【摘要】：目前,國內對于固體火箭發(fā)動機羽流場的研究正處于上升階段,然而結合數值模擬與實驗測量的工作卻開展的較少,主要歸結于固發(fā)羽流的惡劣環(huán)境導致實驗測量難以進行。國外已對捆綁固體火箭和武器導彈尾部羽流開展了大量實驗研究并根據大量數據形成了固定的經驗公式,由于我國固發(fā)噴管外型及尺寸均與其他類型不同,在應用以往的經驗公式時存在較大的局限性。因此,對固體火箭發(fā)動機羽流進行充分的探索是一件十分困難又亟待解決的問題。本文針對下一代“長征”系列運載火箭中固體助推器的尾部羽流與底部熱環(huán)境這兩大關鍵問題,首先在前人的研究基礎上采用基于連續(xù)流的CFD法對單噴管固體火箭發(fā)動機羽流場進行數值模擬,得到其溫度、壓強、軸向速度等關鍵參數;為驗證本文所使用的計算模型的可行性,研制了一套適用于固發(fā)流場溫度、熱流密度和壓強的一體化測量裝置,通過實驗測量獲得地面工況下指定型號固體火箭發(fā)動機的上述流場參數,并與前文的單噴管固發(fā)計算結果對比,驗證并修正了該計算模型;最后,采用修正過后的計算模型對液體芯級固體助推捆綁運載火箭展開仿真計算,并得到不同飛行高度(低空)下外界環(huán)境來流結構與捆綁火箭尾部羽流結構,同時著重考慮了運載火箭底部熱環(huán)境,為后續(xù)的底部熱防護設計提供數據支持。研究結果表明:固體火箭發(fā)動機點火后噴管外部會產生高溫高速的羽流,并伴隨著一串串明顯的激波,隨著飛行高度不斷攀升,羽流對外充分膨脹做功,其擴張角不斷增大,同時激波也逐漸消失;將集溫度、熱流密度、壓強一體化測量裝置固定在移動式傳感器平臺上,通過移動平臺距離固發(fā)噴管出口分別為3m、2m、1.5m時,其測量所得到的穩(wěn)態(tài)溫度分別為479℃、612℃、735℃,距離噴管出口3m和2m處的穩(wěn)態(tài)熱流密度分別為2.68MW/m~2、8.21MW/m~2,這兩個熱參數的仿真計算與測量結果誤差均在10%內,充分證明該計算模型的正確性;最后采用修正過后的計算模型對捆綁運載火箭展開數值模擬,固發(fā)羽流、液發(fā)羽流和外界來流三股氣流碰撞交匯形成高溫區(qū)域,隨著飛行高度上升時,外界來流起到決定性作用,并且在一定高度下形成反流沖刷捆綁火箭底部,通過計算得到芯級火箭底部正中心處熱流密度最大為0.104MW/m~2。
【圖文】：

隨著我國綜合實力不斷提升，航空航天研究取得了舉世矚目就，在人造衛(wèi)星、運載火箭、武器導彈、深空探測等國防軍工領域邁出了關一步[1]。尤其在近十年內，我國先后完成“長征五號”、“長征六號”重型運載發(fā)射任務，同時成功實現宇航員出艙、空間站對接和嫦娥衛(wèi)星發(fā)射等目標，預示著我國已也成為繼蘇聯、美國之后的第三大航天大國。隨著國內空間應其是深空探測需求的不斷擴大，對于航天運載系統結構、動力、續(xù)航等方面出更為嚴厲的需求，因此研制高性能、低成本、大推力的重型運載火箭將成國未來十年航天技術發(fā)展的重要方向[2]�？v觀大推力運載火箭發(fā)展歷程，液體芯級固體助推捆綁火箭目前已成為國天強國的主流運載平臺[3]。近兩年國內發(fā)射的“長五”、“長六”重型運載火箭采用全液體火箭發(fā)動機作為推力裝置，對于下一代運載火箭采用固體助推器最佳的動力組合已是當下的重中之重。同時，航空器和航天器采用固發(fā)推進軌控不僅具有廣泛的應用歷史，由于其成本相對較低、結構簡單和發(fā)射快速點，目前其應用范圍也被大大拓展到眾多方面，大有取代液發(fā)的趨勢，尤其導彈防御系統中固體火箭發(fā)動機更是必不可少。

上海交通大學碩士學位論文2.3 幾何模型及網格劃分2.2.1 模型建立在對某型號單噴管固發(fā)羽流場仿真計算時，為了簡化計算，將該模型簡化為二維軸對稱結構。由于本節(jié)主要針對固發(fā)羽流場進行數值模擬，因此主要關心的是羽流場的結構及其流動特性，而固體火箭箭體和燃燒室的結構對本節(jié)影響較小，故將這兩個結構省略以提高網格質量。同時，這里關注的重點是噴管后面的流場情況，因此將整個流場的邊界長度設為 4m，寬度設為 1.5m，充分保證兩相燃燒產物能夠在流場中充分發(fā)展，得以完全觀察到其流動及燃燒情況，，其具體的幾何模型如圖 2-1 和圖 2-2 所示。
【學位授予單位】：上海交通大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2018
【分類號】：V435

【參考文獻】

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本文編號：2600701