长尾喷管凭借良好的稳定性被广泛应用于战术导弹中。在长尾喷管火箭发动机工作过程中,由燃烧室产生的高温燃气流经长尾喷管时获得加速,实现导弹推进。燃气流动至长尾喷管时会产生氧化铝沉积现象和绝热层烧蚀现象,使长尾喷管升温,但因长尾喷管热防护结构的隔热作用,使得长尾喷管外壁面的温升在后效阶段中才发生。当长尾喷管外壁面温度突破推力矢量控制系统的工作温度阈值时,会造成控制系统中的热敏性电子元器件失效,致使导弹的作战任务失败。为确保导弹作战计划的成功实施,必须严格控制长尾喷管外壁面温度,采取合理的热防护设计。因此有必要对长尾喷管发动机后效瞬态传热特性进行研究。论文的主要工作和结果包括以下三个部分:1、建立了长尾喷管后效传热的数值计算模型。依据长尾喷管工作过程中存在的气-固两相流动、绝热层烧蚀、氧化铝沉积、气-固边界移动、内流场瞬态变化等物理现象,建立长尾喷管传热过程的基本物理模型。长尾喷管传热基本物理模型包括对流传热模型、绝热层的烧蚀模型、氧化铝颗粒的沉积模型。在长尾喷管后效传热计算模型中,将绝热层烧蚀和氧化铝沉积所引起的气-固边界移动问题与多孔介质模型相结合,实现长尾喷管内的边界移动的准确模拟。2、无绝热层烧蚀情况下的常规喷管后效传热计算与分析。分析沉积层参数、绝热层参数对后效传热的影响规律,修正长尾喷管后效传热数值计算模型。通过不同实验条件下的发动机实验结果校验长尾喷管后效传热数值计算模型的准确性,确保其计算误差在15%以内。外界气流在后效阶段中沿喷管内壁面回流至喷管内,对沉积层进行冷却降温,沉积层和绝热层的热量向喷管内壁面两侧传递。3、存在绝热层烧蚀情况下的长尾喷管后效传热计算与分析。长尾喷管参数化分析结果表明,影响长尾喷管后效传热的最大因素是氧化铝沉积率,而回流持续时间、绝热层热解率和氧化铝导热系数的影响效果依次减弱。绝热层的烧蚀和氧化铝沉积改变了喷管的内型面,加剧了内流场的变化。外界气流在后效阶段中依长尾喷管扩张段内壁面回流至喷管内,对喷管进行冷却降温。