液氧∕煤油发动机喷管内型面对尾焰特性影响

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1、2015年第5期导弹与航天运载技术No.52015总第341期MISSILESANDSPACEVEHICLESSumNo.341文章编号：1004-7182(2015)05-0035-04DOI：10.7654/j.issn.1004-7182.20150508液氧/煤油发动机喷管内型面对尾焰特性影响蔡红华，聂万胜，郑刚（中国人民解放军装备学院航天装备系，北京，101416）摘要：通过数值模拟研究了3种不同喷管内型面发动机的尾焰特性，将计算结果与某试验液氧/煤油发动机进行比较，分析喷管内型面对尾焰速度场、温度场和湍动能分布的影响。结果表明，采用数值仿真方法可以有效模拟出发动机尾焰的

2、马赫盘和连续激波等基本结构、特性；相比于钟形喷管，锥形喷管和内型面为直线的喷管由于喷管扩张段内燃气存在非轴向流动，造成大量能量损失的同时引起了斜激波的产生，导致喷管出口膨胀更加剧烈、尾焰中连续激波更加明显。关键词：液氧/煤油发动机；喷管内型面；尾焰中图分类号：V41;V43文献标识码：AImpactoftheInnerNozzleSurfaceonPlumeCharacteristicsofLO2/KeroseneEngineCaiHong-hua，NieWan-sheng，ZhengGang(DepartmentofSpaceEquipment,EquipmentAcademyo

3、fPLA,Beijing,101416)Abstract:Numericalsimulationswerecarriedouttoanalyzeplumecharacteristicsofthreeenginesofdifferentinnernozzlesurface，thecalculatedresultswerecomparedtoatestLO2/keroseneengine,theimpactofinnernozzlesurfaceonchamberpressureandvelocityfield,temperaturefield,turbulentkineticener

4、gydistributionofplumewereanalyzed.TheresultsshowthatthebasicstructureandcharacteristicoftheengineplumesuchasMachdiskandcontinuousshockcanbesimulatedeffectively.Comparedtothebellnozzle,becauseofthepresenceofnon-axialmovementofgasinnozzleexpansionsection,theconicalnozzleandthelinearnozzlemadethe

5、obliqueshockwavegenerationastimeastherewasalotofenergyloss.Asaresult,theexpansionoutofnozzlewasmoreintenseandthecontinuousshockinplumewasmoreobvious.KeyWords：LO2/Keroseneengine;Innernozzlesurface;Plume0引言1物理模型和计算方法火箭尾焰作为航天发射稳定性的一个重要影响因本文使用CFD软件FLUENT开展液氧/煤油发动素，其本身特性及其对发射架的冲击干扰问题一直备机尾焰的燃烧流动数值模拟

6、，控制方程为二维非定常[1～3]受关注。目前，国内外针对火箭尾焰开展了大量的雷诺时均化N-S方程。研究，在研究中针对的发动机喷管多为锥形喷管或直1.1发动机几何模型[4～6]接用直线代替喷管收缩段和扩张段的曲面，而现在研究喷管内型面对发动机尾焰特性的影响，计算国内外实际使用的火箭发动机多采用高性能的钟形喷采用的3种喷管内型面发动机模型如图1所示。结构管，关于上述3种不同内型面喷管的尾焰特性之间的分别为：图1a是试验液氧/煤油发动机，采用钟形喷管，关系也未见公开报道。下文称bell发动机；图1b是保证与试验液氧/煤油发动本文针对3种典型喷管内型面发动机进行燃烧流机喷管相同的收缩比，喷

7、管内型面由钟形改为锥形，动的数值模拟，并与某试验液氧/煤油发动机相比较，下文称conical发动机；图1c是保证与试验液氧/煤油研究3种喷管内型面发动机的尾焰特性，分析发动机发动机喷管相同的收缩比，喷管内型面由钟形简化为内型面对尾焰特性的影响。直线代替，下文称linear发动机。收稿日期：2015-01-23；修回日期：2015-09-09基金项目：国家自然科学基金（91441123）作者简介：蔡红华（1988-），男，博士，主要从事液体火箭发动机尾焰特性研究36导弹