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膨胀偏转喷管设计教程+实例计算
中文摘要
介绍了膨胀偏转喷管的设计方法
关键词
膨胀偏转喷管设计
引言
同塞式喷管一样，膨胀偏转喷管也是带中心体喷管的一种形式。在膨胀偏转喷管中，燃气沿径向离开喷管轴线，随后在喷管内壁面上膨胀。因为其中心体设计，从而能够实现其高度补偿的功能。
本文在塞式喷管设计的基础上介绍了膨胀偏转喷管曲线型面的设计方法，为爱好者提供了一个新的空间。
符号说明：
如图所示
ω:气流偏转角
α：马赫角
θ：马赫线（膨胀波）与轴线方向形成的角，即为∠B'AC'。
L：膨胀波长度，即为A'B长度。
Ma：马赫数
P：压力
ψ：马赫线与垂直于轴线方向的夹角
R：型面上一点到轴线的距离
A：面积
γ：比热比，一般取1.25即可。
注意Ra！！！
公式介绍
要注意的是，为确保气流方向与设定一致，最好像这样设计中心体。
（字错误喷）
实例计算
又到了喜闻乐见的实例计算时间
定义好计算推力150N室压7MPa，用我的塞式计算工具计算出来初步一些数据
如图所示
出口半径不用管
代入Excel模板
数据
建模，如下
因为这个是一开始打算写文章的时候就开始建了，有些问题没有考虑到，大家不喜勿喷，有条件可以加以改进，在这里深表歉意！
通气孔（大雾）是参考SWAT的环塞机的孔型建的，在实际工作中可能会有烧蚀问题，大家也可加以改进。
因为笔者在研究设计的时候建了很多很多的模型，遂决定都发出来（反正也不需要了，都是次稿），大家可以自己改进模型如下，里面有STP，IGS之类的，我还在里面放了个可供有限元模拟的东西，也记不清对应的是哪个模型了，总之打开看看吧2333
一个普普通通的压缩包↓
对于文章中出现的计算模板，这是我根据塞式喷管的计算模板改进而来，因为一些原因就不打算发给大家。新版的2.0计算工具我会在一天到一星期后写好发上来。
至于为啥用Excel？因为这（只）非（会）常（写）好（这）写（个），为了方便省事（懒写代码）就用这个了。
结语
因为学业，身体等问题，没能给大家一个完全的教程，为此感到抱歉！
另外，因为期末考试的原因，笔者只能偶尔上线写，光是这一篇，写，改，再改，停更，计算等等也花了不少时间。
总而言之，方便大家是最好的！
LS
2020年1月11日
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{{survey.description}}
{{survey.options[0].content}}
{{selectCount(survey.options[0])}}
{{index + 1}}. {{o.content}}
{{index+1}}-{{index_+1}}. {{a.content}}
得分：
{{optionsObj[o._id + '-' + a._id].score}}
未打分
（范围{{a.minScore}}到{{a.maxScore}}，精确到 0.01）
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总平均分：{{o.postScore?(o.postScore/(survey.postCount)).toFixed(2):0}}
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补充：
前面已经说过，由燃烧室出来的气流沿径向离开喷管轴线，在喷管内壁面的引导下偏转，并达到最终气压。这种喷管存在一定的内部斜激波损失，而且当喷管处于过度膨胀情况下，喷管内部可能出现负的推力分量，造成推力特性变坏。但是这种喷管长度要短一些，而且因中心塞的消极质量更小，比同等条件下的塞式喷管轻。因气流在喷管内部偏转，这种喷管在火箭飞行过程中受外部影响更小。所以总体来说这种喷管的性能和塞式喷管是差不多的。
但是像塞式喷管和膨胀偏转喷管这样的带中心体喷管也有一部分的缺点。首先，因其有环缝的设计，来自喷管内部的残渣（比方说高铝推进剂中的铝和硝糖推进剂的大量碳残渣）有可能堵住喷管口造成喷管推力不均匀，甚至造成发动机爆炸或者中心体喷出等严重后果。所以笔者不建议在使用这种喷管的发动机上采用凝相含量过高的推进剂（如硝糖推进剂或RNX推进剂等）。
对于高性能且凝相含量低的推进剂，笔者推荐使用无铝或低铝APCP推进剂或者748#RAP推进剂等AP系推进剂。因748#推进剂工艺性更好，且在小发动机上可以不进行除泡操作，所以请大家使用时优先选择748#推进剂。
对于两相流情况的喷管流动笔者在之后会更新。
引用
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LS
进士 学者 机友 笔友
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