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不同飞行状态下固体火箭发动机尾喷焰数值研究
被引量:
11
1
作者
牛青林
傅德彬
李霞
《航空动力学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015年第7期1745-1751,共7页
为了研究飞行状态对固体火箭发动机尾喷焰的影响,建立了含化学反应项和组分输运项的N-S(Navier-Stokes)控制方程,并采用MUSCL(monotonic upstream-centered scheme for conversation laws)Roe格式的有限体积法进行求解.在此基础上,结合...
为了研究飞行状态对固体火箭发动机尾喷焰的影响,建立了含化学反应项和组分输运项的N-S(Navier-Stokes)控制方程,并采用MUSCL(monotonic upstream-centered scheme for conversation laws)Roe格式的有限体积法进行求解.在此基础上,结合热力计算结果对某固体火箭发动机在不同飞行状态下的化学反应流和单一组分流进行仿真计算.结果表明:初始倾角和第一马赫波节长度随飞行高度的增加而增大,随来流马赫数的升高而减小.同单一组分流相比,化学反应流对第一马赫波节的影响较初始倾角显著.射流轴线温度因飞行状态的不同有较大涨落差异.初始倾角、第一马赫波节由来流总压决定,射流轴线温度由激波结构、复燃效应、来流条件等因素共同决定.
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关键词
固体火箭发动机
尾喷焰
化学反应
定常流
初始倾角
马赫波节
原文传递
题名
不同飞行状态下固体火箭发动机尾喷焰数值研究
被引量:
11
1
作者
牛青林
傅德彬
李霞
机构
北京理工大学宇航学院
出处
《航空动力学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015年第7期1745-1751,共7页
基金
国家自然科学基金(51306019)
文摘
为了研究飞行状态对固体火箭发动机尾喷焰的影响,建立了含化学反应项和组分输运项的N-S(Navier-Stokes)控制方程,并采用MUSCL(monotonic upstream-centered scheme for conversation laws)Roe格式的有限体积法进行求解.在此基础上,结合热力计算结果对某固体火箭发动机在不同飞行状态下的化学反应流和单一组分流进行仿真计算.结果表明:初始倾角和第一马赫波节长度随飞行高度的增加而增大,随来流马赫数的升高而减小.同单一组分流相比,化学反应流对第一马赫波节的影响较初始倾角显著.射流轴线温度因飞行状态的不同有较大涨落差异.初始倾角、第一马赫波节由来流总压决定,射流轴线温度由激波结构、复燃效应、来流条件等因素共同决定.
关键词
固体火箭发动机
尾喷焰
化学反应
定常流
初始倾角
马赫波节
Keywords
solid rocket motor
plumes
chemical reaction
steady flow
initial angle of the jet
mach shock cell
分类号
V411.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
原文传递
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
不同飞行状态下固体火箭发动机尾喷焰数值研究
牛青林
傅德彬
李霞
《航空动力学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015
11
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