导弹，其飞行可用过载不够，不能对付高机动速度的空中目标。并且，发动机工作结束以后，导弹飞行速度急剧下降，速度曲线变化强烈。而双推力发动机刚好弥补了单推力发动机的缺陷，使用双推力发动机的导弹飞行速度变化平稳，初速度小，末速度大。这就解决了导弹在高近界可用过载不足的问题，使得远界可用过载能力有明显提高，近界可用过载也能满足要求，因而双推力发动机在一些战术导弹上得到了很好的应用[3]。所谓双推力，是指在工作过程中按预定要求实现两级推力状态。其特点是第一级（助推级）工作压力较高，推力较大，但工作时间短；第二级（续航级）工作压力小，推力较小，工作时间长[4]。双推力可由具有两种不同药柱形状的单一推进剂或者两种不同燃速的推进剂药柱等方式实现。

小型防空导弹常采用大长径比单室双推固体火箭发动机[5]。在导弹起飞阶段，双推力发动机助推级提供强大推力。在助推段工作结束后，续航段继续工作起到保速作用，使导弹飞行速度变化平稳，末速较大，对付高机动和大速度的空中目标较单推力发动机有明显优势[3]。因此，研究单室双推力固体火箭发动机有重要意义。

1.2  国内外本课题研究现状

单室双推力固体火箭发动机的概念是上世纪50年代末由国外学者提出来的，至今世界各国至少已研究成功大约30余种，并应用到各种战术导弹上。由于单室双推有显著优点，因此越来越得到人们的重视，不但在地空导弹上得到广泛应用，在空地、反坦克导弹乃至地地战术导弹上，其应用也不乏其例。并且随着推进剂、装药工艺、发动机热防护技术等条件的成熟，单室双推力发动机将在战术导弹上尤其是面空导弹中的应用更加广泛。目前为止，已装备在面空导弹上的单室双推力发动机大约有13种（如SA-1、SA-8、“尾刺”、“长剑”、“罗兰特”等），应用在空空导弹上的大约有优尔种（“超猎鹰”、AIM-44E/F、R530等）。我国已经投入使用的具有代表性的单室双推力发动机为6FG-7[3]。

国外学者对单室双推力固体火箭发动机进行了详尽的研究,印度的V.R.Sanal Kumar教授[6]等人对双推力发动机中边界层效应对发动机内流流动壅塞的影响方面进行了深入研究，如：运用二文k-ω湍流模型，对双推力发动机在启动瞬间喉部过渡区域形成的流动壅塞进行了详细地参数化研究。该文给出的程序运用耦合的二阶隐式非定常方程来求解标准剪切流校正的k-ω湍流方程。文中数值模拟应用了可压缩的雷诺时均纳文—斯托克斯方程的完全隐式有限体积格式。结果显示，在亚声速入流情况下，导致双推力发动机出现流动壅塞的一种可能是由于过渡区域起始段的边界层位移厚度造成的流动横截面积减小所形成的的流动喉部。据观察，双推力发动机的上游区域面积增大55%，则在过渡区域其堵塞因素会减少25%。为此，可以消除发动机内流流动壅塞以及发动机喷管喉部早期的流动壅塞。如果上游通气面积的等效直径相比发动机长度很小，则通道任意一边发展的边界层都可能重合，从而导致流动壅塞；另一方面，如果发展的边界层距离足够大，则不会发生流动壅塞。对于壅塞情况，面积堵塞因素在重要性上要比非壅塞情况重要。该文中还对至今很多都没研究的情况作了确凿的探索和研究，如双推力发动机中的边界层堵塞和燃烧室内流流动壅塞等情况。