以偏二甲肼/四氧化二氮（UDMH/NTO）火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對(duì)象,采用κ-ε湍流模型,運(yùn)用PISO算法分別對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流-場(chǎng)和尾焰流場(chǎng)進(jìn)行三維仿真。采用相同方法計(jì)算液氫/液氧（LH2/LOX）火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰,仿真結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果吻合得較好,證明了計(jì)算模型的正確性與有效性;同時(shí)對(duì)比分析了UDMH/NTO發(fā)動(dòng)機(jī)與LH2/LOX發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰流場(chǎng)特性。結(jié)果表明,兩者具有相似的溫度和馬赫數(shù)變化趨勢(shì),但是UDMH/NTO發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰核心區(qū)溫度相對(duì)較低,而LH2/LOX發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰將更快衰減至亞聲速射流。 

【文章來(lái)源】：導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù). 2016,(05)北大核心

【文章頁(yè)數(shù)】：6 頁(yè)

【文章目錄】：
0引言
1 計(jì)算模型與數(shù)值方法
    1.1 控制方程
    1.2 湍流模型
    1.3 化學(xué)反應(yīng)模型
    1.4 求解方法
    1.5 物性參數(shù)
2 熱力計(jì)算模型
    2.1 基本假設(shè)
    2.2 最小吉布斯自由能法
3 發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場(chǎng)網(wǎng)格及邊界條件
4 發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果及分析
5 尾焰流場(chǎng)網(wǎng)格及邊界條件
6 計(jì)算結(jié)果及分析
    6.1 模型有效性驗(yàn)證
    6.2 尾焰形態(tài)結(jié)構(gòu)特征分析
7 結(jié)論


【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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碩士論文
[1]復(fù)雜噴流流場(chǎng)數(shù)值模擬及應(yīng)用研究[D]. 徐春光.中國(guó)人民解放軍國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué) 2002



本文編號(hào)：3282610