一種火箭羽流仿真方法
【專利摘要】本發(fā)明公開(kāi)了一種火箭羽流仿真方法，其步驟如下：一、利用Gambit軟件生成非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，并設(shè)置邊界條件；二、將網(wǎng)格導(dǎo)入到Fluent中，利用Fluent軟件求解羽流流場(chǎng)物理模型：湍流模型、離散相模型和燃燒模型；三、在Fluent中根據(jù)模型需要或?qū)嶋H情況設(shè)置邊界條件和迭代初始值，模擬仿真獲得流場(chǎng)數(shù)據(jù)。本發(fā)明基于火箭羽流流場(chǎng)的形成機(jī)理研究，根據(jù)燃燒理論、流體力學(xué)、氣體動(dòng)力學(xué)，考慮燃燒室內(nèi)的燃燒化學(xué)反應(yīng)建立的羽流流場(chǎng)計(jì)算的參數(shù)模型，能夠客觀描述羽流流場(chǎng)的主要特征，快速仿真獲得特定條件下的流場(chǎng)數(shù)據(jù)，為火箭羽流紅外特性的計(jì)算提供輸入?yún)?shù)，提高羽流的計(jì)算精度、節(jié)省羽流的仿真時(shí)間。
【專利說(shuō)明】一種火箭羽流仿真方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于目標(biāo)特性與識(shí)別【技術(shù)領(lǐng)域】，涉及一種火箭羽流仿真模型。

【背景技術(shù)】
[0002] 火箭羽流流場(chǎng)的計(jì)算是為羽流的紅外輻射場(chǎng)的計(jì)算提供基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。羽流流場(chǎng)的計(jì) 算主要包括速度場(chǎng)、溫度場(chǎng)、壓力場(chǎng)的計(jì)算。尾流問(wèn)題的研究方法多種多樣，大致可分為如 下三種：半經(jīng)驗(yàn)和分析法、試驗(yàn)測(cè)量法以及數(shù)值模擬法。半經(jīng)驗(yàn)和分析法主要是應(yīng)用于比較 簡(jiǎn)單的幾何模型，在物理過(guò)程不太復(fù)雜、流動(dòng)可視為線性的情況下，利用簡(jiǎn)化之后得到的半 經(jīng)驗(yàn)半理論公式或分析解，研究流動(dòng)的問(wèn)題，為飛行器的設(shè)計(jì)提供理論依據(jù)，但是隨著人們 對(duì)飛行器的性能要求越來(lái)越高，所需要研究的尾流流場(chǎng)問(wèn)題就會(huì)越來(lái)越復(fù)雜，同時(shí)飛行器 尾部的幾何形狀也更加復(fù)雜，流動(dòng)模型也大多數(shù)是湍流的，如此半經(jīng)驗(yàn)和分析法不能滿足 設(shè)計(jì)當(dāng)今飛行器的要求。
[0003] 試驗(yàn)測(cè)量法是利用實(shí)物模型飛行試驗(yàn)的方法模擬出飛行器飛行過(guò)程中的尾流，通 過(guò)在試驗(yàn)中記錄所需物理量，從而得到人們關(guān)心的數(shù)據(jù)，為計(jì)算設(shè)計(jì)各種飛行器，提供直接 的理論數(shù)據(jù)，試驗(yàn)測(cè)量法在飛行器的設(shè)計(jì)與研制過(guò)程中起著非常重要的作用，可以說(shuō)，試驗(yàn) 是航空航天科技發(fā)展的基礎(chǔ)，但是由于現(xiàn)代航空航天技術(shù)的飛快發(fā)展，對(duì)飛行器研制的經(jīng) 費(fèi)、周期等的要求也越來(lái)越苛刻，如此說(shuō)來(lái)，試驗(yàn)測(cè)量法已不再是設(shè)計(jì)飛行器的唯一方法， 當(dāng)然，試驗(yàn)測(cè)量法在設(shè)計(jì)飛行器中仍然具有十分重要的作用和重大的意義。
[0004] 數(shù)值模擬法是建立在計(jì)算機(jī)和計(jì)算流體力學(xué)（CFD)的發(fā)展基礎(chǔ)之上，為了滿足飛 行器設(shè)計(jì)快、好、省、多的要求而逐漸被人們所接收并采納的一種設(shè)計(jì)和研究的方法，數(shù)值 模擬的方法不僅能提供多種設(shè)計(jì)研究方案供設(shè)計(jì)者選擇，還能快速提供設(shè)計(jì)者想要得到的 數(shù)據(jù)結(jié)果，在羽流問(wèn)題的研究上，由于羽流問(wèn)題的復(fù)雜多樣，用實(shí)物試驗(yàn)無(wú)法模擬所有情 形，而數(shù)值模擬法則能克服并解決這一難題，為設(shè)計(jì)者提供所需的各種情形下的羽流流場(chǎng) 參數(shù)，同時(shí)可以得到一些用實(shí)物試驗(yàn)無(wú)法模擬計(jì)算得到的數(shù)據(jù)，這都是實(shí)物試驗(yàn)法無(wú)法比 擬的，除此之外，數(shù)值模擬的方法還能節(jié)省大量的人力、物力和財(cái)力，意義重大。
[0005] 為使計(jì)算簡(jiǎn)單且很快得到羽流流場(chǎng)參數(shù)，可采用通過(guò)計(jì)算機(jī)進(jìn)行的數(shù)值模擬的方 法，即計(jì)算流體力學(xué)CFD方法，該方法分析流體流動(dòng)和傳熱等物理現(xiàn)象。通過(guò)CFD技術(shù)，可 利用計(jì)算機(jī)分析并顯示流場(chǎng)中的現(xiàn)象，從而在較短時(shí)間內(nèi)預(yù)測(cè)流場(chǎng)。CFD模擬能幫助理解流 體力學(xué)問(wèn)題，為實(shí)驗(yàn)提供指導(dǎo)，為設(shè)計(jì)提供參考，從而節(jié)省人力、物力和時(shí)間。然而，傳統(tǒng)的 假定火箭噴管出口參數(shù)已知，直接進(jìn)行羽流流場(chǎng)參量計(jì)算的建模仿真，計(jì)算效率低、可靠性 差。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 本發(fā)明的目的是提供一種火箭羽流仿真方法，該方法基于火箭羽流流場(chǎng)的形成機(jī) 理研究，根據(jù)燃燒理論、流體力學(xué)、氣體動(dòng)力學(xué)，考慮燃燒室內(nèi)的燃燒化學(xué)反應(yīng)建立的羽流 流場(chǎng)計(jì)算的參數(shù)模型，能夠客觀描述羽流流場(chǎng)的主要特征，快速仿真獲得特定條件下的流 場(chǎng)數(shù)據(jù)，為火箭羽流紅外特性的計(jì)算提供輸入?yún)?shù)，提高羽流的計(jì)算精度、節(jié)省羽流的仿真 時(shí)間。
[0007] 本發(fā)明的目的是通過(guò)以下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的：
[0008] -種火箭羽流仿真方法，從火箭推力室開(kāi)始研究，分析火箭羽流流場(chǎng)的形成過(guò)程， 考慮燃燒室內(nèi)的燃燒化學(xué)反應(yīng)，根據(jù)燃燒理論、流體力學(xué)、氣體動(dòng)力學(xué)，得到了羽流流場(chǎng)的 參數(shù)計(jì)算公式。具體包括如下內(nèi)容：
[0009] -、利用Gambit軟件生成分離比例為0. 1-0. 5的非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，并設(shè)置如下四種 邊界條件：入口邊設(shè)為速度入口邊界；出口設(shè)為壓力輸出邊界；下邊設(shè)為對(duì)稱邊界條件；上 邊設(shè)為壁面邊界條件。
[0010] 二、將網(wǎng)格導(dǎo)入到Fluent中，利用Fluent軟件求解羽流流場(chǎng)物理模型，主要包括 湍流模型、離散相模型和燃燒模型。
[0011] 三、在Fluent中根據(jù)模型需要或?qū)嶋H情況設(shè)置邊界條件和迭代初始值，模擬仿真 獲得流場(chǎng)數(shù)據(jù)。
[0012] 本發(fā)明中在Fluent中進(jìn)行了 2000次以上的迭代仿真運(yùn)算得到了迭代殘差小于 le-5的計(jì)算結(jié)果，計(jì)算得到火箭羽流流場(chǎng)的速度場(chǎng)、溫度場(chǎng)、壓力場(chǎng)。計(jì)算獲得的速度場(chǎng)、壓 力場(chǎng)均符合實(shí)際情況，以溫度場(chǎng)為例進(jìn)行計(jì)算精度分析，得到溫度場(chǎng)仿真結(jié)果誤差為2%， 并且得到了連續(xù)的易于觀察的場(chǎng)數(shù)據(jù)分布。與傳統(tǒng)的假定火箭噴管出口參數(shù)已知，直接進(jìn) 行羽流流場(chǎng)參量計(jì)算的建模仿真方法比較，在一定程度上提高了計(jì)算效率、精度和可靠性。 總之，該方法為火箭羽流流場(chǎng)計(jì)算研究提供了一種新思路，可作為工程計(jì)算的一種有效模 型和算法。
[0013] 本發(fā)明有如下優(yōu)點(diǎn)：
[0014] 1、能夠快速仿真獲得特定條件下的流場(chǎng)數(shù)據(jù)，提高了計(jì)算效率。
[0015] 2、能夠獲得連續(xù)的易于觀察的場(chǎng)數(shù)據(jù)分布，比起以往成果中的離散數(shù)據(jù)，本發(fā)明 得到更加直觀、可靠的流場(chǎng)數(shù)據(jù)。
[0016] 3、從火箭推力室開(kāi)始研究，考慮燃燒室內(nèi)的燃燒化學(xué)反應(yīng)，在一定程度上提高了 精度和可靠性。本發(fā)明中計(jì)算的溫度場(chǎng)仿真結(jié)果誤差為2%。

【專利附圖】

【附圖說(shuō)明】
[0017] 圖1為火箭羽流流場(chǎng)計(jì)算總體方案；
[0018] 圖2為Gambit生成的網(wǎng)格；
[0019] 圖3為速度場(chǎng)分布；
[0020] 圖4為溫度場(chǎng)分布；
[0021] 圖5為溫度場(chǎng)計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值沿軸線溫度對(duì)比圖；
[0022] 圖6為壓力場(chǎng)分布。

【具體實(shí)施方式】
[0023] 下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的技術(shù)方案作進(jìn)一步的說(shuō)明，但并不局限于此，凡是對(duì)本 發(fā)明技術(shù)方案進(jìn)行修改或者等同替換，而不脫離本發(fā)明技術(shù)方案的精神和范圍，均應(yīng)涵蓋 在本發(fā)明的保護(hù)范圍中。
[0024] 本發(fā)明提供了一種火箭羽流仿真方法，具體包括如下內(nèi)容：
[0025] -、火箭羽流流場(chǎng)仿真方法的總體說(shuō)明
[0026] 研究思路是首先利用Gambit軟件生成計(jì)算模擬所用的非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，并且進(jìn)行 邊界條件的定義，以實(shí)現(xiàn)Fluent的模擬仿真。利用Fluent計(jì)算流體軟件對(duì)羽流流場(chǎng)進(jìn)行 模擬，得到火箭羽流流場(chǎng)的速度場(chǎng)、溫度場(chǎng)、壓力場(chǎng)。為后續(xù)火箭羽流輻射場(chǎng)的計(jì)算分析提 供基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。具體研究方案如圖1所示。
[0027] 二、火箭羽流流場(chǎng)仿真模型的分布說(shuō)明
[0028] 1、Gamb i t中的網(wǎng)格劃分
[0029] 計(jì)算流場(chǎng)數(shù)據(jù)的第一步是劃分網(wǎng)格，用學(xué)術(shù)語(yǔ)言表達(dá)計(jì)算區(qū)域的離散化，即將空 間上連續(xù)的計(jì)算區(qū)域劃分成許多個(gè)子區(qū)域，并確定每個(gè)區(qū)域中的節(jié)點(diǎn)。數(shù)學(xué)上，生成網(wǎng)格 后（即離散化后），就將連續(xù)的控制方程進(jìn)行了離散，即將描寫流動(dòng)與傳熱的偏微分方程轉(zhuǎn) 化為各個(gè)節(jié)點(diǎn)上的代數(shù)方程組。劃分網(wǎng)格的本質(zhì)是用有限個(gè)離散的點(diǎn)來(lái)代替原來(lái)的連續(xù)空 間。
[0030] 本發(fā)明采用了非結(jié)構(gòu)化劃分網(wǎng)格，并將分離比例分別設(shè)為0. 5、0. 3、0. 1的劃分網(wǎng) 格進(jìn)行迭代計(jì)算對(duì)比，采用了 〇. 5分離比例的劃分網(wǎng)格的模擬結(jié)果，0. 5分離比例的劃分網(wǎng) 格如圖2所示。本發(fā)明中的網(wǎng)格定義了四種邊界條件：入口邊設(shè)為速度入口邊界；出口設(shè)為 壓力輸出邊界；為減少計(jì)算時(shí)間，只生成了一半網(wǎng)格，所以下邊設(shè)為對(duì)稱邊界條件；而上邊 的不規(guī)則邊設(shè)為壁面邊界條件。
[0031] 2、羽流仿真計(jì)算的物理模型
[0032] 羽流流場(chǎng)物理模型主要包括湍流模型，使用離散相模型來(lái)表達(dá)液滴噴霧過(guò)程，并 與連續(xù)相流場(chǎng)耦合模擬出了液滴的揮發(fā)和燃燒過(guò)程。揮發(fā)燃燒過(guò)程由混合分?jǐn)?shù)平衡化學(xué)反 應(yīng)模型模擬。下面將分別詳細(xì)介紹每個(gè)物理模型。
[0033] 2. 1羽流流場(chǎng)的湍流模型
[0034] 本發(fā)明采用湍流模型中的k_ ε模型，由于其微分方程形式與N-S方程相同，因而 可以和N-S方程進(jìn)行耦合求解。本發(fā)明采用高雷諾數(shù)k-ε模型來(lái)求解。
[0035] 設(shè)Ρ為密度，u、ν為X、y向速度，ρ為壓強(qiáng)，e為單位質(zhì)量的總能量，Τ為溫度，k， ε分別為湍動(dòng)能和湍流耗散速度。

【權(quán)利要求】
1. 一種火箭羽流仿真方法，其特征在于所述仿真方法為： 一、 利用Gambit軟件生成非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，并設(shè)置如下四種邊界條件：入口邊設(shè)為速度 入口邊界；出口設(shè)為壓力輸出邊界；下邊設(shè)為對(duì)稱邊界條件；上邊設(shè)為壁面邊界條件； 二、 將網(wǎng)格導(dǎo)入到Fluent中，利用Fluent軟件求解羽流流場(chǎng)物理模型：湍流模型、離散 相模型和燃燒模型； 三、 在Fluent中根據(jù)模型需要或?qū)嶋H情況設(shè)置邊界條件和迭代初始值，模擬仿真獲得 流場(chǎng)數(shù)據(jù)。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的火箭羽流仿真方法，其特征在于所述非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格的分離比 例為 0. 1-0. 5。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的火箭羽流仿真方法，其特征在于所述非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格的分離比 例為0. 5。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的火箭羽流仿真方法，其特征在于所述湍流模型為高雷諾數(shù) k-ε模型。
5. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的火箭羽流仿真方法，其特征在于所述燃燒模型為非預(yù)混合燃 燒模型。
6. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的火箭羽流仿真方法，其特征在于所述非預(yù)混合燃燒模型中， 時(shí)間平均混合分?jǐn)?shù)方程為：
式中，f為混合分?jǐn)?shù)源項(xiàng)，sm僅指質(zhì)量由液體燃料滴或反應(yīng)顆粒傳入氣相中，sUSCT為用 戶定義源項(xiàng)。
7. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的火箭羽流仿真方法，其特征在于所述非預(yù)混合燃燒模型中， 時(shí)間平均混合分?jǐn)?shù)均方值的守恒方程戸為：
式中，/' = / - 7 ;常數(shù)σt、cg和Cd-分別取0. 85, 2. 86和2. 0 ;SUSOT-用戶定義源項(xiàng)。
【文檔編號(hào)】G06F17/50GK104050334SQ201410299944
【公開(kāi)日】2014年9月17日 申請(qǐng)日期:2014年6月28日 優(yōu)先權(quán)日:2014年6月28日
【發(fā)明者】秦蘭琦, 張旺, 汪洪源, 王玉雷, 汪東生, 劉振奇, 張愛(ài)紅, 范志剛 申請(qǐng)人:哈爾濱工業(yè)大學(xué)