針對液體火箭一級簇式發(fā)動機,建立了全箭三維模型,采用可壓縮的凍結(jié)燃氣流和DO模型輻射換熱離散方法,研究了多噴管發(fā)動機工作時噴流流場參數(shù)分布規(guī)律和底部熱環(huán)境隨高度的變化關(guān)系。研究結(jié)果表明,隨飛行高度增加,自由來流與發(fā)動機羽流之間形成干擾效應,噴流擴張角逐漸擴大,簇式噴管噴流之間形成干擾激波,并產(chǎn)生回流。當噴管間隙回流達到聲速時,發(fā)動機底部壓力會逐漸增大形成回流阻塞并形成局部高溫區(qū),隨飛行高度變化,噴流高溫區(qū)域前移,溫度升高。高溫反流直接沖擊箭地底部,熱流密度最大點出現(xiàn)在四個噴管中心底部位置,出現(xiàn)在箭體飛行20 km高度左右。研究揭示了不同飛行高度底部熱流密度的變化機理。

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【部分圖文】：

圖６不同飛行高度馬赫數(shù)等值線圖??Ｆｉｇ．?６?Ｉｓｏｇｒａｍｓ?ｏｆ?Ｍａｃｈ?ｎｕｍｂｅｒ?ａｔ?ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ?ｆｌｉｇｈｔ?ａｌｔｉｔｕｄｅｓ??

３０８６??工程熱物理學報??４１卷??噴流尾部??０．２??圖５模型網(wǎng)格劃分??Ｆｉｇ．?５?Ｍｏｄｅｌ?ｍｅｓｈｅｓ??（ｅ）?Ｐｚ／Ｐｅ＝?１２０００，?Ｍａ＝３．９?（ｆ）?Ｐｚ／Ｐｅ＝?１０２０００，?Ｍａ＝５．６??圖６不同飛行高度馬赫數(shù)等值線圖??Ｆｉｇ．?６?Ｉｓ....

圖７溫度分布云圖??Ｆｉｇ．?７?Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ?ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ??有關(guān)，各火箭參數(shù)不同引起噴流干擾出現(xiàn)的高度不??同，文獻?

６?２１１０?２３８４?２６５８?２９３２?２１１?５１７?８２２?１１２８?１４３４?１７３９?２０４５?２３５１?２６５７?２９６２?３２６８??２２２?５３５?８４９?１１６２?１４７６?１７８９?２１０３?２４１６?２７３０?３０４４?３３５７?１９５?５０７?８２０?１....

圖１３箭體底部流場漩渦（６４．６?ｋｍ）??Ｆｉｇ．?１３?Ｖｏｒｔｅｘ?ｆｌｏｗ?ｆｉｅｌｄ?ａｔ?ｔｈｅ?ｂｏｔｔｏｍ?ｏｆ?ｒｏｃｋｅｔ?（６４．６?ｋｍ）??噴管間隙流入大氣，對２點形成較強的對流加熱效??應

１２期??孫培杰等：運載火箭簇式發(fā)動機噴流熱環(huán)境數(shù)值研究??３０８９??－４??０??１０??２０?３０??高度／ｋｍ??４０??５０??６０??圖１２箭體底部３點熱流密度變化曲線??Ｆｉｇ．?１２?Ｈｅａｔ?ｆｌｕｘ?ｃｕｒｖｅ?ｏｆ?３?ｐｏｉｎｔ?ａｔ?ｔｈｅ?ｂｏｔｔｏｍ....

圖１運載火箭結(jié)構(gòu)示意圖??Ｆｉｇ．?１?Ｓｃｈｅｍａｔｉｃ?ｄｉａｇｒａｍ?ｏｆ?ｌａｕｎｃｈ?ｖｅｈｉｃｌｅ?ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ??ｒｏｎｖｅｗ??

流模型。??采用離散坐標輻射模型（ＤＯ）研究噴流熱輻射??影響，該模型可以適用燃燒間題中出現(xiàn)的參Ｖ性??介質(zhì)輻射，對子Ｍ雜結(jié)構(gòu)Ｅ具有局部高溫熱源情??況，ＤＯ模型具有較高的計算精度Ｗｓ輻射模型??中計葬氣體的吸收系數(shù)時采．用灰氣體加權(quán)乎．均模型??（ＷＳＧＧＭ），該模型對簡甲．的....

本文編號：3981517