【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于变推力发动机喷管型面领域，尤其涉及一种抑制推力过冲的变推力发动机喷管型面的设计方法。
技术介绍
1、固体火箭发动机是在导弹、火箭中广泛应用的动力系统，喉栓式变推力发动机是具备能量管理能力的先进固体动力，有助于导弹机动性能和作战能力的提升。喉栓型面设计关系发动机内弹道性能，同时制约着控制精度的提升，是喉栓式发动机设计的难点和关键问题。
2、目前国内外的研究均针对特定喉栓型面展开，以简单几何构型的喉栓调节特性和性能研究为主，例如锥形、椭球形、分段圆锥形等，无法实现根据使用需求，如特定推力调节规律或抑制推力动态过冲进行喉栓型面的设计。
技术实现思路
1、本专利技术的目的是提供一种抑制推力过冲的变推力发动机喷管型面的设计方法，以解决无法根据使用实际推力过冲抑制需求设计喉栓型面的问题。
2、本专利技术采用以下技术方案：一种抑制推力过冲的变推力发动机喷管型面的设计方法，包括：
3、步骤1：利用搜索算法建立喉栓构型、喉栓位置和喉部面积之间的关系，并求解得...
【技术保护点】
1.一种抑制推力过冲的变推力发动机喷管型面的设计方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的一种抑制推力过冲的变推力发动机喷管型面的设计方法，其特征在于，步骤1中等效最小喉道面积的计算公式为：
3.根据权利要求2所述的一种抑制推力过冲的变推力发动机喷管型面的设计方法，其特征在于，步骤2的发动机的估计推力F的计算方法为：
【技术特征摘要】
1.一种抑制推力过冲的变推力发动机喷管型面的设计方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的一种抑制推力过冲的变推力发动机喷管型面的设计方法，其特征在于，步骤...
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