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摘要
双推力室液体火箭发动机启动过程中，若出现两支管流量分配不均等现象，极易引起点火失败，造成重大损失。因此，燃气管路分叉处内部流动特性和在分叉处布置导流锥对改善流动特性影响的研究具有重要意义。本文针对某双推力室液体火箭发动机热试车启动过程中的燃气管路，以试验数据作为边界条件，开展了瞬态流动数值仿真研究。结果表明，火箭发动机热试车启动过程中，燃气管路流动呈现出4个典型阶段，分别为点火前的平稳期，点火后的一次上升期、下降期和二次上升期。在启动过程中，无导流锥时，导流罩进口存在预旋回流区、一侧出口存在滞止回流区，导流罩与燃气支管衔接处内侧存在转弯回流区，三者相互作用是造成两支管间压力分布不对称，及出口质量流量分配不平衡的主要原因；有导流锥时，预旋回流区被导流锥约束而缩小，滞止回流区消失。有导流锥与无导流锥时相比，在启动过程中约0.2s与0.6s时刻，两支管对称测点压差均值分别降低约80.6%与80.0%，两支管出口质量流量差值分别降低约55.0%与80.8%。导流锥有效改善了流动特性，使得两支管压力分布的对称性提高，流量分配平衡性增强。导流锥对双推力室液体火箭发动机稳定性提高有重要作用。
