固体火箭发动机流体喉部推力矢量特性

发布时间：2017-09-01 10:35

  本文关键词：固体火箭发动机流体喉部推力矢量特性

  更多相关文章： 固体火箭发动机 流体喉部 二次流 推力矢量 计算流体动力学(CFD)

【摘要】：针对采用水作为二次流工质的流体喉部进行了冷流实验及数值模拟研究.研究了该种固体火箭发动机流体喉部的一般规律,包括不同二次流射流方式,不同二次流流量下流体喉部的扼流性能,推力偏角及推力效率,数值模拟及实验结果吻合较好.结果表明:扼流性能与二次流的注射位置、注射角度及流量比有关,且随二次流/主流流量比的增大而增大.喉部二次流喷射能有效的调节有效喉部面积进而调节推力大小,当流量比为0.4时,最大有效喉部面积比为0.8;扩张段二次流喷射能有效调节推力方向,当流量比为0.4时,最大推力偏角为20°;喉部二次流与扩张段二次流入射位置存在相位差可有效降低喉部与扩张段二次流干扰.
【作者单位】： 北京理工大学宇航学院;中国航天科技集团公司北京航天动力研究所;
【关键词】： 固体火箭发动机 流体喉部 二次流 推力矢量 计算流体动力学(CFD)
【分类号】：V435
【正文快照】： 为了提高导弹机动性和突防能力,作为动力装置的发动机要求具有更强的推力实时调节能力.通过改变喷管喉部面积来调节推力是固体火箭发动机推力调节技术的一个研究分支,目前多采用机械的喉栓移动来改变喉部面积[1-2].流体喉部(fluidic nozzle throat,FNT)是一种通过改变喷管有效

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