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随着世界各国对太空探索需求的日益增加,固体火箭因其快速响应、机动性强、成本低、可靠性高等特点成为各个航天大国发展的重点之一。而作为固体火箭核心的发动机,其研发和制造也成为了重中之重,地面点火试验在固体火箭发动机研制过程中,也是必不可少的环节。不同类型的固体火箭发动机地面点火试验,其燃烧室燃气温度通常都可以达到3000K以上,而高温燃气会向空间辐射的大量红外能量,故计划采用喷水冷却的方法降低热源的温度,即从源头上降低红外辐射的强度。同时,若直接将高温燃气排放到环境中,将会使周围环境受到较大程度的破坏。因此,对高温燃气进行有效的降温处理具有重大意义,而国内外的火箭发动机试车台喷水冷却的相关研究集中于设备的热防护,以降低排出燃气整体温度来达到隐蔽试验目的的数值模拟和试验还未正式的开展过。本文通过在扩张段安装喷水支板的方法进行高温、高速燃气降温处理,利用液态水相变吸收大量潜热使燃气温度下降,以研究两相间的相互影响,通过商用计算流体力学软件,采用SST k-omega,DPM,组分输运等模型对固体火箭发动机地面点火试验进行流场仿真,主要工作如下:首先,通过一维理论计算,为之后的高温燃气喷水冷却数值仿真研究,提供了相关设计参数的合理初值。为了证明喷水对燃气冷却的可行性,针对某一型号的固体火箭发动机做了无喷水及喷水的燃气射流数值仿真模拟,通过对比和分析二者的出口温度及流场云图,说明了喷水冷却方法对于高温、高速燃气降温的可行性。计算结果表明:通过喷水冷却的方法,燃气从喷管入口处3000K以上的高温降至冷却管道出口的420K,且不会对喷管出口的试验流场产生不必要的影响。通过改变冷却水的喷射角度、喷注面积、喷水速度及流量,进行了大量的燃气喷水冷却设计参数优化的数值仿真研究,为之后的试验提供了理论基础及仿真依据,并提供了一套合理的解决思路。研究发现:喷射角度垂直于来流时冷却效果最好,温度降低最多,且在出口处的温度分布比其他角度来得更均匀。以垂直于壁面或来流的角度进行喷注,对温度的分布及燃气整体冷却效果的影响差别很小。以前倾或者后倾一定角度的方式喷水对温度的冷却效果并没有帮助,且会使颗粒大部分集中于壁面附近,从而使燃气冷却的整体效果下降,但若有处于对壁面保护的需求,可考虑该方法。在流量一定的情况下,存在一个较为合适的流速,达到较好的冷却效果,过大或过小的喷注速度并不会改善燃气温度的整体降温效果,反而会加剧燃气温度分布的不均匀性。流量一定的情况下,合适的流速及喷注面积,能使液滴在管道内的扩散更均匀,从而达到较好的燃气冷却效果,过高或过低的喷水速度都无法达到最好的冷却效果。在合适的喷水速度下,喷水流量是本文所讨论的三个影响因素中对燃气冷却效果影响最大的。以增加流速或喷注面积的方式提高流量,都能使温度有进一步的下降,但随着流量的增加,水的汽化率会有所降低,且以提高流速的方式会加剧温度分布的不均匀性。