PDF《高速 飞行 体尾喷焰辐射特性研 究进展》

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1 火箭 发动机射 流流 场参 量的计算 从尾 喷管喷出的尾喷焰在 喷射方 向形成流 场.流 场形成 过程 中有多种 效应 伴随发生,如膨胀波激波效应,牯性混合过程、化学动力 学效应及 凝气 二相 热动不平 衡效应等.这些效应 彼 此之间有一定耦合作用 ,对 流场参量 有重要影响 " . 射流流 场相 当复杂 ,大致 可分 成初 始段 、过渡段 和基本段 三部 分(图1),并 有激波结 过凄殴 基本段

1 尾 喷焰示 意圈 构. 尾喷焰流场研究既可 用实验 进行 也可 从理论 上计 算――设 计出计算 机程序算 出流 场参量. 国 外从6 O 年代就开始 了对 飞行器 流场 参量 的计 算研 究,作 了大量有成效 的工作. 通常 为了简化计算,基于 实验,经验 和某 些 理论上 的考虑设 计了 近似的工程算法 .这种 方法在在尾 喷焰研究 的初 期阶段起了重要作 用.现今求解 气体 动力学的Na V] e r ― S l o ke s万程组的办珐得到广髭厘用,取得较j胃意 的计算结果,逐渐代替/12程算法.火箭有液体和固体之分,相应地其射流 的计算 方法有些不 同.对于 固体燃料发动机, 其射流流场有二次燃烧现象,这较一般 的液体发动机射流流 场计算更 为复 杂. H. S .P e r g a me n t等人 基于考虑化学动力学效应 的诺维斯托 克方程组 的求 解提出了Ae r o c h e m 程序. 具有化学反应 的平衡混合尾焰流动模 型的流体力 学方程 组,其质量守恒 方程、动量守恒方程,能量守恒方 程及 状态方程依 次为 等筹=÷鲁 ( 鲁r+鲁鲁一等 + 了1鲁(z[uOT+鲁] = 芸+(鲁) + ÷鲁[r鲁】 + - 旨百OT∑苦- 一∑0 ( , . s ) p=P / (

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4 ) 式中r为垂直于尾焰 轴向的坐标, T为温度,

1 4 ) 为第 种组分的摩尔生成 速率 , c , 为定压 比热, 为第 i 种组分 的摩 尔分 数,F = / Ⅳ,Ⅳ 为混合物的摩尔质量, 和 为尾焰速 度 分别 沿轴 向和 径向的分量 ,L e 为层流或揣流流动 的Lewi s 数, P r 为Prandtl数,h 为第 种组 分的焓, p为密度, f , 为粘度, P为压力 , 为平行于轴 向的坐标, 为气体常 数. H・ s .P e r g a m e n t 等人采 用独特 的显式 一 牌式混合差分格式对 上述方程组进行 了求解,建・4 0・ 维普资讯 http://www.cqvip.com 立了Ae r

0 c h e m程序.这在火箭尾 喷焰流 场参量计 算方面有重要地位.接着在此工作基础上 又完 成了一些改进性工作 , 但 都属 于有 限耦合模型,没有考虑 更多的效应 .其实各 效痘或化 学过程之间具 有强烈 的耦合作 用,其 中任何一种过程都对尾焰流场参量有重要影 响. 为 了准确预估尾焰 的流场参量,就需 要将所 有影响流场参量 的主要物理或化学过程加 以考虑 ・ 因此在8

0 年代提 出了考虑 多种效应和过程 的全 耦合模型 C

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5 ] ,但它们的源程序至今未见公 开发表.我国结台具体 飞行器开展 了尾 喷焰 流场的计算研究.基于诺维斯托克方程组计算 了液体 发动机 的流场 ".特别是为了 飞行器的 隐身,还 开展 了具 有旋流 作用的矩形 喷口流场参量 的计算研究 " ,首 次给 出可实际应用的计 算结 果.

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2 辐射量的计 算计算尾 喷焰的辐射量 需要求解辐射 输运 方程 .同时具 有发射 ,吸 收和散射作用 的辐射输 运方程可以写为.日Ja,l=一[ 五+N s ( 、 + ) ] f ^ ( s )+[ 五+N s m ] B ( r) Ⅱ T I s}r + 上I P l ( s , s ) l ( s ) 口(s)