一種火箭羽流仿真方法
【專利摘要】本發(fā)明公開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，模擬仿真獲得流場數(shù)據(jù)。本發(fā)明基于火箭羽流流場的形成機(jī)理研究，根據(jù)燃燒理論、流體力學(xué)、氣體動力學(xué)，考慮燃燒室內(nèi)的燃燒化學(xué)反應(yīng)建立的羽流流場計算的參數(shù)模型，能夠客觀描述羽流流場的主要特征，快速仿真獲得特定條件下的流場數(shù)據(jù)，為火箭羽流紅外特性的計算提供輸入?yún)?shù)，提高羽流的計算精度、節(jié)省羽流的仿真時間。
【專利說明】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] 火箭羽流流場的計算是為羽流的紅外輻射場的計算提供基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。羽流流場的計 算主要包括速度場、溫度場、壓力場的計算。尾流問題的研究方法多種多樣，大致可分為如 下三種：半經(jīng)驗和分析法、試驗測量法以及數(shù)值模擬法。半經(jīng)驗和分析法主要是應(yīng)用于比較 簡單的幾何模型，在物理過程不太復(fù)雜、流動可視為線性的情況下，利用簡化之后得到的半 經(jīng)驗半理論公式或分析解，研究流動的問題，為飛行器的設(shè)計提供理論依據(jù)，但是隨著人們 對飛行器的性能要求越來越高，所需要研究的尾流流場問題就會越來越復(fù)雜，同時飛行器 尾部的幾何形狀也更加復(fù)雜，流動模型也大多數(shù)是湍流的，如此半經(jīng)驗和分析法不能滿足 設(shè)計當(dāng)今飛行器的要求。
[0003] 試驗測量法是利用實物模型飛行試驗的方法模擬出飛行器飛行過程中的尾流，通 過在試驗中記錄所需物理量，從而得到人們關(guān)心的數(shù)據(jù)，為計算設(shè)計各種飛行器，提供直接 的理論數(shù)據(jù)，試驗測量法在飛行器的設(shè)計與研制過程中起著非常重要的作用，可以說，試驗 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，對飛行器研制的經(jīng) 費、周期等的要求也越來越苛刻，如此說來，試驗測量法已不再是設(shè)計飛行器的唯一方法， 當(dāng)然，試驗測量法在設(shè)計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算機(jī)和計算流體力學(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)計和研究的方法，數(shù)值 模擬的方法不僅能提供多種設(shè)計研究方案供設(shè)計者選擇，還能快速提供設(shè)計者想要得到的 數(shù)據(jù)結(jié)果，在羽流問題的研究上，由于羽流問題的復(fù)雜多樣，用實物試驗無法模擬所有情 形，而數(shù)值模擬法則能克服并解決這一難題，為設(shè)計者提供所需的各種情形下的羽流流場 參數(shù)，同時可以得到一些用實物試驗無法模擬計算得到的數(shù)據(jù)，這都是實物試驗法無法比 擬的，除此之外，數(shù)值模擬的方法還能節(jié)省大量的人力、物力和財力，意義重大。
[0005] 為使計算簡單且很快得到羽流流場參數(shù)，可采用通過計算機(jī)進(jìn)行的數(shù)值模擬的方 法，即計算流體力學(xué)CFD方法，該方法分析流體流動和傳熱等物理現(xiàn)象。通過CFD技術(shù)，可 利用計算機(jī)分析并顯示流場中的現(xiàn)象，從而在較短時間內(nèi)預(yù)測流場。CFD模擬能幫助理解流 體力學(xué)問題，為實驗提供指導(dǎo)，為設(shè)計提供參考，從而節(jié)省人力、物力和時間。然而，傳統(tǒng)的 假定火箭噴管出口參數(shù)已知，直接進(jìn)行羽流流場參量計算的建模仿真，計算效率低、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的形成機(jī) 理研究，根據(jù)燃燒理論、流體力學(xué)、氣體動力學(xué)，考慮燃燒室內(nèi)的燃燒化學(xué)反應(yīng)建立的羽流 流場計算的參數(shù)模型，能夠客觀描述羽流流場的主要特征，快速仿真獲得特定條件下的流 場數(shù)據(jù)，為火箭羽流紅外特性的計算提供輸入?yún)?shù)，提高羽流的計算精度、節(jié)省羽流的仿真 時間。
[0007] 本發(fā)明的目的是通過以下技術(shù)方案實現(xiàn)的：
[0008] -種火箭羽流仿真方法，從火箭推力室開始研究，分析火箭羽流流場的形成過程， 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)、氣體動力學(xué)，得到了羽流流場的 參數(shù)計算公式。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算得到了迭代殘差小于 le-5的計算結(jié)果，計算得到火箭羽流流場的速度場、溫度場、壓力場。計算獲得的速度場、壓 力場均符合實際情況，以溫度場為例進(jìn)行計算精度分析，得到溫度場仿真結(jié)果誤差為2%， 并且得到了連續(xù)的易于觀察的場數(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) 行羽流流場參量計算的建模仿真方法比較，在一定程度上提高了計算效率、精度和可靠性。 總之，該方法為火箭羽流流場計算研究提供了一種新思路，可作為工程計算的一種有效模 型和算法。
[0013] 本發(fā)明有如下優(yōu)點：
[0014] 1、能夠快速仿真獲得特定條件下的流場數(shù)據(jù)，提高了計算效率。
[0015] 2、能夠獲得連續(xù)的易于觀察的場數(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、可靠的流場數(shù)據(jù)。
[0016] 3、從火箭推力室開始研究，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)明中計算的溫度場仿真結(jié)果誤差為2%。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0017] 圖1為火箭羽流流場計算總體方案；
[0018] 圖2為Gambit生成的網(wǎng)格；
[0019] 圖3為速度場分布；
[0020] 圖4為溫度場分布；
[0021] 圖5為溫度場計算結(jié)果與實驗值沿軸線溫度對比圖；
[0022] 圖6為壓力場分布。

【具體實施方式】
[0023] 下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的技術(shù)方案作進(jìn)一步的說明，但并不局限于此，凡是對本 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] -、火箭羽流流場仿真方法的總體說明
[0026] 研究思路是首先利用Gambit軟件生成計算模擬所用的非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，并且進(jìn)行 邊界條件的定義，以實現(xiàn)Fluent的模擬仿真。利用Fluent計算流體軟件對羽流流場進(jìn)行 模擬，得到火箭羽流流場的速度場、溫度場、壓力場。為后續(xù)火箭羽流輻射場的計算分析提 供基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。具體研究方案如圖1所示。
[0027] 二、火箭羽流流場仿真模型的分布說明
[0028] 1、Gamb i t中的網(wǎng)格劃分
[0029] 計算流場數(shù)據(jù)的第一步是劃分網(wǎng)格，用學(xué)術(shù)語言表達(dá)計算區(qū)域的離散化，即將空 間上連續(xù)的計算區(qū)域劃分成許多個子區(qū)域，并確定每個區(qū)域中的節(jié)點。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，即將描寫流動與傳熱的偏微分方程轉(zhuǎn) 化為各個節(jié)點上的代數(shù)方程組。劃分網(wǎng)格的本質(zhì)是用有限個離散的點來代替原來的連續(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)行迭代計算對比，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；為減少計算時間，只生成了一半網(wǎng)格，所以下邊設(shè)為對稱邊界條件；而上邊 的不規(guī)則邊設(shè)為壁面邊界條件。
[0031] 2、羽流仿真計算的物理模型
[0032] 羽流流場物理模型主要包括湍流模型，使用離散相模型來表達(dá)液滴噴霧過程，并 與連續(xù)相流場耦合模擬出了液滴的揮發(fā)和燃燒過程。揮發(fā)燃燒過程由混合分?jǐn)?shù)平衡化學(xué)反 應(yīng)模型模擬。下面將分別詳細(xì)介紹每個物理模型。
[0033] 2. 1羽流流場的湍流模型
[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， 時間平均混合分?jǐn)?shù)方程為：
式中，f為混合分?jǐn)?shù)源項，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。
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。
【文檔編號】G06F17/50GK104050334SQ201410299944
【公開日】2014年9月17日 申請日期: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, 張愛紅, 范志剛 申請人:哈爾濱工業(yè)大學(xué)