[發明專利]一種大面積比噴管側向載荷預測方法、裝置及介質

有效

• 申請號: 201811522269.0
• 申請日: 2018-12-13
• 公開（公告）號: CN109726453B
• 公開（公告）日: 2023-06-16
• 發明（設計）人: 田俊武;楊云軍;劉周;龔安龍;周偉江
• 申請（專利權）人: 中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: G06F30/20
• 分類號: G06F30/20;G06F30/15
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 范曉毅

一種大面積比噴管側向載荷預測方法，包括如下步驟：步驟一、建立噴管模型，對噴管模型劃分網格；確定燃燒氣體參數；步驟二、預設噴管內流場的初始條件和噴管的邊界條件；步驟三、對離散后的完全NS方程組進行定常計算，獲得流場密度分布值、流場壓力分布值和流場溫度分布值；步驟四、將噴管壁面壓力分布值與試驗測試獲得的噴管壁面壓力分布值進行比較獲得比較結果，當比較結果大于預設值時，轉入步驟五，否則轉入步驟六；步驟五、調整燃燒氣體參數，然后轉入步驟二；步驟六、將噴管的實際壓力作為噴管的出口壓力，對離散后的完全NS方程組進行非定常計算，獲得噴管壁面實際壓力分布值即可對噴管的側向載荷進行預測。

技術領域

本發明涉及一種大面積比噴管側向載荷預測方法、裝置及介質，屬于大推力火箭發動機推進技術領域。

背景技術

隨著航天推進技術的快速發展，現代火箭發動機愈來愈多采用大面積噴管以獲得高推進效率和大比沖來提高整個火箭工作性能。然而，火箭發動機噴管的工作環境會跨越很寬的高度范圍，為了在整個飛行過程中獲得可接受的性能，噴管都是按中間環境壓力設計的，而大部分情況下，大面積比噴管工作在非設計條件下，當背壓高于設計值一定程度時，噴管會處于嚴重的過膨脹狀態，由于過膨脹狀態而引發的噴管內復雜激波演化過程會形成多種形式的流動分離現象，由此可能帶來嚴重的側向載荷問題，從而導致噴管的結構破壞。美國的J-2發動機、航天飛機主發動機、俄羅斯的RD-0120發動機、歐洲的火神發動機和日本的LE-7A等發動機的研制過程中,均遇到了比較嚴重的噴管側向載荷問題。

近幾十年來國外開展了大量的理論、實驗及數值研究工作以解釋噴管過膨脹狀態下側向載荷產生的物理機制及相關因素對側向載荷幅值的影響，并取得了很多重要的進展。然而，由于噴管側向載荷產生的物理機制十分復雜，對很多因素也十分敏感，到目前仍然沒有明確的定論。目前,工業上一般靠大量試驗以及保守設計來解決此問題，一定程度上造成了研制經費的浪費及噴管性能的犧牲。如何通過從理論上認識側向載荷的形成機理并做到準確預測,最終指導噴管設計一直是國際上的研究熱點。

發明內容

本發明要解決的技術問題是：克服現有技術的不足，提供了一種大面積比噴管側向載荷預測方法、裝置及介質，通過數值方法來模擬大面積比噴管過膨脹狀態下的流動瞬態特性，并形成對噴管側向載荷的預測方法，提高大面積比噴管的設計能力。

本發明目的通過以下技術方案予以實現：

一種大面積比噴管側向載荷預測方法，包括如下步驟：

步驟一、建立噴管模型，對噴管模型劃分網格；確定燃燒氣體參數；

步驟二、預設噴管內流場的初始條件和噴管的邊界條件；

步驟三、采用Roe格式對噴管內流場的完全NS方程組進行離散；然后對離散后的完全NS方程組進行定常計算，獲得流場密度分布值、流場壓力分布值和流場溫度分布值；所述流場壓力分布值包括噴管壁面壓力分布值；

步驟四、將步驟三中所述的噴管壁面壓力分布值與試驗測試獲得的噴管壁面壓力分布值進行比較獲得比較結果，當比較結果大于預設值時，轉入步驟五，否則轉入步驟六；

步驟五、調整燃燒氣體參數，然后轉入步驟二；

步驟六、將噴管的實際壓力作為噴管的出口壓力，將步驟三中所述的流場密度分布值、流場壓力分布值和流場溫度分布值作為噴管內流場的初值，對離散后的完全NS方程組進行非定常計算，獲得噴管壁面實際壓力分布值即可對噴管的側向載荷進行預測。

上述大面積比噴管側向載荷預測方法，步驟一采用結構網格對噴管模型進行網格劃分。

上述大面積比噴管側向載荷預測方法，根據燃料和氧化劑的混合比確定步驟一中所述的燃燒氣體參數。

上述大面積比噴管側向載荷預測方法，所述完全NS方程組的湍流模型使用一方程SA模型。