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小发动机燃气流火焰温度测量 总被引:1,自引:0,他引:1
小发动机是在高温条件(≈1800℃)下进行头部防热材料模拟试验的设备,是为解决导弹弹头再入大气层时的防热问题而研制的。本文叙述了用光学法测量小发动机燃气流火焰温度、燃气流中模型前端的激波温度及不同材料的模型表面温度。实验表明:不同材料的模型,其表面温度不同。文中对测温误差进行了初步分析。 相似文献
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本文对倒置喷管的湍流跨音速流场进行了数字模拟,其算法基于YanLeer的矢通量分裂格式,求解时采用了线性Gauss—Seidel迭代法,并结合局部时间步长技术对收敛过程进行加速,对雷诺数为1.66×106的倒置喷管的流场进行了数值计算,结果与实验相符合。 相似文献
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For the problem that the plume flow field structure of a multi engine parallel rocket is complicated and the bottom thermal environment is extremely harsh, which may cause the failure of the engine structural components, the plume flow field and thermal environment at different altitudes are studied through numerical simulation. The result is compared with the measured results in flight which shows that when the rocket is flying at a low altitude, the plume of the engines do not interfere with each other. As the flight altitude increases, the plumes gradually expand and begin to interfere with each other, and finally there is an obvious backflow at the bottom of the rocket. The maximum heat flux at the moment of take off is basically the same as the measured value in flight. Before the backflow occurs, the heat flux mainly consists of radiant heat, the convective heat flow increases as the flight altitude grows, but it is also much smaller than the peak heat flow at takeoff. The result has certain guiding significance for the optimal design of engine structure thermal protection. 相似文献