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固体火箭发动机气动喉部的两相流数值模拟
被引量：
8
1
作者
谢侃
王一白
刘宇
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2010年第1期56-60,共5页
本文对两相流条件下的环缝式气动喉部方案进行了数值模拟。气-粒两相流动模型采用二维轴对称欧拉-拉格朗日模型。研究了二次流不同喷射位置、角度、流率及喷嘴个数对气动喉部调节有效喉部面积大小的影响规律。模拟得到了两相流条件下气...
本文对两相流条件下的环缝式气动喉部方案进行了数值模拟。气-粒两相流动模型采用二维轴对称欧拉-拉格朗日模型。研究了二次流不同喷射位置、角度、流率及喷嘴个数对气动喉部调节有效喉部面积大小的影响规律。模拟得到了两相流条件下气动喉部的流场特征,结果表明使二次流的喷入位置越靠近喉部、增大二次流流量或减小喷射角度都能明显增加气动喉部调节性能;由此归纳出增强气动喉部对主流扼流能力的两种主要机制,即增加挤压和流阻。
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关键词
固体推进剂火箭发动机
^
气动
喉
部
^+
二次流
^
两相流^+
数值仿真
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职称材料
题名
固体火箭发动机气动喉部的两相流数值模拟
被引量：
8
1
作者
谢侃
王一白
刘宇
机构
北京航空航天大学宇航学院
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2010年第1期56-60,共5页
文摘
本文对两相流条件下的环缝式气动喉部方案进行了数值模拟。气-粒两相流动模型采用二维轴对称欧拉-拉格朗日模型。研究了二次流不同喷射位置、角度、流率及喷嘴个数对气动喉部调节有效喉部面积大小的影响规律。模拟得到了两相流条件下气动喉部的流场特征,结果表明使二次流的喷入位置越靠近喉部、增大二次流流量或减小喷射角度都能明显增加气动喉部调节性能;由此归纳出增强气动喉部对主流扼流能力的两种主要机制,即增加挤压和流阻。
关键词
固体推进剂火箭发动机
^
气动
喉
部
^+
二次流
^
两相流^+
数值仿真
Keywords
Solid propellant rocket engine
^
Aerodynamic throat ^＋
Secondary flow
^
Two-phase flow ^＋
Numerical simulation
分类号
V435.11 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
固体火箭发动机气动喉部的两相流数值模拟
谢侃
王一白
刘宇
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2010
8
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