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摘要
针对航行体水下垂直发射过程，利用固体火箭发动机在尾空泡内点火实现有控运动，是保证复杂因素干扰下航行体弹道稳定的重要手段。基于流体体积模型、标准k-ε湍流模型和动网格技术，通过求解雷诺时均Navier-Stokes方程，获得超声速射流与尾空泡耦合作用初期的流场特性及其演化规律。结果表明：航行体出筒后形成的半椭球状附体尾空泡，在超声速射流作用下逐渐演变成葫芦状，其内部流动受到破坏后进行重构，没有形成回射流现象；超声速射流完全受限在尾空泡内发展，射流流动主要位于径向尺寸和喷管出口直径相当的核心区内，在射流卷吸作用和空泡界面影响下，尾空泡内相继出现了一次涡环和二次涡环结构；航行体尾部与筒口中心位置压力呈现宽幅振荡特征，最大振幅约为发射水深压力的1.2倍，致使射流结构和航行体受到的实际总推力出现大幅度振荡变化。
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单位中国船舶科学研究中心
