本發明屬于變推力發動機噴管型面領域，尤其涉及一種抑制推力過沖的變推力發動機噴管型面的設計方法。
背景技術：
1、固體火箭發動機是在導彈、火箭中廣泛應用的動力系統，喉栓式變推力發動機是具備能量管理能力的先進固體動力，有助于導彈機動性能和作戰能力的提升。喉栓型面設計關系發動機內彈道性能，同時制約著控制精度的提升，是喉栓式發動機設計的難點和關鍵問題。
2、目前國內外的研究均針對特定喉栓型面展開，以簡單幾何構型的喉栓調節特性和性能研究為主，例如錐形、橢球形、分段圓錐形等，無法實現根據使用需求，如特定推力調節規律或抑制推力動態過沖進行喉栓型面的設計。
技術實現思路
1、本發明的目的是提供一種抑制推力過沖的變推力發動機噴管型面的設計方法，以解決無法根據使用實際推力過沖抑制需求設計喉栓型面的問題。
2、本發明采用以下技術方案：一種抑制推力過沖的變推力發動機噴管型面的設計方法，包括：
3、步驟1：利用搜索算法建立喉栓構型、喉栓位置和喉部面積之間的關系，并求解得到等效最小喉道面積；
4、步驟2：根據等效最小喉道面積計算出發動機的估計推力；
5、步驟3：根據發動機的估計推力與發動機的預設推力之間的差值對喉栓位置進行調整，并以發動機的估計推力與發動機的預設推力之間的差值小于預設值時的喉栓位置設計發動機噴管的型面坐標。
6、進一步地，步驟1中等效最小喉道面積的計算公式為：
7、
8、式中，at為等效最小喉道面積；(xa,ya)為噴管上等效喉道位置的坐標，(xb,yb)為喉栓處等效喉道位置的坐標；(xt0,yt0)為坐標原點；(xt,yt)為喉道前緣坐標。
9、進一步地，步驟2的發動機的估計推力f的計算方法為：
10、f＝cfpcat
11、式中，cf為推力系數，pc為燃燒室壓力，at為等效最小喉道面積。
12、本發明的有益效果是：
13、本發明變推力發動機喉栓型面的按需正向設計，可實現根據推力過沖抑制需求進行喉栓型面設計；可以實現內彈道性能按照預期規律調整，比如抑制推力過沖，使推力動態調節規律與穩態規律保持基本一致；
14、本發明喉栓型面設計采用數值方法進行，對喉栓型面進行離散后解算，提高離散點密度和數值計算的精度可以得到更精準的喉栓型面，通過對喉栓型面的優化設計，可以一定程度上抑制喉栓式發動機推力過沖問題。
1.一種抑制推力過沖的變推力發動機噴管型面的設計方法，其特征在于，包括：
2.根據權利要求1所述的一種抑制推力過沖的變推力發動機噴管型面的設計方法，其特征在于，步驟1中等效最小喉道面積的計算公式為：
3.根據權利要求2所述的一種抑制推力過沖的變推力發動機噴管型面的設計方法，其特征在于，步驟2的發動機的估計推力f的計算方法為：