摘要：采用Witoszynski、Foelsch法及边界层修正量等因素对(4～6)马赫喷管型线进行设计,将所设计喷管射流及实验区流场环境进行模拟;通过改变喷管实验区入出口压力比,探讨最佳稳定流场时所对应的入出口压力比。为明确风洞实验中构件附近流场的准确分布,在实验区放置球锥模型,对比分析所设计喷管射流场及远场边界条件下的流场品质,探究实验区壁面及喷管模型对稳定气流的影响大小。同时,分析球锥构件半锥角的改变对喷管实验区射流的影响。研究结果表明:所设计喷管及实验区的流场都能保证高马赫、高品质稳定气流,验证了喷管型线设计的合理;两种环境下球锥模型附近的速度场、温度场及压力场分布差异明显,实现后续模拟构件在风洞实验的高温应变及模态等特性的结果更精确;喷管实验区流场中不同半锥角的构件温度分布规律结果对飞行器头部热防护的措施可提供理论参考。

摘要：推力是固体火箭发动机的重要性能指标,采用增加装药的传统办法可以提高推力,同时也带来强度要求的提高和成本的增加。为了在不增加装药的前提下,提高固体火箭发动机的推力,从固体火箭发动机结构设计的角度,提出调整火箭喷管间排布距离的方法。通过建立双喷管固体火箭发动机三维模型,利用AUSM格式,数值求解雷诺平均N-S方程,模拟双喷管不同排布间距下的喷管及射流的流场,得出各条件下推力。仿真结果表明,针对双喷管固体火箭发动机,调整喷管间距可以提高喷管推力。