本文以多喷管运载火箭发射平台为研究对象,采用数值模拟方法对动力系统尾焰冲击特性开展深入研究.基于三维可压缩Navier-Stokes方程、Realizablek-ε两方程湍流模型、二阶迎风TVD离散格式,建立了多喷管运载火箭燃气射流模型,并分别得出运载火箭尾焰对单侧导流槽、双侧楔型导流槽和双侧圆锥型导流槽三种不同导流槽拓扑型面的冲击流场.数值研究表明:喷管中心轴线与导流槽相交点区域为导流面的压强、温度峰值点,双侧导流槽对降低多喷管尾焰射流交互的影响比单侧导流槽更好.双侧楔型导流槽将火箭燃气往两侧分流,双侧圆锥型导流槽沿着360°方向分流,且圆锥型导流面温度、压强峰值较双侧楔型导流槽降低18％、51％.本文的研究结果对运载火箭发射平台的燃气导流槽总体方案设计及其导流性能优化具有重要的理论意义和工程应用价值.
多喷管运载火箭 动力系统 冲击流场 导流槽 数值模拟