流体喷管喉部方案是指在发动机喉部附近通过二次流体喷射,使二次流与主流相互作用从而改变主流的喉部形状和流通面积;同时流体喷管喉部还能与二次流矢量控制系统很好结合,实现固体火箭发动机推力大小和方向的调节。相对于二次流为燃气,当二次流为液体时,可更容易实现二次流的流量调节和多次启动,并且二次流存储系统的体积可更小,因而气-液流体喷管喉部方案具有更大的工程应用价值。另外,如果喷注的二次液流是具有氧化性的液体,二次流与主流相互作用后还可进行二次燃烧放热,增强流体喉部的扼流性能。二次流与主流相互作用的雾化效果越好,喉部处的二次燃烧就越充分,其扼流能力就越高。因此对二次流为液体的流体喉部雾化效果进行试验研究是必要的。研究流体喉部二次流与主流相互作用时的雾化效果,为热试试验实际采用气-液流体喷管喉部的发动机设计提供参考,该试验研究有助于加深对二次流作用机理的认识。本课题的主要研究内容是研究固体火箭发动机流体喉部二次液流的雾化特性与喉部流场的流动特性。为了研究横流喷嘴的雾化特性和流动情况,本研究拟用成熟的马尔文粒度分析仪和高分辨率高速摄像机,采用二次流互击直流喷嘴、水平对射直流喷嘴和逆向射流直流喷嘴对流体喉部的雾化特性和流动特性进行了试验研究。研究了发动机喷管喉部与出口处流场雾滴的雾滴直径和液雾分布指数。通过试验可以获得不同压比、流量比和喷射方案条件下的粒度数据以及流动特性。研究结果将为后续的工程应用和发动机设计提供重要依据。