固体火箭发动机喷管分离流动及其数值模拟
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中图分 类 号 ：Ｔ ８ 文献 标 志码 ：Ａ Ｊ６
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２ １１ ０１ ． ２源自兵 工 自动 化 Ｏｒ ｎａ ｅ Ｉ ｕ ｔ ｙ Ａｕ ｏ ａ ｉ ｎ ｄ ｎｃ ｎｄ ｓ ｒ ｔ ｍ ｔ ｏ ・２ ・ ３
３ （２ ０１ 、
固体 火箭 发 动机 喷 管分 离流 动及其 数值 模 拟
王 晓辉 ，于存 贵
（ 京理 工 大学 机械 工 程学 院，南 京 ２ ０ ９ ） 南 １ ０ ４
ＣＦＸ ｏ ｔ ｒ ．Ｉ ｈ ｗｓ ｔ ａ ，ｄ ｏ ｔ ｅ ｓ ｐ ｒ ｔｏ ｌ ｗ，ｔ ｅ ｅ ａ ｅ ｓ ｍ ｅ ａ ｖ ｒ ｅ ｅ ｅ ｔ ｏ ｈ ｔ ｂ ｌ ｙ ａ ｄ ｔ ｅ ｍａ ｓ ｆｗａ ｅ ｔ ｓ ｏ ｈ ｔ ｕｅ ｔ ｈ ｅ ａ ａ ｉ ｎ ｆｏ ｈ ｒ ｒ ｏ ｄ ｅ ｓ ｆ ｃ ｓ ｆ ｒ ｔ ｅ ｓａ ｉ ｔ ｎ ｈ ｒ ｌ ｉ ｐ ｏ ｅ ｔｏ ｆ ｔ ｅ ｎ ｚ ｌ ．Ｔｈ ｉ ｌ ｔｏ ｒ ｖ ｄ ｓ ａ ｒ ｆ ｒ ｎ ｅ ｏ ｈ ｅ ｉ ｎ ｏ ｈ ｉ ｈ ａ ｔ ｕ ｅ ｎ ｚ ｌ ，ａ ｓ ａ ｉ ｒ ｒ ｔ ｃ ｉ ｎ ｏ ｈ ｏ ｚ ｅ ｅ ｓｍｕ ａ ｉ ｎ ｐ ｏ ｉ ｅ ｅ ｅ ｅ ｃ ｆｔ ｅ ｄ ｓ ｇ ｆ ｔ ｅ ｈ ｇ － ｌ ｔ ｄ ｏ ｚ ｅ ｌｏ ａ ｂ ｓ ｓ ｆ ｉ ｏ ｆ ｒｈ ｒ ｓｕ ｙ． ｕ ｔ ｅ ｔ ｄ Ｋｅ ｗｏ ｄ ： ｏ ｉ ｏ ｋ ｔｍｏ ｏ ； ｏ ｚ ｅ ｆｏ ｓ ｐ ｒ ｔｏ ； ｕ ｅ ｉ ａ ｉ ｌ ｔｏ ｙ ｒ ｓ ｓ ｌｄ ｒ ｃ ｅ ｔ ｒ ｎ ｚ ｌ ； ｗ ｅ ａ ａ ｉ ｎ ｎ ｍ ｒｃ ｌ ｍｕ ａ ｉ ｎ ｌ ｓ
两 相 流 动 、化 学 反 应 、气 体 混 合 、热 辐 射 等 因 素 ，
求 解 可 压 缩 流 体 输 运 方 程 。 运 动 方 程 采 用 平 均
Ｎ ｖｅ— ｔｋ ｓＮ— ）方 程 ， 湍 流 模 型 采 用 ａ ｉ Ｓｏ ｅ （ ｓ ｒ
Ｓ ｅｒＳｒｓ ｒｎｐ ｒ（Ｓ ） 型 。 ｈａ— ｔ ｓ ａ ｓｏｔＳ Ｔ 模 ｅ Ｔ 燃气物性 参数设置为 ： 燃气总温 ： ：２８０Ｋ ； 定 压 比 热 ： ＣＰ ８ ＝
０ 引 言
随着 远程火箭技术 的发展 ，为提 高固体火箭发 动 机 高 空 性 能 ，可 采 用 大 面 积 比喷 管 来 充 分 发 挥 推
进 剂 的 能 量 ，提 高发 动 机 的 比冲 。但 高 空 大 面 积 比 喷 管 在 发 动 机 启 动 和 工 作 结 束 过 程 中 ，喷 管 内燃 气 流 动 可 能 发 生 分 离 …， 而 对 喷 管 产 生 影 响 。若 喷 管 内燃 气 流 动 处 于 过 膨 胀 状 态 ，可 能产 生 激 波 和 分 离
，
（ｃ ｏ ｌ ｆ ｃ ａ ｉａ Ｅ ｇｎ ｅｉｇ Ｎａｊｎ ｉｅｓ ｙｏ ｃｅ ｃ Ｓ ｈ ｏ ｈ ｎｃｌ ｎ ｉｅｒ ， ｎｉｇＵｎｖ ｒｉ ｆ ｉｎ ｅ＆ Ｔ ｃ ｎ ｌｇ ， ｎｉｇ２ ９ ， ｈｎ ） ｏ Ｍｅ ｎ ｔ Ｓ ｅｈ ｏｏ ｙ Ｎａｊｎ ０ ４ Ｃ ｉａ １ ０
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摘要 ： 大面积 比喷 管在 火箭 发 动机 工 作 过程 中可 能产 生流 动分 离的 问题 ，为研 究喷 管 流动 分 离对喷 管 性 能的影 响 ，利 用计 算 流体 力 学软件 Ｃ Ｘ对 某 固体 火箭发 动机 大 面积 比喷管 内燃 气分 离流 动进 行数 值模 拟 。计 算 出啧管 在 几 Ｆ 种 不 同入 口总 压 情 况下 的流 场 参数 分 布 ，显 示分 离流动 会 改 变燃 气 内流 场流 动 参数 分布 ，进 而会对 喷 管推 力稳 定性 和 热 防护性 产 生 不利影 响 。 该研 究 能为 进一 步研 究大 面积 比喷 管设 计 提供 参 考 。 关 键词 ： 固体 火箭 发 动机 ； 喷管 ； 分 离流 动 ；数值 模 拟
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固体 火箭 发 动机 喷 管分 离流 动及其 数值 模 拟
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摘要 ： 大面积 比喷 管在 火箭 发 动机 工 作 过程 中可 能产 生流 动分 离的 问题 ，为研 究喷 管 流动 分 离对喷 管 性 能的影 响 ，利 用计 算 流体 力 学软件 Ｃ Ｘ对 某 固体 火箭发 动机 大 面积 比喷管 内燃 气分 离流 动进 行数 值模 拟 。计 算 出啧管 在 几 Ｆ 种 不 同入 口总 压 情 况下 的流 场 参数 分 布 ，显 示分 离流动 会 改 变燃 气 内流 场流 动 参数 分布 ，进 而会对 喷 管推 力稳 定性 和 热 防护性 产 生 不利影 响 。 该研 究 能为 进一 步研 究大 面积 比喷 管设 计 提供 参 考 。 关 键词 ： 固体 火箭 发 动机 ； 喷管 ； 分 离流 动 ；数值 模 拟