随着我国国防事业的高速发展,固体火箭发动机被广泛应用于武器装备中,在火箭发射过程中,发动机喷管喷出的高温高压燃气羽流在扩散过程中发生二次燃烧,冲击发射平台,发生能量转化,平台温度达到2500K以上,对发射平台等地面设备有严重的烧蚀作用。为了减弱燃气羽流对发射平台的烧蚀作用,需要通过注水喷雾的方式对固体火箭发动机发射平台进行降温。本文以运载火箭发射为背景,通过建立缩比模型,利用商业软件FLUENT对液态水与燃气射流的相互作用过程和降温效果进行数值仿真,为高效的注水降温系统工程设计提供参考,主要工作包括以下几个方面:(1)以组分输运模型为基础,对自由射流进行模拟,得到燃气羽流三维流场分布结果,将数值仿真结果与已有的实验结果相对比,验证数值仿真模型的适用性与准确性,并在自由射流流动中考虑了二次燃烧的存在,研究结果表明:所采用数值仿真模型可以准确地模拟自由射流流动,燃气二次燃烧主要发生在羽流外侧以及冲击平台表面,在二次燃烧发生区域温度会升高200K到300K左右。(2)建立以DPM模型为基础的注水模型,对燃气羽流注水流场进行模拟,将得到的注水流场数值仿真结果与已有实验结果相对比,验证注水模型的适用性与准确性,并模拟了在注水情况下,燃气发生二次燃烧对流场的影响,仿真结果表明:注水喷雾对燃气流场下半段结构破坏严重,燃气流温度迅速下降,在对燃气进行注水降温后可以极大程度地抑制燃气的二次燃烧现象。(3)通过改变喷雾强度、雾锥角、水雾粒径、喷嘴上游压力、注水水雾初温、喷嘴位置、喷嘴安装角、喷嘴喷注均匀程度等水雾喷注因素,对冲击平台温度进行对比,研究相关喷嘴工作因素与喷嘴位置因素对燃气流场降温效果的影响。模拟结果显示,喷雾降温可以大幅度降低冲击平台温度。在一定范围内,应尽量加大喷雾强度,喷嘴上游压力,雾锥角以及喷嘴距冲击平台距离,减小喷嘴安装角与水雾平均粒径,以上措施改变了相关喷注因素,加大了燃气羽流核心区域水的蒸发量,从而达到更好的降温效果;当以上相关喷注因素超出相应范围时,流场降温效果将无明显变化。