复杂发射技术条件的燃气流场网格模型生成方法技术

本发明专利技术公开了一种复杂发射技术条件的燃气流场网格模型生成方法，首先对火箭及发射系统实体结构模型进行简化，得到流场计算模型；然后以火箭待发射状态喷口中心为参考中心，以喷口直径为参考尺度对发射燃气流场计算域进行分区划分；接着继续以喷口直径为参考尺度生成燃气流冲击扰动区域面网格及燃气流场外围面网格，以喷口直径为参考尺度生成子区域体网格；最后对网格质量、分辨率和规模进行评估。本发明专利技术方法在保证足够的网格分辨率条件下，有效控制了网格质量、数量，节约了计算资源，提高了计算效率。

Generation Method of Gas Flow Field Grid Model with Complex Launching Technology Conditions

The invention discloses a method for generating grid model of gas flow field under complex launching technical conditions. Firstly, the solid structure model of rocket and launching system is simplified and the flow field calculation model is obtained; secondly, the calculation area of gas flow field is partitioned by taking the nozzle center of the rocket in the state of waiting for launching as the reference center and the nozzle diameter as the reference scale; and then, the nozzle diameter is continued. For reference scale, the grid of gas impingement disturbance area and the grid of gas flow field periphery area are generated, and the grid of sub-area volume is generated with nozzle diameter as reference scale. Finally, the quality, resolution and scale of the grid are evaluated. The method of the invention effectively controls the quality and quantity of the grid, saves the computing resources and improves the computing efficiency under the condition of ensuring sufficient grid resolution.

【技术实现步骤摘要】
复杂发射技术条件的燃气流场网格模型生成方法
本专利技术涉及复杂发射技术条件的燃气流场网格模型生成方法,属于燃气流场仿真领域。
技术介绍
燃气流场仿真是发射技术方案论证的第一环节，决定了火箭起飞姿态、发射系统总体方案设计特别是气动布局设计，同时也是发射系统(或设施)热防护的依据，复杂发射技术条件燃气流场仿真的第一步是开发合适的计算网格单元离散模型(简称网格模型)。大吨位火箭为确保安全发射，往往配套很多提高安全性措施的辅助设备，如导流装置、牵制臂、摆杆、热防护罩、锁紧机构等，从而增加系统复杂性，同时直接造成大吨位火箭起飞过程燃气流推进、扰流的复杂性，以公路机动发射为例，经火箭发动机喷出的燃气流将承受导流装置反冲作用、发射台牵制臂(或支承臂)以及支腿、框架等异形结构的扰流作用，从而燃气流流动形式极其复杂。为保证计算结果的准确性，通常保留流场内各结构件的真实构型，并控制结构件表面的网格尺度，这样会带来网格量偏大的后果，使得占用计算资源十分庞大，而计算过程也十分漫长。为节约计算资源，同时也保证计算精度，需合理控制网格的生成。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供复杂发射技术条件的燃气流场网格模型生成方法，在保证足够的网格分辨率条件下，有效控制了网格数量，节约了计算资源，提高了计算效率。本专利技术的技术解决方案是：复杂发射技术条件的燃气流场网格模型生成方法，包括如下步骤：步骤1：对火箭及发射系统实体结构模型进行简化，得到流场计算模型；步骤2：以火箭待发射状态喷口中心为参考中心，以喷口直径为参考尺度对发射燃气流场计算域进行分区划分；步骤3：以喷口直径为参考尺度，生成燃气流冲击扰动区域面网格及燃气流场外围面网格；步骤4：以喷口直径为参考尺度，生成子区域体网格；步骤5：对网格质量、分辨率和规模进行评估，如果合格，则完成燃气流场网格模型生成，否则，排查问题，如果是实体模型简化问题，则返回步骤1，重新进行实体结构模型简化，如果是分区问题，则返回步骤2，重新分区，直至网格模型合格。所述步骤1的实现方法如下：将简化后的实体结构模型导入网格划分软件，通过布尔求差的方式将其转换为流场计算模型，检查流场计算模型是否存在结构间的容差、交错或缝隙问题，如果不存在，则进入步骤2；否则，对计算模型进行修正。检查流场计算模型是否存在结构间的容差、交错或缝隙问题的方式如下：a.若转换后结构尺寸变化满足|L1-Lref|/Lref≥α1，其中L1为转换后结构尺寸，Lref为实际结构尺寸，α1取10-4～10-3，则转换后的流场计算模型存在结构间的容差问题；b.若转换后结构间交错最大尺寸满足ΔLmax≥β，其中ΔLmax为结构间交错最大尺寸，β取0.01～1mm，则转换后的流场计算模型存在结构交错问题；c.对于结构面平行缝隙，如果缝隙间距L2满足L2≤γ，其中γ取0.01～1mm，则转换后的流场计算模型存在结构缝隙问题；对于结构面相交缝隙，如果结构面夹角满足θ≤θ0，其中θ为结构面夹角，θ0取0.01°～0.1°，则转换后的流场计算模型存在结构缝隙问题。所述步骤1中对火箭及发射系统实体结构模型进行简化包括以下几方面：a.保留燃气流正冲范围的结构表面轮廓；b.对结构表面小缝隙采取填充处理；c.对背风区对流场几乎没有影响的凸起或凹陷外轮廓采取抹平处理；d.对迎风区小尺度的结构凸起或凹陷采取抹平处理。所述步骤2的具体实现过程如下：(5.1)确定计算域，计算域范围应覆盖整个发射系统、火箭箭体以及关心的发射设施、发射场坪，并且向外具有一定的延伸空间；(5.2)在计算域范围内，以喷口中心为参考中心，以喷口直径为参考尺度，建立燃气流冲击扰动区域，即核心区域，再从核心区域向外延伸，得到燃气流场外围区域；(5.3)对核心区域进行结构特征面识别，沿结构特征面中的水平面、竖直面、对称面进行剖分，得到计算分区；(5.4)切分过程保持分好的相邻区块子区面共面，实现区块对接。所述步骤(5.2)中，核心区域的尺寸为喷口直径的8-10倍。所述步骤3中，燃气流冲击扰动区域面网格尺寸与喷管出口之间的关系如下：L＝αD其中L为燃气流冲击扰动区域面网格边长，D为喷管出口直径，α取值范围为0.01-0.04。所述步骤3中，随着网格位置与燃气流冲击扰动区域的距离增加，燃气流场外围网格的尺度逐渐增大。所述步骤4的实现过程如下：(9.1)燃气流冲击扰动区域体网格尺寸与喷管出口之间的关系如下：L′＝αD其中L′为燃气流冲击扰动区域体网格边长，D为喷管出口直径，α取值范围为0.01-0.04；(9.2)根据子区域特征确定体网格类型对于六面体子区域，体网格类型为结构化网格；对于非六面体子区域，体网格类型为非结构网格。所述步骤5中，网格质量的评估判据如下：若网格内切圆与外接圆的比值大于0.1，则认为网格质量合格，否则不合格。与现有技术相比，本专利技术具有如下有益效果：(1)本专利技术给出了一种复杂发射技术条件的燃气流场网格模型生成方法，将网格模型生成分为实体处理和网格划分两部分内容，在保证足够的网格分辨率条件下，有效控制了网格数量，节约了计算资源，提高了计算效率。(2)实体处理部分主要对实体模型进行简化处理，在基本不影响燃气流场流动特性的前提下，去掉实体结构中存在的小缝隙、小尺度凸起或凹陷等特征，避免这些特征导致网格划分失败或影响网格质量。(3)网格划分是将燃气流场计算域划分为计算网格，以火箭喷管为基准，对计算域进行分区，并且基于喷管大小确定划分网格尺度，这样既能够保证足够的网格分辨率，也能有效控制网格数量，提高了计算效率。附图说明图1为本专利技术流程图；图2为结果模型简化处理示意图，其中(a)为简化前结构，(b)为简化后结构；图3为以火箭待发射状态喷口中心为参考中心对发射燃气流场计算域进行分区划分的示意图；图4为以喷管直径为参考尺度的面网格生成示意图；图5为以喷管直径为参考尺度的体网格生成示意图。具体实施方式如图1所示，本专利技术的具体步骤如下：步骤1：对火箭及发射系统实体结构模型进行简化，得到流场计算模型；对火箭及发射系统实体结构模型进行简化包括以下几方面：1.保留燃气流正冲范围的结构表面轮廓，以保证计算模型的准确性；2.对结构表面小缝隙采取填充处理；3.对背风区对流场几乎没有影响的凸起或凹陷外轮廓采取抹平处理；4.对迎风区小尺度的结构凸起或凹陷采取抹平处理。结果模型简化处理示意图如图2所示，其中(a)为简化前结构，(b)为简化后结构。将简化后的实体模型导入网格划分软件，通过布尔求差的方式将其转换为流场计算模型，具体方法是创建一个包络全部实体模型的体，将实体模型从体中差掉，得到的就是实体结构外的流场计算区域。由于实体建模软件与网格划分软件的兼容性问题，在转换过程中很容易出现结构间的容差、交错或缝隙，需要对转换后计算模型进行检查，检查计算模型是否存在如下问题：1.转换后结构尺寸变化满足|L1-Lref|/Lref≥α1，其中L1为转换后结构尺寸，Lref为正确结构尺寸，α1取10-4～10-3。则认为存在结构容差问题。2.结构间交错最大尺寸满足ΔLmax≥β，其中ΔLmax为结构间交错最大尺寸，β取0.01～1mm。则存在结构交错问题。3.对结构面平行缝隙，缝隙间距满足L2≤γ，其中L2为本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.复杂发射技术条件的燃气流场网格模型生成方法，其特征在于包括如下步骤：步骤1：对火箭及发射系统实体结构模型进行简化，得到流场计算模型；步骤2：以火箭待发射状态喷口中心为参考中心，以喷口直径为参考尺度对发射燃气流场计算域进行分区划分；步骤3：以喷口直径为参考尺度，生成燃气流冲击扰动区域面网格及燃气流场外围面网格；步骤4：以喷口直径为参考尺度，生成子区域体网格；步骤5：对网格质量、分辨率和规模进行评估，如果合格，则完成燃气流场网格模型生成，否则，排查问题，如果是实体模型简化问题，则返回步骤1，重新进行实体结构模型简化，如果是分区问题，则返回步骤2，重新分区，直至网格模型合格。

【技术特征摘要】
1.复杂发射技术条件的燃气流场网格模型生成方法，其特征在于包括如下步骤：步骤1：对火箭及发射系统实体结构模型进行简化，得到流场计算模型；步骤2：以火箭待发射状态喷口中心为参考中心，以喷口直径为参考尺度对发射燃气流场计算域进行分区划分；步骤3：以喷口直径为参考尺度，生成燃气流冲击扰动区域面网格及燃气流场外围面网格；步骤4：以喷口直径为参考尺度，生成子区域体网格；步骤5：对网格质量、分辨率和规模进行评估，如果合格，则完成燃气流场网格模型生成，否则，排查问题，如果是实体模型简化问题，则返回步骤1，重新进行实体结构模型简化，如果是分区问题，则返回步骤2，重新分区，直至网格模型合格。2.根据权利要求1所述的复杂发射技术条件的燃气流场网格模型生成方法，其特征在于：所述步骤1的实现方法如下：将简化后的实体结构模型导入网格划分软件，通过布尔求差的方式将其转换为流场计算模型，检查流场计算模型是否存在结构间的容差、交错或缝隙问题，如果不存在，则进入步骤2；否则，对计算模型进行修正。3.根据权利要求2所述的复杂发射技术条件的燃气流场网格模型生成方法，其特征在于：检查流场计算模型是否存在结构间的容差、交错或缝隙问题的方式如下：a.若转换后结构尺寸变化满足|L1-Lref|/Lref≥α1，其中L1为转换后结构尺寸，Lref为实际结构尺寸，α1取10-4～10-3，则转换后的流场计算模型存在结构间的容差问题；b.若转换后结构间交错最大尺寸满足ΔLmax≥β，其中ΔLmax为结构间交错最大尺寸，β取0.01～1mm，则转换后的流场计算模型存在结构交错问题；c.对于结构面平行缝隙，如果缝隙间距L2满足L2≤γ，其中γ取0.01～1mm，则转换后的流场计算模型存在结构缝隙问题；对于结构面相交缝隙，如果结构面夹角满足θ≤θ0，其中θ为结构面夹角，θ0取0.01°～0.1°，则转换后的流场计算模型存在结构缝隙问题。4.根据权利要求2所述的复杂发射技术条件的燃气流场网格模型生成方法，其特征在于：所述步骤1中对火箭及发射系统实体结构模型进行简化包括以下几方面：a.保留燃气流正冲范围的结构表面轮廓；b.对结构表面小缝...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈劲松，王明华，杜小坤，吴新跃，贾延奎，曾玲芳，王帅，
申请(专利权)人：北京航天发射技术研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11