关于多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法技术

本发明专利技术提出了一种关于多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法，首先建立多喷管火箭三维模型；其次利用多重分块结构化网格方法对三维模型进行网格划分；再次建立多喷管火箭羽流流场以及对流换热的数学模型：对N‑S多组分方程进行AUSM+格式离散，积分‑微分得到模型边界处的无粘通量；然后打开改良后辐射模型DOM，得到模型辐射吸收系数：利用DOM模型对辐射传热的积分‑微分基本方程离散；得到各点的辐射强度值；最后用RNG k‑ε湍流模型进行求解，输出马赫数、温度、压力流场及对流/耦合热流云图；本发明专利技术方法能够在提高计算精度的同时降低计算成本，计算结果能为火箭底部热防护提供指导意义。

【技术实现步骤摘要】
关于多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法
本专利技术属于超声速飞行器数值仿真领域，特别是一种关于多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法。
技术介绍
火箭发动机工作时，推进剂的燃烧产物经发动机喷管喷出形成高温高速燃气射流，会对发射管壁和箭体产生干扰，从而影响火箭发射系统的稳定性和安全性。而目前我国下一代大推力将采用多喷管的捆绑式运载火箭。捆绑式运载火箭的芯级发动机和助推器发动机同时工作时，多台发动机的喷流相互交叉，同时存在外部扰流的干扰，在火箭底部区域形成复杂流场，加剧了对火箭底部区域的加热效应。燃气射流诱导下的吸力和壁面射流相互碰撞形成反射，形成回流对流加热。高温燃气中CO2、H2O等气体微粒，特别是Al2O3等高温固体颗粒，会对火箭底部产生辐射加热作用。除此之外，高温燃气流过喷管，会使喷管壁温度升高，高温的喷管壁也会对火箭底部有一定的辐射加热作用。因此，对流加热和辐射加热的共同作用，将导致火箭底部温度较高，影响底部器件工作性能。底部热环境对底部设备的安全性至关重要，热防护材料既要满足高温环境要求，又要尽可能减少结构重量和成本。火箭底部热环境的地面试验实施困难、成本巨大本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种关于多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1、建立多喷管火箭三维模型；步骤2、利用多重分块结构化网格方法对三维模型进行网格划分；步骤3、建立多喷管火箭羽流流场以及对流换热的数学模型：对N‑S多组分方程进行AUSM+格式离散，积分‑微分得到模型边界处的无粘通量；步骤4、打开改良后辐射模型DOM，得到模型辐射吸收系数：利用DOM模型对辐射传热的积分‑微分基本方程离散；得到各点的辐射强度值；步骤5、用RNG k‑ε湍流模型进行求解，输出马赫数、温度、压力流场及对流/耦合热流云图。

【技术特征摘要】
1.一种关于多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1、建立多喷管火箭三维模型；步骤2、利用多重分块结构化网格方法对三维模型进行网格划分；步骤3、建立多喷管火箭羽流流场以及对流换热的数学模型：对N-S多组分方程进行AUSM+格式离散，积分-微分得到模型边界处的无粘通量；步骤4、打开改良后辐射模型DOM，得到模型辐射吸收系数：利用DOM模型对辐射传热的积分-微分基本方程离散；得到各点的辐射强度值；步骤5、用RNGk-ε湍流模型进行求解，输出马赫数、温度、压力流场及对流/耦合热流云图。2.根据权利要求1所述的关于多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法，其特征在于，步骤2对三维模型进行网格划分，具体包括以下步骤：2.1、对多喷管火箭三维模型进行分块处理，将总体计算域分为三个子域：芯级段及环绕芯级段的外域；助推器以及喷管区域；喷管下方燃气羽流区域；2.2、对激波强间断区域进行结构化网格加密处理，保证网格的正交性和光顺性，对其它计算区域网格作由密到疏过渡处理。3.根据权利要求1所述的关于多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法，其特征在于，步骤3建立多喷管火箭羽流流场以及对流换热的数学模型，具体步骤如下：3.1、设燃气射流满足：(1)燃气射流满足连续介质；(2)燃气射流为可压缩纯气相介质；(3)燃气射流内部无化学反应发生；(4)采用燃气和空气多组份混合流动模型，多种组份均满足理想气体状态方程；3.2、建立燃气多组份输运方程为其中，Yi为火箭燃气组份i的质量分数，为火箭燃气组份扩散通量，Ri为火箭燃气组份i经过化学反应的净生成率，Si为由自定义源项的火箭燃气弥散相所引起的生成率，t为多喷管火箭飞行时间，ρ为火箭燃气的流体密度，N为火箭燃气组份的数量；其中组份扩散通量为Di,m为混合介质中组份i的扩散系数，为燃气流微元体的散度；3.3、在直角坐标系下，建立可压缩纳维斯托克方程(N-S方程)的守恒形式为：其中，V为火箭飞行的速度矢量，Q为火箭燃气燃烧热量，S为多喷管火箭的广义源项，为直角坐标系x、y、z方向上的方向向量，E、F和G为x，y，z方向上的火箭燃气流通量矢量，Ev、Fv和Gv为x，y，z方向上的火箭燃气粘性通量矢量；3.4、对N-S方程进行AUSM+格式离散，求解模型边界处的无粘通量；3.5、利用AUSM+格式完整表达式，求解模型边界处的无粘通量。4.根据权利要求3所述的关于多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法，其特征在于，步骤3.4求解模型边界处的无粘通量，具体包括以下步骤：3.4.1、利用AUSM+格式基本形式，离散化得到无粘项通量；(a)利用AUSM+格式将无粘项通量分解为物理属性不同的火箭燃气流对流项Fc和火箭燃气流压力项FP：(b)对式(4)中的火箭燃气流对流项Fc和火箭燃气流压力项FP进行简化Fc＝M·a·Q(5)Q＝(ρ,ρμ,ρν,ρH)T(6)Fp＝(0,p,p,0)T(7)其中M为火箭飞行的马赫数，a为当地声速，Q为火箭燃气流相应的流动参数，μ、U表示...

【专利技术属性】
技术研发人员：周志坛，乐贵高，
申请(专利权)人：南京理工大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32