固体火箭发动机燃烧室压强及喷管扩张比优化设计  

Design optimization of chamber pressure and nozzle area expansion ratio of solid rocket motors

作　　者：何景轩[1] 甘晓松[1] 乐发仁[1] 余贞勇[1] 

机构地区：[1]中国航天科技集团公司四院设计部,西安710025

出　　处：《固体火箭技术》2003年第4期12-13,共2页Journal of Solid Rocket Technology

摘　　要：以固体火箭发动机冲质比为目标函数,采用复合形法优化技术,对在一定高度范围内工作的纤维缠绕壳体固体发动机的燃烧室平均压强和喷管扩张比进行了优化计算。该方法特别对第一级工作的发动机总体方案优化的初步设计具有重要的参考价值。By setting the ratio of total impulse to loaded weight as the objective function, the chamber average pressure and nozzle area expansion ratio of solid rocket motors, which works in certain altitude range, are optimized with a complex optimizing technology. The method is useful in preliminary system concept optimization design of the first stage solid rocket motors.

关 键 词：固体推进剂火箭发动机 燃烧室 工作压强 喷管 扩张比 优化设计 

分 类 号：V435[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]