[發(fā)明專利]一種火箭發(fā)動機(jī)尾噴射流仿真方法及系統(tǒng)

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201810238237.1
• 申請日: 2018-03-22
• 公開（公告）號: CN108304684B
• 公開（公告）日: 2021-06-11
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 李子亮;薛薇;吳瑾清;胡慧;武小平;劉業(yè)奎
• 申請（專利權(quán)）人: 北京航天動力研究所
• 主分類號: G06F30/17
• 分類號: G06F30/17;G06F30/15;G06F30/23;G06F111/10;G06F119/08
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 張曉飛

本發(fā)明一種火箭發(fā)動機(jī)尾噴射流仿真方法及系統(tǒng)。(1)建立與火箭發(fā)動機(jī)噴管相同尺寸的三維幾何模型；(2)對三維幾何模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分并加密，確定邊界條件；(3)建立計算模型，確保尾噴射流過程滿足粘性納維?斯托克斯方程；(4)采用計算模型對火箭發(fā)動機(jī)尾噴射流模型進(jìn)行迭代求解，完成火箭發(fā)動機(jī)尾噴射流的仿真過程。本發(fā)明采用溫度修正的SST k?ω湍流模型計算火箭發(fā)動機(jī)尾噴射流，彌補(bǔ)了現(xiàn)有湍流模型無法準(zhǔn)確預(yù)測大溫度梯度下超音速可壓縮射流的缺陷，仿真結(jié)果的準(zhǔn)確性顯著提高，仿真結(jié)果與實驗結(jié)果誤差縮小至1％。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于火箭發(fā)動機(jī)尾噴射流仿真領(lǐng)域，涉及一種尾噴射流的仿真模型的建立。

背景技術(shù)

火箭發(fā)動機(jī)通過燃燒反應(yīng)使介質(zhì)的化學(xué)能轉(zhuǎn)化為內(nèi)能，產(chǎn)生的高溫高壓氣體通過噴管膨脹做功產(chǎn)生推力，故尾噴射流特性可直接影響發(fā)動機(jī)的推力、比沖等主要技術(shù)指標(biāo)。目前火箭發(fā)動機(jī)尾噴射流的研究方法主要包括：試驗測試法和仿真分析法；其中由于試驗條件的限制和測量技術(shù)的不成熟，僅通過試驗測試很難全面直觀了解火箭發(fā)動機(jī)尾噴管的射流特點。近些年，隨著計算流體力學(xué)的發(fā)展，流體仿真已成為分析火箭發(fā)動機(jī)流場的重要手段。該方法不受試驗條件和測試儀器等限制，可以得到計算域內(nèi)實時而全面的流場數(shù)據(jù)，尾噴射流仿真分析有助于火箭發(fā)動機(jī)噴管型面的優(yōu)化和發(fā)動機(jī)性能的提升。

火箭發(fā)動機(jī)尾噴射流屬于高速可壓縮湍流，目前火箭發(fā)動機(jī)尾噴射流仿真主要采用雙方程湍流模型，如標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型、realizable k-ε湍流模型、標(biāo)準(zhǔn)k-ω湍流模型和SST k-ω湍流模型。上述模型的特點和適用范圍各不相同，其中SST k-ω湍流模型結(jié)合了標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型和標(biāo)準(zhǔn)k-ω湍流模型的特點，具有更加廣泛的適用性和可靠性，因此該模型在計算火箭發(fā)動機(jī)尾噴射流中具有明顯的優(yōu)越性。然而，現(xiàn)有湍流模型目前存在的問題是：忽略了溫度大梯度變化對湍流耗散的影響，導(dǎo)致SST k-ω模型為代表的雙方程湍流模型均無法準(zhǔn)確計算大梯度溫度變化下的湍流混合過程。鑒于此，完善現(xiàn)有尾噴射流仿真模型和建立準(zhǔn)確的火箭發(fā)動機(jī)尾噴射流仿真方法，對于研究火箭發(fā)動機(jī)尾噴射流特性和提升噴管性能至關(guān)重要。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明解決的技術(shù)問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種火箭發(fā)動機(jī)尾噴射流仿真方法及系統(tǒng)，解決了現(xiàn)有湍流模型無法準(zhǔn)確模擬超音速可壓縮射流剪切混合的難題。

本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種火箭發(fā)動機(jī)尾噴射流仿真方法，步驟如下：

(1)建立與火箭發(fā)動機(jī)噴管相同尺寸的三維幾何模型；

(2)對三維幾何模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分并加密，確定邊界條件；

(3)建立計算模型，確保尾噴射流過程滿足粘性納維-斯托克斯方程；

(4)采用計算模型對火箭發(fā)動機(jī)尾噴射流模型進(jìn)行迭代求解，完成火箭發(fā)動機(jī)尾噴射流的仿真過程。

步驟(2)中所述邊界條件為：噴管入口和出口設(shè)置為壓力邊界條件，噴管壁面設(shè)置為壁面邊界條件，軸向?qū)ΨQ面設(shè)置為稱邊界條件；其中噴管入口壓力為發(fā)動機(jī)燃燒室的壓力，噴管出口壓力為環(huán)境壓力。

步驟(2)中噴管內(nèi)壁設(shè)置為壁面邊界條件，壁面特征為光滑、絕熱且無滑移。

步驟(3)粘性納維-斯托克斯方程中的湍流模型選擇SST k-ω湍流模型，并對SSTk-ω湍流模型進(jìn)行溫度修正。

步驟(3)中溫度修正的具體方式是以湍流剪切層氣體總溫梯度為變量，建立溫度修正函數(shù)，通過修正SST k-ω湍流模型的湍流粘度，改變湍動能分布；

步驟(3)中對SST k-ω湍流模型進(jìn)行溫度修正的具體過程為：

構(gòu)建溫度修正的SST k-ω湍流模型粘度表達(dá)式：