王俊敏，邴笑寒，田 瓊，王 楠

（1.91001部隊，北京100089；2.92916部隊，海南 樂東372534；3.91375部隊，北京102443）

導(dǎo)彈垂直發(fā)射系統(tǒng)具有通用性好、生命力強、全方位發(fā)射、發(fā)射率高等諸多優(yōu)點[1-4]，被越來越多地應(yīng)用于艦上。然而，導(dǎo)彈垂直發(fā)射的過程中將產(chǎn)生大量帶有固體顆粒高速、高溫燃氣流，能否將燃氣流順利安全排出是實現(xiàn)導(dǎo)彈垂直發(fā)射的關(guān)鍵問題[5]。通過數(shù)值計算的方法對復(fù)雜的燃氣流流場進行分析，可為燃氣排導(dǎo)系統(tǒng)的安全防護以及優(yōu)化設(shè)計等方面提供理論支撐。

目前，針對燃氣流流場分析研究已經(jīng)出現(xiàn)了大量成果。文獻[6]分析了垂直發(fā)射裝置內(nèi)部流場結(jié)構(gòu)，通過數(shù)值計算著重分析了排導(dǎo)系統(tǒng)被流場壓強分布情況，總結(jié)了流場的激波結(jié)構(gòu)特點。文獻[7]給出了發(fā)射裝置的物理模型，分析計算了導(dǎo)彈意外點火情況下的燃氣排導(dǎo)系統(tǒng)承受的壓強載荷。

文獻[8]以艦載垂直發(fā)射系統(tǒng)燃氣流場作為研究對象，分別給出了導(dǎo)彈點火后未動、導(dǎo)彈運動至發(fā)射箱1/4，1/2，3/4高度和導(dǎo)彈尾部剛出發(fā)射箱時等5種典型狀態(tài)下的燃氣流場分布規(guī)律。

然而，以上文獻均只考慮了單純的氣相流場分布，忽略了顆粒相對流場分布的影響。本文以導(dǎo)彈垂直發(fā)射系統(tǒng)氣固兩相流場為研究對象，使用兩相控制方程，采用“計算單元內(nèi)顆粒源項算法”（PSIC）對兩相流進行解耦計算，并利用FLUENT就導(dǎo)彈垂直發(fā)射高度和燃燒室壓強對三維燃氣流場參數(shù)分布的影響進行了著重分析，為下一步分析燃氣排導(dǎo)系統(tǒng)損傷機理奠定基礎(chǔ)。

1 模型建立

1.1 幾何模型

導(dǎo)彈在發(fā)射的過程中，噴管尾部的氣流流速遠遠大于導(dǎo)彈在發(fā)射箱內(nèi)的移動速度。當(dāng)導(dǎo)彈的運動位移較小時，可忽略其造成的流場變化；而當(dāng)導(dǎo)彈運動位移增加時，燃氣流對系統(tǒng)底部的壓強將迅速減少。因此，可以將燃氣排導(dǎo)系統(tǒng)內(nèi)導(dǎo)彈發(fā)射起飛時的燃氣流場用導(dǎo)彈在靜止?fàn)顟B(tài)發(fā)射的流場簡化，通過對導(dǎo)彈靜態(tài)發(fā)射的流場計算來確定導(dǎo)彈發(fā)射時燃氣排導(dǎo)系統(tǒng)受到的最嚴(yán)酷的載荷。燃氣排導(dǎo)系統(tǒng)流場計算幾何模型按如下簡化方式建立：

1）忽略發(fā)射過程中彈體外突結(jié)構(gòu)對流場的影響；

2）只考慮噴管擴張段，噴管喉部給定入口條件；

3）認為導(dǎo)彈與發(fā)射箱之間無間隙；

4）忽略壓力室入口處格柵、瓜瓣結(jié)構(gòu)。

簡化后，模型分為排氣道、壓力室、發(fā)射箱和導(dǎo)彈噴管喉部4個部分。計算模型如圖1所示。

圖1 燃氣排導(dǎo)系統(tǒng)幾何模型Fig.1 Geometric model of gas exhaust system

1.2 氣相控制方程

導(dǎo)彈發(fā)射時，發(fā)動機噴管噴出的高速燃氣流具有很大的馬赫數(shù)，須將燃氣流看作可壓縮氣體處理，在計算時，必須考慮噴管內(nèi)流和外流之間的相互作用。針對這一復(fù)雜流場，本文應(yīng)用可壓縮的、雷諾N-S平均方程來對流場進行計算。N-S 方程是湍流方程的通解，對于這種復(fù)雜流場，可以通過求解如下湍流N-S方程組得出結(jié)果。

式（1）～（6）中：t 表示時間；ρ 是流體密度；u、v 和w是x、y、z 方向上的速度矢量的分量；Fx、Fy和Fz是微元體上x、y、z 方向上的合力；τx、τy和τz表示粘性應(yīng)力τ 的在不同方向上的分量；p 為微元體的壓力；k 為流體傳熱系數(shù)；cp為比熱容；T 為氣相溫度；ST為粘性耗散項；R 是摩爾氣體常數(shù)。

1.3 顆粒相控制方程

本文對燃氣排導(dǎo)系統(tǒng)內(nèi)顆粒相的數(shù)值模擬采用了確定軌道的顆粒軌道模型[9-16]。顆粒相在流場內(nèi)經(jīng)歷了十分復(fù)雜的變化過程，為了簡化計算，本文將顆粒相簡化為性質(zhì)不變且密度為均值的球形顆粒，并假設(shè)顆粒相的質(zhì)量不發(fā)生損失。

基于以上假設(shè)，顆粒相控制方程如下。顆粒相連續(xù)性方程：

式（7）中：vpn是顆粒速度在流管截面的垂直分量；A是通道截面。

顆粒相的動量方程：

式（8）、（9）中：ρp為顆粒相密度；u 和up分別為氣相以及顆粒相的速度；dp為顆粒直徑；CD為顆粒相阻力分布。

雷諾數(shù)Re 定義為：

式（10）中：ρ 為氣相密度；μ 為物理系數(shù)粘數(shù)。不同Re 下顆粒相阻力的分布為：

顆粒相的能量方程：

式（12）中：mp為顆粒質(zhì)量；Ap為顆粒表面積；cp為顆粒比熱容；T 為氣相溫度；Tp為顆粒相溫度；h 為對流系數(shù)；θR為輻射溫度。

1.4 湍流模型

本文研究的發(fā)射裝置內(nèi)燃氣流屬于高雷諾數(shù)流動，并且在壓力室底部發(fā)生了很劇烈的彎曲運動，通過對3 種湍流模型[17]的優(yōu)缺點進行分析，根據(jù)實際情況，選擇標(biāo)準(zhǔn)k-ε 二方程模型對湍流流場進行計算：

1.5 兩相耦合算法

對于顆粒軌道模型，一般采用“計算單元內(nèi)顆粒源項算法”（PSIC）對兩相流進行耦合計算。該方法首先對氣相流場進行計算；然后，在流場環(huán)境中加入顆粒相并計算其運動過程中粒性參數(shù)的變化；將得到參數(shù)變化反饋到氣相流場中，流場受到顆粒相的反饋作用發(fā)生參數(shù)的改變，這樣交替對離散相與連續(xù)相進行求解，直到兩相方程均收斂為止[18]。圖2 給出了PSIC算法流程。

圖2 PSIC算法Fig.2 PSIC algorithm

在進行兩相耦合的計算過程中，顆粒相與氣相的能量、質(zhì)量以及熱量都發(fā)生了交換，交換作用的方程式如下：

氣固兩相質(zhì)量交換方程：

氣固兩相動量交換方程：

氣固兩相熱量交換方程：

式（15）～（17）中：Δmp為顆粒相質(zhì)量差；mˉp為平均顆粒相質(zhì)量；F 為相間作用力；Q 為相間交互熱；m?p為顆粒質(zhì)量變化率；hfg為對流系數(shù)；Tref為標(biāo)準(zhǔn)參考溫度。

2 模擬計算

2.1 網(wǎng)格劃分

本文對燃氣排導(dǎo)系統(tǒng)整個計算區(qū)域采用六面體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格進行離散。進行超音速流動計算時，對網(wǎng)格劃分的要求很高，圖3 為發(fā)射高度10dn（dn為喉部直徑）時，對計算區(qū)域離散化所采用的網(wǎng)格。

后文中，不同發(fā)射高度下的模型均采用該方法對計算區(qū)域進行離散。

圖3 部分計算網(wǎng)格Fig.3 Computing grid

2.2 燃氣參數(shù)

含鋁固體推進劑燃燒所產(chǎn)生的燃氣流為高速、高溫并且含有強烈腐蝕性的超音速流。燃氣流內(nèi)部成分十分復(fù)雜，很難對其進行完全的模擬，為了簡化計算，進行如下假設(shè)：

a）認為燃氣流是均質(zhì)混合的氣體；

b）燃氣流與空氣無化學(xué)反應(yīng)；

c）燃氣的比熱比和熱傳導(dǎo)率恒定；

d）燃氣流的分子粘性系數(shù)符合Sutherland定律。

燃氣性能參數(shù)見表1。

表1 燃氣性能參數(shù)Tab.1 Gas parameters

2.3 燃氣顆粒相屬性

2.3.1 Al2O3的物理特性

本文以球形Al2O3作為燃氣中的固體顆粒，關(guān)注的對象主要是噴出噴管出口后的顆粒在流場中的運動。顆粒的物理參數(shù)按照噴管出口條件來計算更為合理。為了便于計算，假定在流動過程中顆粒相的比熱、密度等參數(shù)為常值。

根據(jù)純氣相流場計算可得噴管出口平均溫度為1 800K 。 Al2O3的溫度由噴管出口溫度來給定。Al2O3的熔點為2 318K，沸點為3 250K，在噴管出口處Al2O3呈固相，比熱為1 254 kJ/(kg ?K)。根據(jù)Al2O3的密度隨溫度線性變化關(guān)系式[17]：

式（18）中：Tp為顆粒相溫度；Tr為參考溫度，對固相Al2O3取294.4 K ；ρmpr為參考溫度下的顆粒密度，在294.4 K 時，Al2O3的密度為3 964.5 kg/m3。

計算得1 800 K 時，Al2O3的密度為3 800 kg/m3。

2.3.2 Al2O3的尺寸分布

顆粒尺寸分布是顆粒相最重要的特性。關(guān)于固體火箭噴管中的粒子分布，人們已經(jīng)做了大量的研究。目前，學(xué)界基本認同Al2O3粒子在噴管出口處的尺寸分布服從對數(shù)正態(tài)分布：

式（19）中：σ 為正態(tài)分布的標(biāo)準(zhǔn)差；Dˉ為質(zhì)量平均直徑。

由文獻[19]可知，本文入口條件下顆粒粒徑集中在0.3～10 μm ，質(zhì)量平均直徑為4.23 μm ，約有96%的顆粒粒徑小于15 μm。為了簡化計算，選取5 組顆粒直徑代表粒子尺寸正態(tài)分布對兩相流場進行計算。圖4為標(biāo)準(zhǔn)差σ=0.46，質(zhì)量平均直徑為4.23 μm的分布密度函數(shù)近似直方圖。

2.3.3 顆粒相質(zhì)量流量計算

應(yīng)用FLUENT計算兩相流時，須要在入口處輸入各尺寸顆粒相的質(zhì)量流率。噴管入口處顆粒相質(zhì)量流率按照氣相質(zhì)量流率的20%加入。其中，噴管入口處氣體質(zhì)量流率計算式為：

2.企業(yè)在信息平臺建設(shè)中的職責(zé)和權(quán)利。職業(yè)經(jīng)理人信息平臺建設(shè)主要是為企業(yè)的人才需求而服務(wù)，企業(yè)是最大的受益者，所以企業(yè)的職責(zé)主要包括提供職業(yè)經(jīng)理人真實績效技能信息、兌現(xiàn)職業(yè)經(jīng)理人的勞動合同、查詢企業(yè)擬選聘職業(yè)經(jīng)理人信息等。

式中，

固體火箭燃氣中，γ=1.216，R=270.3 J/kg，計算可得K=0.039 634。

在噴管喉部M=1，則q(M)≈1。

本文中噴管喉部面積為4.753 89×10-3m2，計算可得m?=34.4 kg/s。每組顆粒的質(zhì)量流率可以由燃氣的質(zhì)量流率與顆粒相的質(zhì)量分?jǐn)?shù)的乘積求得。

2.4 定解條件

2.4.1 顆粒相邊界條件

入口條件：每組尺寸顆粒給定質(zhì)量流率，假設(shè)噴管入口處顆粒相速度等于當(dāng)?shù)貧庀嗨俣?，在噴管入口處以面源的形式加入流場中，每組顆粒平均地由噴管喉部面進入流場。

出口條件：將排氣道出口設(shè)為逃逸條件，顆粒溢出計算區(qū)域，顆粒軌道計算停止。

2.4.2 氣相邊界條件

入口條件：將噴管喉部設(shè)為流場的壓力入口，給定總溫總壓，具體數(shù)值根據(jù)壓比的實際情況來確定。

出口條件：將排氣道出口設(shè)為流場的壓力出口，排氣道出口與外界相連，出口壓力為一個標(biāo)準(zhǔn)大氣壓。

壁面條件：其余面均設(shè)置為無滑移固壁邊界條件。

2.5 計算結(jié)果

本文從2個方面對燃氣排導(dǎo)系統(tǒng)內(nèi)的氣固兩相流場進行分析：

1）分析實際發(fā)射高度以及發(fā)射參數(shù)情況下的計算結(jié)果。重點討論壓力室內(nèi)射流結(jié)構(gòu)以及燃氣排導(dǎo)系統(tǒng)內(nèi)流動規(guī)律。

2）改變發(fā)射高度（噴管口距壓力室底部的距離H）以及膨脹壓比n（n=Pe/Pa，Pe為噴管喉部靜壓，Pa為外界大氣壓），分析以上因素對流場的影響。

2.5.1 實際發(fā)射工況下的三維流場分析

導(dǎo)彈在實際發(fā)射工況發(fā)射時，發(fā)射高度H=10dn，噴管喉部總壓Po=10 MPa，氣相溫T=3 200.8 K。分別截取X=-0.943 m、Z=1.315 m、Z=0 m、X=0 m、Y=0.85 m、Y=0 m 這6 個截面以及壓力室底面，討論各截面流場參數(shù)分布情況。

1）X= -0.943 m 截面。圖5 給出了X= -0.943 m截面各參數(shù)分布的情況。導(dǎo)彈點火后，燃氣射流直射進壓力室內(nèi)。燃氣流在噴管喉部的壓力為10 MPa。燃氣流壓力在噴管內(nèi)急劇下降，噴管出口處的壓力為0.245 MPa。隨后，燃氣流離開噴管口，在壓力室內(nèi)迅速膨脹后被壓縮，欠膨脹燃氣射流在壓力室內(nèi)形成馬赫結(jié)構(gòu)，變?yōu)? 個波節(jié)。流場最大馬赫數(shù)為4.2，出現(xiàn)在第1 個波節(jié)中心位置，隨著燃氣流向壓力室底部流動，第2個波節(jié)中心馬赫數(shù)降至3.3。在整個核心區(qū)域內(nèi)，燃氣射流都處于超音速狀態(tài)。除射流核心區(qū)域外，燃氣流在壓力室內(nèi)的壁面流動基本處于亞音速狀態(tài)。燃氣流貼附在壓力室底部流動的過程中卷吸上部燃氣形成漩渦結(jié)構(gòu)。

圖5 X= -0.943 m 截面各參數(shù)分布Fig.5 Parameter distribution of X= -0.943 m

2）Z=1.315 m 截面。如圖6 所示，壓力室內(nèi)壓力值明顯大于排氣道內(nèi)壓力值，壓力最大值出現(xiàn)在燃氣流直射區(qū)域。由圖6 可知，由于壓力室底部導(dǎo)流板的作用，燃氣流核心區(qū)域進入了排氣道，而壓力室側(cè)壁附近燃氣流由于沒有足夠的動能進入射流核心區(qū)域，在射流核心區(qū)域與壓力室側(cè)壁間產(chǎn)生了漩渦。激波后的超音速燃氣流在貼附導(dǎo)流板流動過程中卷吸上部氣流形成不同尺寸的漩渦結(jié)構(gòu)。由于大量燃氣流同時涌入排氣道以及渦流動的擠壓作用，有部分燃氣流倒流回發(fā)射箱，由發(fā)射箱與彈體的間隙流出。自由射流區(qū)馬赫數(shù)分布不規(guī)則，不存在相交激波，這是因為在兩相射流中存在相間作用，顆粒不僅受燃氣作用追隨燃氣運動，還受慣性作用保持原有運動狀態(tài)影響氣相速度的變化，使得氣相在某個位置產(chǎn)生參數(shù)突變的可能性降低，從而阻礙了相交激波的形成。

圖6 Z=1.315 m 截面各參數(shù)分布Fig.6 Parameter distribution of Z=1.315 m

3）Z=0 m 截面。Z=0 m 截面接近壓力室側(cè)壁。從圖7 中可以看出，壓力室側(cè)壁區(qū)域燃氣流主要為亞音速狀態(tài)，燃氣流通過導(dǎo)流板流向排氣道，由于空間突然減小以及燃氣的擠壓作用，燃氣流在壓力室入口加速至超音速狀態(tài)。壓力室內(nèi)部有著十分劇烈的漩渦運動，排氣道入口處產(chǎn)生了較強的回流渦。

圖7 Z=0 m 截面各參數(shù)分布Fig.7 Parameter distribution of Z=0 m

4）X=0 m 截面（排氣道中心截面）。從圖8 可以看出，排氣道內(nèi)燃氣流馬赫數(shù)與壓力均沿Y 軸正方向逐漸減小，排氣道內(nèi)燃氣流屬于亞音速燃氣射流。排氣道內(nèi)靠近直射發(fā)射位區(qū)域的馬赫數(shù)與壓力略大于其他區(qū)域。

圖8 X=0 m 截面各參數(shù)分布Fig.8 Parameter distribution of X=0 m

5）Y=0.85 m 截面。Y=0.85 m 截面臨近噴管出口位置，該位置燃氣流在X 、Z 方向有很好的對稱性。由圖9可知，燃氣流的核心區(qū)域為超音速燃氣流，其他區(qū)域均為亞音速燃氣流。

圖9 Y=0.85 m 截面各參數(shù)分布Fig.9 Parameter distribution of Y=0.85 m

6）Y=0 m 截面。圖10表示Y=0 m 截面燃氣流馬赫數(shù)等高線向Z 軸負方向偏移。流場變化的主要原因是壓力室內(nèi)存在漩渦結(jié)構(gòu)，壓力室壁面位置的漩渦流動如圖10 b）所示。

圖10 Y=0 m 截面各參數(shù)分布Fig.10 Parameter distribution of Y=0 m

7）壓力室底部。由圖11可知，由于超音速燃氣流強烈的沖擊作用，壓力室底部燃氣直射區(qū)域出現(xiàn)了一個強壓區(qū)，該區(qū)域為平板激波結(jié)構(gòu)。激波位置燃氣流速降至亞音速，燃氣流在壓力室底部向四周流動的過程中膨脹加速至超音速，超音速燃氣流受到壓力室壁面的約束在壁面夾角處出現(xiàn)高壓區(qū)。

圖11 壓力室底部各參數(shù)分布Fig.11 Parameter distribution at the bottom of pressure chamber

通過對以上7組流場典型截面參數(shù)分布情況進行分析，燃氣排導(dǎo)系統(tǒng)流場特征總結(jié)如下：

1）燃氣流在整個核心區(qū)域內(nèi)都處于超音速狀態(tài)，在壓力室以及排氣道內(nèi)基本處于亞音速狀態(tài)；

2）射流核心區(qū)域由波節(jié)組成，各波節(jié)結(jié)構(gòu)相似，波節(jié)隨著射流流動方向逐漸減小。其中，心馬赫數(shù)也逐漸降低；

3）壓力室內(nèi)部有著十分劇烈的漩渦運動，在壓力室壁面夾角附近尤其明顯，這些漩渦運動導(dǎo)致射流核心區(qū)域發(fā)生輕微偏移；

4）超音速燃氣流沖擊壓力室底部形成激波結(jié)構(gòu)，激波后燃氣流貼附壓力室底部向四周流動并膨脹加速至超音速，在壁面夾角處產(chǎn)生強壓區(qū)；

5）排氣道內(nèi)燃氣流馬赫數(shù)與壓力沿出口方向逐漸減小，并且壓力略大于外界大氣壓。

2.5.2 流場影響因素分析

前文分析了實際發(fā)射高度以及發(fā)射參數(shù)情況下的流場參數(shù)分布。接下來討論發(fā)射高度（噴管口距壓力室底部的距離H）以及燃燒室壓強Po對三維流場參數(shù)分布的影響。各情況計算參數(shù)如表2所示。

表2 計算參數(shù)表Tab.2 Calculation parameters

1）討論發(fā)射高度對流場的影響。在給定入口壓比情況下，分別對發(fā)射高度H 為10dn、15dn和30dn的3 種情況進行分析，討論導(dǎo)彈發(fā)射高度對流場參數(shù)分布的影響。

從圖12 中可以看出，當(dāng)H=30dn時，燃氣流核心區(qū)劃分為4 個完整波節(jié)，波節(jié)隨射流流動方向逐漸減小，最末端波節(jié)的中心馬赫數(shù)降至1.35。隨著發(fā)射高度減小至15dn時，燃氣流核心區(qū)域分為3 個完整波節(jié)，第3 個波節(jié)中心馬赫數(shù)降至3。當(dāng)H=10dn時，燃氣流核心區(qū)只劃分出2 個完整的波節(jié)，但是燃氣流末端波節(jié)中心的馬赫數(shù)最高，為3.3。3種發(fā)射高度下的燃氣流核心區(qū)域均為超音速燃氣流。

圖12 不同發(fā)射高度馬赫數(shù)分布Fig.12 Mach number distribution at different launching heights

從圖13中可以看出，欠膨脹燃氣流的壓力在發(fā)射箱內(nèi)經(jīng)過多個先上升后下降的過程形成激波結(jié)構(gòu)。波節(jié)中心壓力值隨著燃氣流動方向逐漸減小。隨著發(fā)射高度的增加，燃氣流末端波節(jié)中心壓力值逐漸減小。

圖13 不同發(fā)射高度壓強分布Fig.13 Pressure distribution at different launching height

如圖14 所示，當(dāng)發(fā)射高度H=15dn時，燃氣流沖擊壓力室底部形成激波，激波后燃氣流貼附壓力室底部向四周流動，燃氣流膨脹加速至超音速。激波強度以及貼附壓力室底部燃氣流速度對比H=10dn時的有所降低。

圖14 H=15dn 時壓力室底部各參數(shù)分布Fig.14 Parameter distribution at the bottom of pressure chamber when H=15dn

由圖15 可知，當(dāng)發(fā)射高度H=30dn時，壓力室底部激波現(xiàn)象與H=15dn時基本一致，但激波強度以及貼附壓力室底部燃氣流速度低于H=15dn時的狀態(tài)。

圖16 為不同發(fā)射高度下壓力室底部X 方向壓力曲線變化如曲線圖。從圖中可以看出，發(fā)射高度為10dn時，壓力室底部產(chǎn)生的激波強度最大，壓力室底部激波強度隨著發(fā)射高度的增加而減小。

圖15 H=30dn 時壓力室底部各參數(shù)分布Fig.15 Parameter distribution at the bottom of pressure chamber when H=30dn

圖16 不同發(fā)射高度下壓力室底部X 方向壓強分布Fig.16 Pressure distribution in the X direction at the bottom of pressure chamber at different launching height

綜上分析，導(dǎo)彈發(fā)射高度對流場參數(shù)分布的影響主要表現(xiàn)在：隨發(fā)射高度增加，燃氣流沖擊壓力室底部產(chǎn)生的平板激波強度減??；燃氣流核心區(qū)域波節(jié)數(shù)增加；燃氣流末端波節(jié)中心馬赫數(shù)以及壓力值降低；貼附壓力室底部導(dǎo)流板的燃氣流速度降低。

2）討論燃燒室壓強對流場的影響。對于給定尺寸的噴管結(jié)構(gòu)，膨脹壓比n（n=Pe/Pa，Pe為噴管喉部靜壓，Pa為外界大氣壓）的改變就是燃燒室壓強Po的改變。本文分別對壓比為1.5、2.0和2.5這3種情況進行分析，討論燃燒室壓強Po對流場的影響。

圖17為噴管軸心方向壓強分布。由圖可知，燃氣壓力在噴管內(nèi)急劇下降；隨后，壓力在發(fā)射裝置內(nèi)經(jīng)歷了先上升后下降的過程，波峰出現(xiàn)在2個波節(jié)之間，壓比n=2.5 時波峰壓力最大并且波峰與噴管出口之間的距離最遠，當(dāng)燃燒室壓強Po減小時，波峰與噴管出口之間距離以及波峰壓力也隨之變小。由于燃氣流沖擊壓力室底部產(chǎn)生激波，燃氣流在接近壓力室底部時壓力迅速上升。

圖17 不同壓比下噴管軸心方向壓強分布Fig.17 Nozzle pressure distribution in the axial direction

如圖17所示，壓力室底部峰值出現(xiàn)在射流直射區(qū)域。n=2.5 時，壓力峰值最大，壓力峰值隨燃燒室壓強Po增大而增大。沖擊區(qū)域兩側(cè)壓力分布不平穩(wěn)，主要原因是壓力室內(nèi)漩渦運動導(dǎo)致的。壓力在靠近壁面夾角時有所升高。

綜上分析，燃燒室壓強Po對流場參數(shù)分布的影響表現(xiàn)在：隨著燃燒室壓強增大，燃氣流沖擊壓力室底部產(chǎn)生的正激波強度增大；發(fā)射箱內(nèi)波節(jié)位置與噴管口的距離增大，波節(jié)下移。

圖18 不同壓比下壓力室底部Z 方向壓強分布Fig.18 Pressure distribution in the Z direction at the bottom of pressure chamber under different pressure ratios

3 結(jié)論

本文首先對物理模型進行了簡化并建立了兩相流場模型；然后，根據(jù)流場參數(shù)的截面對實際發(fā)射工況下的燃氣排導(dǎo)系統(tǒng)內(nèi)的氣固兩相流場進行分析，并且直觀給出了發(fā)射高度和燃燒室壓強對兩相流場的影響，為下一步研究排導(dǎo)系統(tǒng)的損失機理和結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計奠定了基礎(chǔ)。