一种多喷管火箭或导弹尾焰流场计算方法技术

本发明专利技术公开了一种多喷管火箭或导弹尾焰流场计算方法，包括步骤为：只针对一台发动机的内部燃烧流场计算区域进行网格构建；火箭或导弹发动机内部燃烧流场计算，得到发动机内部参数的详细分布；火箭或导弹尾焰流场计算区域网格构建；通过研究复燃或者不同化学反应机理对火箭或导弹尾焰流场特性影响，对火箭或导弹尾焰流场进行计算。采用上述方法后，计算精确，能充分考虑化学反应和发动机内部燃烧状态影响，能用于复燃对尾焰流场特性影响研究，便于计算网格构建，只需对一台发动机内部燃烧流场进行仿真计算，避免重复计算，从而能够节省大量资源。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种应用于液体火箭或导弹发动机技术、仿真计算等研究领域的计算 方法；特别是。
技术介绍
火箭或导弹发动机尾焰流场的测量和计算一直都是液体火箭或导弹、固体火箭或 导弹和氢燃料火箭或导弹方向的一个重要研究课题。 上述课题研究成果主要有以下几个方面的应用：一是研究得到尾焰特性及其计算 方法用于追踪大型火箭和导弹威胁；二是用于研究尾焰对无线电信号衰减的影响，尾焰产 物中含有大量的原子和自由电子，无线电信号穿过尾焰时会受到这种等离子体环境的严重 影响。 随着航天任务需求和火箭或导弹技术的不断发展，现在和未来使用火箭或导弹的 一级动力系统均由多喷管发动机并联组成，因此研究多喷管发动机尾焰流场特性具有重要 意义。由于实验测量发动机尾焰流场周期长、难度大、费用高，而随着计算机性能的不断提 高，仿真计算一直是发动机尾焰流场特性研究的重要有效手段。 现有的多喷管火箭或导弹尾焰流场计算方法主要有如下几种： 1.采用半经验公式模型模拟发动机出口流场参数分布，以此作为入口边界条件对 尾焰流场进行仿真计算。 上述方法计算效率高，缺点是由于计算过程忽略了化学反应机理和燃烧室内部燃 烧状态对尾焰流场的影响，导致计算得到尾焰流场误差较大。 2.利用燃烧室热力计算求解质量守恒方程、能量守恒方程、压力平衡方程和化学 平衡方程得到组分和温度分布，以此作为入口边界条件从发动机喉部或发动机出口开始计 算尾焰流场。 该方法考虑了化学反应机理对尾焰的影响，缺点是将三维流动简化成一维流动带 来了很大误差，同时将发动机内部燃烧过程简化为平衡流动同样带来较大误差。也即忽略 了发动机内部燃烧状态对尾焰流场的影响。 3.发动机内部和尾焰流场的一体化仿真计算。 该方法考虑了化学反应机理和发动机内部燃烧状态对火箭或导弹尾焰流场的影 响，主要解决了单喷管发动机尾焰流场计算问题，充分考虑了发动机内部燃烧状态对尾焰 的影响；缺点是由于不能忽略化学反应而无法用于研究复燃对火箭或导弹尾焰流场特性影 响，且计算区域网格构建复杂，针对多喷管流场计算时存在大量重复计算、浪费计算资源的 问题。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是针对上述现有技术的不足，而提供一种多喷管火箭或 导弹尾焰流场计算方法，该多喷管火箭或导弹尾焰流场计算方法计算精确、充分考虑化学 反应和发动机内部燃烧状态影响、能用于复燃对尾焰流场特性影响研究、便于计算网格构 建、能够节省大量资源。 为解决上述技术问题，本专利技术采用的技术方案是： -种多喷管火箭或导弹尾焰流场计算方法，包括如下步骤： 步骤1，火箭或导弹发动机内部燃烧流场计算区域网格构建：只针对一台发动机 的内部燃烧流场计算区域进行网格构建。 步骤2,火箭或导弹发动机内部燃烧流场计算：基于步骤1中构建的发动机内部燃 烧流场计算区域网格，详细考虑化学反应应机理，只对一台发动机内部燃烧流场进行仿真 计算，得到发动机内部参数的详细分布；发动机内部参数的详细分布包括发动机喉部截面 参数分布和发动机出口截面参数分布。 步骤3,火箭或导弹尾焰流场计算区域网格构建。 步骤4,火箭或导弹尾焰流场计算：基于步骤3中构建的火箭或导弹尾焰流场计算 区域网格，以步骤2中得到的发动机喉部截面参数分布或发动机出口截面参数分布为入口 边界条件，对火箭或导弹尾焰流场进行计算。 所述步骤1中，对一台发动机的内部燃烧流场计算区域进行网格构建时，需考虑 喷嘴分布的对称性；当喷嘴呈对称性分布时，对整个发动机采用对称性网格构建；当喷嘴 分布不对称时，对整个发动机进行全尺寸网格构建。 所述步骤4中，当计算含有该型号发动机的其他型号火箭或导弹尾焰流场时，以 该型号发动机内部燃烧流场计算得到的发动机喉部截面参数或者发动机出口截面参数为 入口边界条件，直接计算火箭或导弹尾焰流场，不需要发动机内部流场的重新计算。 还包括步骤5,研究复燃对火箭尾焰流场特性影响：基于步骤3中构建的火箭或导 弹尾焰流场计算区域网格，以步骤2中得到的发动机喉部截面参数分布或发动机出口截面 参数分布为入口边界条件，分别计算不考虑化学反应和考虑化学反应情况下的火箭或导弹 尾焰流场，并进行对比分析。 所述步骤5中，在计算考虑化学反应情况下的火箭或导弹尾焰流场时，分别计算 采用相同化学反应机理和不同化学反应机理下的尾焰流场，并进行对比分析。 所述步骤2中，基于步骤1中构建的发动机内部燃烧流场计算区域网格，计算求解 守恒型三维N-S方程作为模型的流动、物质与能量交换以及燃烧控制方程，并采用详细化 学反应应机理，对发动机内部燃烧流场进行三维仿真计算，计算发动机内部燃烧反应详细 过程，得到发动机内部流场参数分布，发动机内部流场参数主要包括压力、温度、速度和组 分参数。 所述步骤2中，发动机内部流动属于湍流形态，需采用湍流模型计算流体流动，并 选用k-ε双方程模型计算。 所述步骤2中，描述流体流动及燃烧反应的方程为偏微分方程，需将偏微分方程 进行离散化得到离散数值逼近解，并采用有限体积法对偏微分方程进行离散化，离散格式 选择二阶迎风格式。 所述步骤2中，采用基于压力的求解器进行偏微分方程求解，并选用压力隐式算 子分裂算法求解。 所述步骤2中，详细化学反应机理包括单步总包化学反应和多步化学反应；在进 行单步总包化学反应计算时采用涡耗散/有限速率模型计算燃烧速率，在进行多步化学反 应计算时采用涡耗散概念模型计算燃烧速率。 本专利技术采用上述方法后，计算精确，能充分考虑化学反应和发动机内部燃烧状态 影响，能用于复燃对尾焰流场特性影响研究，便于计算网格构建，只需对一台发动机内部燃 烧流场进行仿真计算，避免重复计算，从而能够节省大量资源。【附图说明】 图1显示了本专利技术一种多喷管火箭尾焰流场计算方法的流程示意图； 图2显示了发动机的内部结构示意图； 图3显示了发动机内部燃烧流场计算区域示意图； 图4显示了火箭尾焰流场计算区域示意图。 其中有： 1.喷嘴；2.燃烧室；3.喷管；4.收缩段；5.扩张段；6.发动机喉部；7.发动机出 □ 〇【具体实施方式】 下面结合附图和具体较佳实施方式对本专利技术作进一步详细的说明。 为方便介绍说明，本申请主要以多喷管火箭为例进行尾焰流场计算方法的说明， 多喷管火箭导弹与火箭的计算方法类似，本专利技术将不再赘述。 如图2所示，发动机的内部结构，包括喷嘴1、燃烧室2和喷管3。 其中，喷管3包括收缩段4和扩张段5,收缩段4和扩张段5相交截面为发动机喉 部6,喷管出口即为发动机出口 7。 如图1所示，，包括如下步骤。 步骤1，火箭或导弹发动机内部燃烧流场计算区域网格构建：只针对一台发动机 的内部燃烧流场计算区域进行网格构建。 发动机的内部燃烧流场计算区域，如图3所示，包括包括喷嘴1、燃烧室2和喷管 3〇 对一台发动机的内部燃烧流场计算区域进行网格构建时，需考虑喷嘴分布的对称 性。 1.当喷嘴呈对称性分布时，对整个发动机采用对称性网格构建。如发动机喷嘴呈 三分之一对称，构建网格时，只需构建整个发动机的三分之一即可。 由于发动机内部结构复杂，含有数量庞大的喷嘴，在短时间内发生雾化、蒸发、混 合、燃烧等复杂过程，并且需考虑详细的化学反应机理，因此要求发动机内部燃烧流场计算 网格精度较高。 当采用对称性网格构建后，一本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种多喷管火箭或导弹尾焰流场计算方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤1，火箭或导弹发动机内部燃烧流场计算区域网格构建：只针对一台发动机的内部燃烧流场计算区域进行网格构建；步骤2，火箭或导弹发动机内部燃烧流场计算：基于步骤1中构建的发动机内部燃烧流场计算区域网格，考虑化学反应机理，只对一台发动机内部燃烧流场进行仿真计算，得到发动机内部参数的详细分布；发动机内部参数的详细分布包括发动机喉部截面参数分布和发动机出口截面参数分布；步骤3，火箭或导弹尾焰流场计算区域网格构建；步骤4，火箭或导弹尾焰流场计算：基于步骤3中构建的火箭或导弹尾焰流场计算区域网格，以步骤2中得到的发动机喉部截面参数分布或发动机出口截面参数分布为入口边界条件，对火箭或导弹尾焰流场进行计算。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：聂万胜，蔡红华，冯伟，丰松江，吴睿，
申请(专利权)人：中国人民解放军装备学院，
类型：发明
国别省市：北京;11