針對(duì)液體火箭一級(jí)簇式發(fā)動(dòng)機(jī),建立了全箭三維模型,采用可壓縮的凍結(jié)燃?xì)饬骱虳O模型輻射換熱離散方法,研究了多噴管發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)噴流流場(chǎng)參數(shù)分布規(guī)律和底部熱環(huán)境隨高度的變化關(guān)系。研究結(jié)果表明,隨飛行高度增加,自由來(lái)流與發(fā)動(dòng)機(jī)羽流之間形成干擾效應(yīng),噴流擴(kuò)張角逐漸擴(kuò)大,簇式噴管噴流之間形成干擾激波,并產(chǎn)生回流。當(dāng)噴管間隙回流達(dá)到聲速時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)底部壓力會(huì)逐漸增大形成回流阻塞并形成局部高溫區(qū),隨飛行高度變化,噴流高溫區(qū)域前移,溫度升高。高溫反流直接沖擊箭地底部,熱流密度最大點(diǎn)出現(xiàn)在四個(gè)噴管中心底部位置,出現(xiàn)在箭體飛行20 km高度左右。研究揭示了不同飛行高度底部熱流密度的變化機(jī)理。

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【部分圖文】：

圖６不同飛行高度馬赫數(shù)等值線圖??Ｆｉｇ．?６?Ｉｓｏｇｒａｍｓ?ｏｆ?Ｍａｃｈ?ｎｕｍｂｅｒ?ａｔ?ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ?ｆｌｉｇｈｔ?ａｌｔｉｔｕｄｅｓ??

３０８６??工程熱物理學(xué)報(bào)??４１卷??噴流尾部??０．２??圖５模型網(wǎng)格劃分??Ｆｉｇ．?５?Ｍｏｄｅｌ?ｍｅｓｈｅｓ??（ｅ）?Ｐｚ／Ｐｅ＝?１２０００，?Ｍａ＝３．９?（ｆ）?Ｐｚ／Ｐｅ＝?１０２０００，?Ｍａ＝５．６??圖６不同飛行高度馬赫數(shù)等值線圖??Ｆｉｇ．?６?Ｉｓ....

圖７溫度分布云圖??Ｆｉｇ．?７?Ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ?ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ??有關(guān)，各火箭參數(shù)不同引起噴流干擾出現(xiàn)的高度不??同，文獻(xiàn)?

６?２１１０?２３８４?２６５８?２９３２?２１１?５１７?８２２?１１２８?１４３４?１７３９?２０４５?２３５１?２６５７?２９６２?３２６８??２２２?５３５?８４９?１１６２?１４７６?１７８９?２１０３?２４１６?２７３０?３０４４?３３５７?１９５?５０７?８２０?１....

圖１３箭體底部流場(chǎng)漩渦（６４．６?ｋｍ）??Ｆｉｇ．?１３?Ｖｏｒｔｅｘ?ｆｌｏｗ?ｆｉｅｌｄ?ａｔ?ｔｈｅ?ｂｏｔｔｏｍ?ｏｆ?ｒｏｃｋｅｔ?（６４．６?ｋｍ）??噴管間隙流入大氣，對(duì)２點(diǎn)形成較強(qiáng)的對(duì)流加熱效??應(yīng)

１２期??孫培杰等：運(yùn)載火箭簇式發(fā)動(dòng)機(jī)噴流熱環(huán)境數(shù)值研究??３０８９??－４??０??１０??２０?３０??高度／ｋｍ??４０??５０??６０??圖１２箭體底部３點(diǎn)熱流密度變化曲線??Ｆｉｇ．?１２?Ｈｅａｔ?ｆｌｕｘ?ｃｕｒｖｅ?ｏｆ?３?ｐｏｉｎｔ?ａｔ?ｔｈｅ?ｂｏｔｔｏｍ....

圖１運(yùn)載火箭結(jié)構(gòu)示意圖??Ｆｉｇ．?１?Ｓｃｈｅｍａｔｉｃ?ｄｉａｇｒａｍ?ｏｆ?ｌａｕｎｃｈ?ｖｅｈｉｃｌｅ?ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ??ｒｏｎｖｅｗ??

流模型。??采用離散坐標(biāo)輻射模型（ＤＯ）研究噴流熱輻射??影響，該模型可以適用燃燒間題中出現(xiàn)的參Ｖ性??介質(zhì)輻射，對(duì)子Ｍ雜結(jié)構(gòu)Ｅ具有局部高溫?zé)嵩辞??況，ＤＯ模型具有較高的計(jì)算精度Ｗｓ輻射模型??中計(jì)葬氣體的吸收系數(shù)時(shí)采．用灰氣體加權(quán)乎．均模型??（ＷＳＧＧＭ），該模型對(duì)簡(jiǎn)甲．的....

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