刘 沛，李 耿，赵 利

（1.西安航天动力技术研究所，西安 710025；2.陕西宇航科技工业有限公司，西安 710025）

大扩张比喷管分离流动冷流试验研究

刘 沛1，＊，李 耿1，赵 利2

（1.西安航天动力技术研究所，西安 710025；2.陕西宇航科技工业有限公司，西安 710025）

为研究流动分离条件下气流特性，针对某试验大扩张比喷管，开展了地面冷流试验研究。试验得到了分离点前后测点压强与入口压强的变化规律，并对测点压强数据进行了傅里叶分析。研究结果表明，随着入口压强升高，分离点前测点压强不断升高，分离点后测点压强降低，远离分离点的下游测点压强基本不变，且略低于环境压强；流动分离会导致分离点后压强脉动增大，且脉动主要为50Hz以内的低频脉动，该研究为大扩张比喷管的设计及试验提供了重要参考。

流动分离；冷流试验；压强脉动

0 引 言

大扩张比喷管在地面试车及发动机的起动、关机过程中都会发生流动分离。分离导致的流动不稳定往往产生较大的振动载荷，从而影响试验测试以及试车结果的评价，严重时还会对喷管和发动机的结构造成破坏，美国的J-2S发动机［1］、欧洲的Vulcain发动机［2］以及日本的LE-7A发动机［3］在研制过程中均出现过因气流分离导致的试车故障。因此，深入研究流动分离现象，掌握相关机理和规律，对于提高火箭发动机的设计及试验测试水平具有重要意义。

关于流动分离，国外开展了大量的研究。文献［4-5］中数值仿真表明喷管中存在2种不同的分离模式，即FSS（Free Shock Separation）和RSS（Restricted Shock Separation），该结果已得到实验的广泛证实［68］。……