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研究背景

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火箭發動機噴管是進行能量轉換并產生推力的重要部件，對其流場進行仿真分析是優化噴管設計和控制流動分離過程的必需環節。因為火箭發動機常用的拉瓦爾噴管結構簡單，所以在計算流體力學（CFD）廣泛應用的今天，對這種簡單結構內流場的仿真似乎已經不成問題，流行的CFD軟件幾乎都可以“輕松地”算出噴管中的參數變化。但是在真正的噴管優化設計中，必須認真考量所采用的仿真模型，因為計算結果的偏差勢必會影響后續的設計過程。

仿真是通過數學方法模擬真實世界，其“保真”過程有兩個環節，首先是數學模型是否真正反映了物理過程，其次是求解數學模型的過程是否準確。“液體火箭發動機噴管仿真模型研究”一文以典型的液體火箭發動機（3kN空間發動機，120噸級液氧煤油發動機，260噸級液氧煤油發動機）噴管為例，深入討論氣體模型、化學反應模型等因素對仿真結果的影響，并進一步厘清影響噴管性能的物理因素。

02

創新點

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文章詳細對比了采用不同氣體模型所計算的流場參數分布和性能，指出在實際的非平衡氣體流動中，化學組分的變化起耗散作用。比較了燃燒室壓強對性能的影響，指出了提高室壓可以增強性能的化學動力學內因。針對液氧煤油發動機，探討了噴管型面對性能的影響。

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總結與展望

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采用量熱完全氣體假設所計算的比沖高于用熱完全氣體假設的計算值；這兩種氣體模型給出的計算結果偏差較大，可能高于、也可能低于試車結果，沒有規律性；化學動力學計算結果比較準確，接近試車測試值。提高室壓不僅能提高燃燒效率，也能促進聚合反應、減小流動過程中的化學動力學損失，使噴管性能提高。對于液氧煤油發動機，Rao方法設計的噴管型面偏“瘦”，進行附面層修正可略提高性能，或在同樣性能要求下略減小噴管長度。

未來在噴管精細化設計和相關流動的研究中，應以化學非平衡流動仿真模型作為計算工具，才能實現更接近實際的目標。

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團隊介紹

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孫得川

大連理工大學航空航天學院孫得川教授團隊主要從事火箭發動機及高溫氣動熱防護方面的研究工作，在火箭發動機仿真建模、噴管設計、熱環境實驗研究等方面形成了有特色的研究方向并處于行業領先水平。如建立了可指導工程應用的單組元發動機計算模型；提出了真空發動機高性能噴管設計的新方法；設計、建設了模擬高超聲速氣動熱環境的低成本地面試驗裝置；提出了高溫氣動熱環境地面模擬參數相似的新準則，有效擴大了地面試驗的模擬參數范圍。

(1) 孫得川, 賢光. 超聲波測量大尺寸固體火箭發動機燃速的關鍵技術. 兵工學報, doi: 10.12382/bgxb.2021.0805.

(2) 孫得川, 金盛宇. 氫氧渦流燃燒推力器設計方案仿真研究. 推進技術, 2022, 43(4):185-194.

(3) De-chuan Sun, Jun Liu, Wei-bin Xiang. Numerical simulation of the transient process of monopropellant rocket engines. Aerospace Science and Technology, 2020, 103, 105921. 

(4) 孫得川, 姚天亮. 硝酸羥胺基單組元液體火箭發動機起動過程的模擬. 推進技術, 2020, 41(1): 58-64.

(5) De-chuan Sun, Wei-bin Xiang. Simplified numerical simulation model for hydroxyl ammonium nitrate-based monopropellant rocket engines. Aerospace Science and Technology, 2019, 95, 105474.

(6)Dechuan Sun, Tianyou Luo, Qiang Feng. New Contour Design Method for Rocket Nozzle of Large Area Ratio. International Journal of Aerospace Engineering, Volume 2019, 4926413. 

(7) 孫得川, 曹夢成, 劉俊, 林慶國. 顆粒無序分布的堆積床內部流動與傳熱分析. 推進技術, 2018, 39(3): 612-618.

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引用格式

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[1]孫得川,楊建文.液體火箭發動機噴管仿真模型[J].火箭推進,2022,48(02):56-65.

SUN Dechuan,YANG Jianwen.Nozzle simulation model of liquid rocket engine[J].Journal of Rocket Propulsion,2022,48(02):56-65.