液氫/液氧火箭發(fā)動機尾焰流場特性仿真研究

喬 野，聶萬勝，豐松江，蔡紅華，吳高楊

（中國人民解放軍裝備學院，北京101416）

0 引言

火箭發(fā)動機在燃燒室內消耗自身攜帶的推進劑通過噴管產生推力，這一過程伴隨大量發(fā)光發(fā)熱的燃氣從噴管噴出，并相繼形成第二、第三等若干個波陣面，即形成了火箭發(fā)動機的燃燒尾焰。尾焰具有高溫、高速、大流量的特點，在發(fā)射階段會對發(fā)射場產生很強的沖擊干擾和輻射干擾影響。

國外對火箭發(fā)動機尾焰的研究起步較早，但無論是數值模擬還是試驗測量，1990年前進展一直較為緩慢。隨著計算機技術和數值計算技術的發(fā)展，尾焰的研究取得了大量成果。文獻 [1-3]研究了尾焰流場對飛行器彈體受力的影響，文獻[4-6]研究了發(fā)動機尾焰流場形成與發(fā)展特點，文獻 [7-9]研究了發(fā)動機尾焰流場的沖擊效應，文獻 [10-11]研究了發(fā)動機尾焰流場的輻射特性。以上文獻為火箭發(fā)動機尾焰特性研究及發(fā)展提供了重要基礎。以液氫/液氧作為推進劑的液體火箭發(fā)動機反應能量遠遠大于液氧/煤油發(fā)動機和常規(guī)的偏二甲肼/四氧化二氮發(fā)動機。同時，由于氫的分子量極低，液氫/液氧發(fā)動機比推力比其他任何推進劑發(fā)動機的比推力都高，并具有無毒、無污染等優(yōu)點，因而也是世界各國爭相研究的對象，如美國的J-2發(fā)動機、日本的LE-7A發(fā)動機、蘇聯的RD-0120發(fā)動機[12]等都作為運載火箭芯一級動力系統發(fā)動機來使用。但目前，針對液氫/液氧發(fā)動機在地面發(fā)射階段的燃燒尾焰流場仿真計算還比較少，需要進一步研究。……