关于液体火箭高空环境下底部热环境的数值计算方法技术

本发明专利技术公开了一种关于液体火箭高空环境下底部热环境的数值计算方法，首先建立液体火箭三维几何模型；然后利用多重分块结构化网格方法对三维模型进行网格划分并进行加密；再建立高空含超声速自由流的运载火箭燃气羽流的对流/热辐射耦合模型：再、对N‑S方程中的对流项进行离散：采用二阶迎风TVD格式离散；最后采用离散坐标法建立辐射模型，对火箭全流场及其底部热流进行大型并行计算，输出马赫数、温度、压力流场及对流/耦合热流云图。本发明专利技术提供了一种高精度、较低计算成本且符合工程实际的数值仿真方法。

A NUMERICAL METHOD FOR CALCULATING THE BOTTOM THERMAL ENVIRONMENT OF LIQUID ROCKET AT HIGH ALTITUDE

The invention discloses a numerical method for calculating the bottom thermal environment of liquid rocket in high altitude environment. Firstly, a three-dimensional geometric model of liquid rocket is established; secondly, a multi-block structured grid method is used to mesh and refine the three-dimensional model; secondly, a convection/thermal radiation coupling model of carrier rocket gas plume with supersonic free flow at high altitude is established: secondly, to N S The convection term in the equation is discretized by using the second-order upwind TVD scheme. Finally, the radiation model is established by using the discrete coordinate method, and the large-scale parallel calculation of the whole flow field and the heat flow at the bottom of the rocket is carried out. The Mach number, temperature, pressure flow field and the convection/coupled heat flow cloud are output. The invention provides a numerical simulation method with high accuracy, low calculation cost and conforming to engineering practice.

【技术实现步骤摘要】
关于液体火箭高空环境下底部热环境的数值计算方法
本专利技术属于超声速飞行器热环境数值模拟领域，特别是一种关于液体火箭高空环境下底部热环境的数值计算方法。
技术介绍
近年来，随着载人登月、空间站组建、深空探测等一系列重大航天活动相继开展，我国加大了对重型运载火箭及其动力系统的研究工作，确定了液氧煤油发动机和液氢液氧发动机是运载火箭动力系统的最佳选择。液体运载火箭发动机在工作时，由于外界环境压力过低，燃气流进入外界环境后急剧膨胀，在火箭底部形成回流，并对箭体底部形成对流加热效应，同时，高温燃气中喷射炽热的CO2、H2O等混合气流对火箭底部形成辐射加热效应。火箭底部相当于背风面，容易受发动机喷流回流造成的对流加热与辐射加热耦合作用，导致温度迅速升高。对火箭底部热环境估计过低会给火箭整体的安全性带来极大威胁，甚至诱发爆炸等重大事故造成飞行失败，而估计过高又会导致热防护设备保守设计，增加发射成本，因此，对液体运载火箭底部进行热环境分析研究成为当前的重中之重。相比于国外对火箭底部热环境研究程度，国内目前还处于早期阶段，尤其是我国液体运载火箭飞行试验数据极少，国内学者对火箭底部热环境多为数值模拟方面的研究，缺乏对比分析导致仿真方法的有效性难以得到验证。并且由于计算资源有限，所以大多数学者对数值模型进行了不同程度简化，如几何模型只考虑四分之一、网格无边界层、热辐射计算中采用了精度较低的P-1模型等，这些都在很大程度上影响了计算精度。随着计算流体力学的不断发展，以及计算机性能的不断提高，数值模拟已经成为研究流场的一种有效手段。并且随着航天科技的发展，火箭载荷增大，体积增大，导致火箭整体流场计算区域大，网格规模大，计算量增加，需要通过大规模并行计算求解，这时就迫切需要一种高精度，低计算成本的数值仿真方法模拟液体火箭高空环境下底部热环境。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种关于液体火箭高空环境下底部热环境的数值计算方法，以实现液体火箭高空环境下热环境的预测问题。实现本专利技术目的的技术方案为：一种关于液体火箭高空环境下底部热环境的数值计算方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1、建立液体火箭三维几何模型；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、建立高空含超声速自由流的运载火箭燃气羽流的对流/热辐射耦合模型：基于燃气多组分输运Navier-Stokes方程、Realizablek-ε两方程湍流模型；步骤4、对N-S方程中的对流项进行离散：采用二阶迎风TVD格式离散；步骤5、辐射模型采用离散坐标法(Discrete-OrdinatesMethods,DOM)，对火箭全流场及其底部热流进行大型并行计算，输出马赫数、温度、压力流场及对流/耦合热流云图。本专利技术与现有技术相比，其显著优点是：(1)本专利技术的一种关于液体火箭高空环境下底部热环境的数值计算方法，对网格划分采用了多重结构化网格方法，有效解决了液体火箭整体流场区域大、网格规模大、难以计算的问题，同时解决了对流/辐射耦合传热难以计算的问题；(2)本专利技术的一种关于液体火箭高空环境下底部热环境的数值计算方法，采用的二阶迎风TVD格式最适合求解高度可压缩流问题，自动捕捉激波能力强，由于设计了鲁棒性强的通量限制器，不仅能求得高分辨率的复杂波系结构，而且能抑制强间断解的非物理震荡；(3)本专利技术的一种关于液体火箭高空环境下底部热环境的数值计算方法，湍流模型采用Realizablek-ε两方程模型，与标准k-ε两方程模型相比较，湍动耗散率ε方程中的产生项不再包含有湍动能k方程中的产生项Gk，并且湍动粘度μt中的系数Cμ不是常数，而是与应变速率相关，这样的形式更好的表示能量转换；(4)本专利技术的一种关于液体火箭高空环境下底部热环境的数值计算方法，对辐射热流采用离散坐标法(DOM)进行求解，该方法具有易于处理散射问题，易于和流动方程联立求解以及计算精度较高的特点。附图说明图1为一种关于液体火箭高空环境下底部热环境的数值计算方法结构流程图。图2为液体火箭三维模型图。图3为多喷管液体火箭多重分块结构化网格图。图4是多喷管液体火箭马赫数场云图。图5是多喷管液体火箭温度场云图。图6是多喷管液体火箭压强场云图。图7是多喷管液体火箭底部对流/辐射热流耦合云图。图8是多喷管液体火箭底部监测点数值模拟结果与实测结果对比示意图。具体实施方式为了说明本专利技术的技术方案及技术目的，下面结合附图及具体实施例对本专利技术做进一步的介绍。结合图1，本专利技术的一种关于液体火箭高空环境下底部热环境的数值计算方法，包括以下步骤：步骤1、建立液体火箭三维几何模型；1.1、按照真实火箭1:1进行模型绘制；1.2、结合图2，三维几何模型需要如下参数：芯级段-1高度及半径、芯级段弹头-2曲率、喷管-3长度、喷管-3入口及出口半径、喷管喉部-4半径。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并进行加密；2.1、结合图3，对多喷管火箭三维模型进行分块处理，将总体计算域分为两个子域：芯级段及环绕芯级段的外域-1；喷管及喷管下方燃气羽流区域-2；2.2、对喷管及羽流区域网格进行加密处理，整个计算域均采用结构网格以保证网格的正交性及光顺性。在数值计算同时，由于边界处的温度、压力等物理量变化剧烈，壁面函数不能精准的计算壁面附近的流动，因此对边界层计算域的网格进一步加密，确保壁面附近网格Y+值小于3。步骤3、建立高空含超声速自由流的运载火箭燃气羽流的对流/热辐射耦合模型：基于燃气多组分输运Navier-Stokes方程、Realizablek-ε两方程湍流模型，建立高空含超声速自由流的运载火箭燃气羽流的对流/热辐射耦合模型；由于多喷管火箭多采用气体燃料，燃气成分包含H2O，CO2，CO，H2，N2等，因此采用燃气和空气多组份流动模型。3.1、设燃气射流满足：连续理想气体且组分直接无化学反应；即：(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，Yl为液体火箭燃气组分l的质量分数，Rl为液体火箭燃气组分l在化学反应后的净生成率，Sl为自定义源项的离散相引起的生成率。Jl为液体火箭燃气组分扩散通量，t为火箭飞行时间，ρ为火箭燃气的流体密度，v为火箭速度向量，为燃气流微元体的散度；其中火箭燃气组份扩散通量为式中，Dl，m为液体火箭燃气组份l的质量耗散系数，DT，l为液体火箭燃气组份l的热扩散系数；3.3、在直角坐标系下，建立单一组分l的可压缩N-S方程模型：式(3)-(6)中，U为液体火箭燃气流动变量；F、G、H为液体火箭燃气气流通量矢量，Fv、Gv、Hv为液体火箭燃气黏性通量矢量，K为液体火箭燃气热传导系数；T为环境温度；p、ρ、e、τ、μ分别为火箭燃气压力、密度、比动能、应力、黏性系数，u、v、w分别为液体火箭燃气速度在x、y、z方向上的分量，火箭底部中心为原点，火箭飞行方向为z方向，不相邻喷管入口中心连线分别为x和y方向；3.4、采用Realizablek-ε两方程模型建立火箭飞行过程中羽流的湍流模型：与标准k-ε两方程模型相比，该模型对强流线曲率和涡流等流动特征有本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种关于液体火箭高空环境下底部热环境的数值计算方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1、建立液体火箭三维几何模型；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并进行加密；步骤3、建立高空含超声速自由流的运载火箭燃气羽流的对流/热辐射耦合模型：基于燃气多组分输运Navier‑Stokes方程、Realizable k‑ε两方程湍流模型，建立高空含超声速自由流的运载火箭燃气羽流的对流/热辐射耦合模型；步骤4、对N‑S方程中的对流项进行离散：采用二阶迎风TVD格式离散；步骤5、采用离散坐标法建立辐射模型，对火箭全流场及其底部热流进行大型并行计算，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】
1.一种关于液体火箭高空环境下底部热环境的数值计算方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1、建立液体火箭三维几何模型；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并进行加密；步骤3、建立高空含超声速自由流的运载火箭燃气羽流的对流/热辐射耦合模型：基于燃气多组分输运Navier-Stokes方程、Realizablek-ε两方程湍流模型，建立高空含超声速自由流的运载火箭燃气羽流的对流/热辐射耦合模型；步骤4、对N-S方程中的对流项进行离散：采用二阶迎风TVD格式离散；步骤5、采用离散坐标法建立辐射模型，对火箭全流场及其底部热流进行大型并行计算，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所述的一种关于液体火箭高空环境下底部热环境的数值计算方法，其特征在于，步骤1建立液体火箭三维几何模型，具体包括以下步骤：1.1、按照真实火箭1:1进行模型绘制；1.2、三维几何模型需要如下参数：芯级段高度及半径、芯级段弹头曲率、喷管长度、喷管入口及出口半径、喷管喉部半径。3.根据权利要求1所述的一种关于液体火箭高空环境下底部热环境的数值计算方法，其特征在于，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，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，将总体计算域分为两个子域：芯级段及环绕芯级段的外域；喷管及喷管下方燃气羽流区域；2.2、对喷管及羽流区域网格进行加密处理，对边界层计算域的网格进一步加密。4.根据权利要求1所述的一种关于液体火箭高空环境下底部热环境的数值计算方法，其特征在于，步骤3建立高空含超声速自由流的运载火箭燃气羽流的对流/热辐射耦合模型，具体步骤如下：3.1、设燃气射流满足：连续理想气体且组分直接无化学反应；3.2、建立燃气多组份输运方程为其中，Yl为液体火箭燃气组分l的质量分数，Rl为液体火箭燃气组分l在化学反应后的净生成率，Sl为自定义源项的离散相引起的生成率。Jl为液体火箭燃气组分扩散通量，t为火箭飞行时间，ρ为火箭燃气的流体密度，v为火箭速度向量；3.3...

【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