固体火箭发动机喷管及出口处流场特性的数值分析

固体火箭发动机喷管及出口处流场特性的数值分析

固体火箭发动机喷管及出口处流场特性的数值分析
Numerical Analysis of Nozzle and Outlet Flow field Property of Solid Rocket Motor
张硕 王宁飞 张平
（北京理工大学机电工程学院）
摘要: 采用STAR－CD计算流体软件对某俄式远程火箭弹发动机的喷管内流场及喷管出口处流场进行了三维的数值仿真与研究。分析了喷管内流场及喷口出口处流场的流动情况及设置不同出口边界位置对喷管中流场分离点及斜激波反射点的位置的影响，得到了清晰的流场压力与马赫数的分布云图与曲线图。仿真结果与地面热试车试验测得的结果相吻合。可为固体火箭发动机喷管的设计与研究提供有效参考。
关键词：固体火箭发动机 喷管 羽流 数值仿真

Key words: solid rocket motor; nozzle; exhaust plume; numerical simulation
1.引言
喷管在动力、航天等领域有着广泛应用,是许多动力装置的重要部件,对于固体火箭发动机而言，喷管是其重要的组成部件,其性能的优劣对固体火箭发动机的整体性能有重大影响. 长期以来,人们对喷管这一类部件的研究局限于实验阶段,由于实验存在一定的局限性,因为固体火箭发动机排出的气体为高温高压并伴有复杂的湍流效应,地面热试车试验中压强、马赫数、温度等参数的测试比较复杂，而对于飞行状态，由于工作环境特殊,实验研究很难甚至根本不可行,而且存在实验代价过大等问题. 另外,目前的解析方法求解还仅限于几何形状和边界条件较简单的情形,因此,对喷管内部流场的细部状况尚不是十分清楚. 近十年随着数值模拟的发展,其理论和研究手段逐渐完善,被较好地应用于动力、航天等领域. 本文运用数值模拟的理论和STAR－CD工具,研究了喷管在高压入口条件下完整的流场,对喷管这一类部件的设计、开发和优化起到了很好的指导和借鉴作用.
2.控制方程及边界条件
在计算的喷管内流场及喷口羽流流场区域中采用了有粘可压缩的瞬态计算方法，以及二阶迎风格式进行求解，分别计算层流和湍流两种情况计算，湍流模型采用RNGεκ−[5]两方程湍流模型，在壁面附近采用非平衡避免函数进行处理[1]。计算方程采用非稳态流动N－S控制方程，计算方法为PISO算法，PISO算法是Issa提出的，PISO一词来源于“Pressure implicit split-operator”(求解压力的隐式算子分裂算法)。SIMPLE算法[4]用于非稳态流动的计算时如果也采用全隐格式，在一个时间步的推进中也有迭代计算，因而相当耗机时。而PISO算法在校正步中，相当于动量方程的系数是采用显格式计算的，即为非迭代性的，因而在计算非定常流动是较大的缩短了计算时间，使数值模拟一些瞬态流动过程成为现实可行。

blackice_man 发表于 2013-7-3 10:40

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