固体火箭发动机燃气羽流注水降温数值研究

发布时间：2020-11-21 23:55

　　 随着我国国防事业的高速发展,固体火箭发动机被广泛应用于武器装备中,在火箭发射过程中,发动机喷管喷出的高温高压燃气羽流在扩散过程中发生二次燃烧,冲击发射平台,发生能量转化,平台温度达到2500K以上,对发射平台等地面设备有严重的烧蚀作用。为了减弱燃气羽流对发射平台的烧蚀作用,需要通过注水喷雾的方式对固体火箭发动机发射平台进行降温。本文以运载火箭发射为背景,通过建立缩比模型,利用商业软件FLUENT对液态水与燃气射流的相互作用过程和降温效果进行数值仿真,为高效的注水降温系统工程设计提供参考,主要工作包括以下几个方面:(1)以组分输运模型为基础,对自由射流进行模拟,得到燃气羽流三维流场分布结果,将数值仿真结果与已有的实验结果相对比,验证数值仿真模型的适用性与准确性,并在自由射流流动中考虑了二次燃烧的存在,研究结果表明:所采用数值仿真模型可以准确地模拟自由射流流动,燃气二次燃烧主要发生在羽流外侧以及冲击平台表面,在二次燃烧发生区域温度会升高200K到300K左右。(2)建立以DPM模型为基础的注水模型,对燃气羽流注水流场进行模拟,将得到的注水流场数值仿真结果与已有实验结果相对比,验证注水模型的适用性与准确性,并模拟了在注水情况下,燃气发生二次燃烧对流场的影响,仿真结果表明:注水喷雾对燃气流场下半段结构破坏严重,燃气流温度迅速下降,在对燃气进行注水降温后可以极大程度地抑制燃气的二次燃烧现象。(3)通过改变喷雾强度、雾锥角、水雾粒径、喷嘴上游压力、注水水雾初温、喷嘴位置、喷嘴安装角、喷嘴喷注均匀程度等水雾喷注因素,对冲击平台温度进行对比,研究相关喷嘴工作因素与喷嘴位置因素对燃气流场降温效果的影响。模拟结果显示,喷雾降温可以大幅度降低冲击平台温度。在一定范围内,应尽量加大喷雾强度,喷嘴上游压力,雾锥角以及喷嘴距冲击平台距离,减小喷嘴安装角与水雾平均粒径,以上措施改变了相关喷注因素,加大了燃气羽流核心区域水的蒸发量,从而达到更好的降温效果;当以上相关喷注因素超出相应范围时,流场降温效果将无明显变化。
【学位单位】：哈尔滨工程大学
【学位级别】：硕士
【学位年份】：2019
【中图分类】：V435.1
【部分图文】：

式：div( )V V a dV = n adV ( ) ( grad )V V V VdV n u dA n Γ dA Stφρφ ρφ φ + = + 的离散化法对区域进行离散化时，第一步就是将所需要计子区域，划分所得的区域被称之为控制体；第二置和此节点所代表的控制容积。完成计算区域的为：节点、控制容积、界面、网格线。下，把网格间的节点看做成是所求控制容积的代分的有限体积法计算网格，图 2.2 为针对二维问题2.3 是求解三维问题时需要划分的有限体积法计算网

图 2.2 二维问题有限体积法计算网格图 2.3 三维问题有限体积法计算网格方程的离散化面已经列出来的流体流动的控制方程，通常情况下写成如下所( )div( )=div( grad )+uu Γ Sρ φρ φ φ +

9图 2.3 三维问题有限体积法计算网格2、控制方程的离散化对于在前面已经列出来的流体流动的控制方程，通常情况下写成如下所示的通式：( )div( )=div( grad )+uu Γ Stρ φρ φ φ + （2对于一维稳态的问题满足以下控制微分方程：( )( )d u d dГ Sdx dx dxρ φ φ= + （2中：u ——物理量φ 在延x方向的流动速度即对流的强度；ρ ——流体本身所具有的密度；S ——广义源项；Г ——相应于φ的广义扩散系数，表示扩散强弱。
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本文编号：2893793