固体火箭发动机羽流参数实验测量及仿真计算

发布时间：2020-03-26 00:59

【摘要】：目前,国内对于固体火箭发动机羽流场的研究正处于上升阶段,然而结合数值模拟与实验测量的工作却开展的较少,主要归结于固发羽流的恶劣环境导致实验测量难以进行。国外已对捆绑固体火箭和武器导弹尾部羽流开展了大量实验研究并根据大量数据形成了固定的经验公式,由于我国固发喷管外型及尺寸均与其他类型不同,在应用以往的经验公式时存在较大的局限性。因此,对固体火箭发动机羽流进行充分的探索是一件十分困难又亟待解决的问题。本文针对下一代“长征”系列运载火箭中固体助推器的尾部羽流与底部热环境这两大关键问题,首先在前人的研究基础上采用基于连续流的CFD法对单喷管固体火箭发动机羽流场进行数值模拟,得到其温度、压强、轴向速度等关键参数;为验证本文所使用的计算模型的可行性,研制了一套适用于固发流场温度、热流密度和压强的一体化测量装置,通过实验测量获得地面工况下指定型号固体火箭发动机的上述流场参数,并与前文的单喷管固发计算结果对比,验证并修正了该计算模型;最后,采用修正过后的计算模型对液体芯级固体助推捆绑运载火箭展开仿真计算,并得到不同飞行高度(低空)下外界环境来流结构与捆绑火箭尾部羽流结构,同时着重考虑了运载火箭底部热环境,为后续的底部热防护设计提供数据支持。研究结果表明:固体火箭发动机点火后喷管外部会产生高温高速的羽流,并伴随着一串串明显的激波,随着飞行高度不断攀升,羽流对外充分膨胀做功,其扩张角不断增大,同时激波也逐渐消失;将集温度、热流密度、压强一体化测量装置固定在移动式传感器平台上,通过移动平台距离固发喷管出口分别为3m、2m、1.5m时,其测量所得到的稳态温度分别为479℃、612℃、735℃,距离喷管出口3m和2m处的稳态热流密度分别为2.68MW/m~2、8.21MW/m~2,这两个热参数的仿真计算与测量结果误差均在10%内,充分证明该计算模型的正确性;最后采用修正过后的计算模型对捆绑运载火箭展开数值模拟,固发羽流、液发羽流和外界来流三股气流碰撞交汇形成高温区域,随着飞行高度上升时,外界来流起到决定性作用,并且在一定高度下形成反流冲刷捆绑火箭底部,通过计算得到芯级火箭底部正中心处热流密度最大为0.104MW/m~2。
【图文】：

示意图,运载火箭,示意图

随着我国综合实力不断提升，航空航天研究取得了举世瞩目就，在人造卫星、运载火箭、武器导弹、深空探测等国防军工领域迈出了关一步[1]。尤其在近十年内，我国先后完成“长征五号”、“长征六号”重型运载发射任务，同时成功实现宇航员出舱、空间站对接和嫦娥卫星发射等目标，预示着我国已也成为继苏联、美国之后的第三大航天大国。随着国内空间应其是深空探测需求的不断扩大，对于航天运载系统结构、动力、续航等方面出更为严厉的需求，因此研制高性能、低成本、大推力的重型运载火箭将成国未来十年航天技术发展的重要方向[2]。纵观大推力运载火箭发展历程，液体芯级固体助推捆绑火箭目前已成为国天强国的主流运载平台[3]。近两年国内发射的“长五”、“长六”重型运载火箭采用全液体火箭发动机作为推力装置，对于下一代运载火箭采用固体助推器最佳的动力组合已是当下的重中之重。同时，航空器和航天器采用固发推进轨控不仅具有广泛的应用历史，由于其成本相对较低、结构简单和发射快速点，目前其应用范围也被大大拓展到众多方面，大有取代液发的趋势，尤其导弹防御系统中固体火箭发动机更是必不可少。

喷管,几何模型,羽流

上海交通大学硕士学位论文2.3 几何模型及网格划分2.2.1 模型建立在对某型号单喷管固发羽流场仿真计算时，为了简化计算，将该模型简化为二维轴对称结构。由于本节主要针对固发羽流场进行数值模拟，因此主要关心的是羽流场的结构及其流动特性，而固体火箭箭体和燃烧室的结构对本节影响较小，故将这两个结构省略以提高网格质量。同时，这里关注的重点是喷管后面的流场情况，因此将整个流场的边界长度设为 4m，宽度设为 1.5m，充分保证两相燃烧产物能够在流场中充分发展，得以完全观察到其流动及燃烧情况，，其具体的几何模型如图 2-1 和图 2-2 所示。
【学位授予单位】：上海交通大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2018
【分类号】：V435

【参考文献】