含潛入噴管發(fā)動(dòng)機(jī)尾部流場(chǎng)冷流模擬

為了揭示含潛入噴管的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尾部流動(dòng)特征,按照幾何相近和氣動(dòng)相似原則設(shè)計(jì)了通道為矩形的二維冷流實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?利用相位多普勒粒子分析儀(PDPA)對(duì)燃燒室尾部氣流的時(shí)均速度和湍流脈動(dòng)速度進(jìn)行了測(cè)量.實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明氣流在潛入噴管入口上游發(fā)生分離,再附點(diǎn)位于噴管前端部外側(cè),背壁空腔內(nèi)形成一個(gè)較為穩(wěn)定的回流區(qū),流場(chǎng)的軸向和橫向湍流強(qiáng)度都比較大.

作 者： 韓新波 陳步學(xué) 蔡體敏 馮希順 HAN Xin-bo CHEN Bu-xue CAI Ti-min FENG Xi-shun   作者單位： 西北工業(yè)大學(xué),航天工程學(xué)院,陜西,西安,710072  刊 名： 推進(jìn)技術(shù)  ISTIC EI PKU 英文刊名： JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY  年，卷(期)： 2000 21(3)  分類號(hào)： V435  關(guān)鍵詞： 固體推進(jìn)劑火箭發(fā)動(dòng)機(jī)   潛入式噴管   尾流   冷流  

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