液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法技术

本发明专利技术公开了一种关于液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法，该方法以液体运载火箭发射平台为研究对象，分析复燃反应对尾焰冲击流场的影响；数值模拟采用三维可压缩雷诺平均N‑S方程和realizable k‑ε湍流模型获得燃气射流流场，同时采用有限速率化学动力学模型模拟化学反应过程，建立了多组分尾焰复燃模型，并与文献数据对比，验证了算法的有效性和正确性。本发明专利技术正是在进行大量的数值模拟试验，并将数值结果与试验结果比对后确立的一种高精度、较低计算成本且符合工程实际的数值仿真方法。

Numerical simulation method for the calculation of liquid rocket reburning reaction

【技术实现步骤摘要】
液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法
本专利技术属于运载火箭发射平台热防护设计
，特别是液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法。
技术介绍
为了早日实现月球、木星和火星等深空探测，以及载人星际登陆计划，开发和利用太空资源，世界上一些航天技术大国正在研制新一代运载火箭技术，以提高有效载荷。其中，重型运载火箭技术已成为国际研究热点，大推力火箭的主要特点为：首先，构型围绕着捆绑助推器和多级组合构型，以提高任务适应性。20世纪80年代后的能源号火箭、战神V火箭、H-IIA火箭以及重型猎鹰运载火箭等等都采用了多台发动机并联和多级组合的设计方案，这样既有效缩短了火箭总长，又保证了飞行稳定性。但是，当捆绑段的芯级发动机和助推发动机同时工作时，火箭底部的多股喷流相互干扰，同时外部来流空气挤压尾部喷流，使得整个流场波系结构十分复杂。其次，采用液体发动机作为动力装置，液体燃料具有比冲高、工作时间长、可在空中多次启动等优点。同时液体火箭发动机尾焰具有高温、高速、大流量的特点，喷出的高温燃气属于富燃气体，尾焰中未完全燃烧的高温可燃气体与大气中的氧气掺混易产生二次燃烧(复燃)，进而影响尾焰温度场和燃气组分分布，因此预测火箭发射阶段的热环境必须考虑到燃气复燃反应，建立有效的液体火箭复燃计算数值模型对火箭发射平台的热防护设计具有重要的意义。但是目前相关工作的研究对象多为单发动机固体运载火箭(JiangY,MaY,WangW,ShaoL.,“Inhibitioneffectofwaterinjectiononafterburningofrocketmotorexhaustplume,”ChineseJournalandAeronautics,Vol.23,2010,pp.653-659.)，针对复燃反应对于多发动机液体运载火箭尾焰流场的影响研究还不够完善。同时，由于受计算资源限制，大多数学者在数值建模时，进行了很大程度简化，例如，只考虑简单二维模型、对几何模型进行四分之一简化、计算网格无边界层网格等(NegishiH,YamanishiN,AritaM,NamuraE,OhkuboS.,“NumericalanalysisofplumeheatingenvironmentforH-IIAlaunchvehicleduringpoweredascent,”43rdAIAA/ASME/SAE/ASEEJointPropulsionConferenceandExhibit,AIAAPaper2007-5505,July2007.)，这些处理方法均不同程度地影响了计算精度。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法，以实现液体运载火箭起飞阶段发射平台热防护的合理设计。实现本专利技术目的的技术解决方案为：液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法，包括以下步骤：步骤1、建立液体运载火箭发射阶段燃气冲击导流装置的三维几何模型；步骤2、采用网格分块方案对液体火箭冲击导流装置进行结构网格划分；步骤3、建立液体火箭燃气冲击模型：基于三维可压缩雷诺平均N-S方程、Realizablek-ε双方程湍流模型，建立火箭燃气冲击模型；步骤4、建立液体火箭燃气化学动力学模型：基于有限速率化学动力学模型对火箭燃气的复燃反应进行数值模拟，建立火箭燃气化学动力学模型；步骤5、对液体运载火箭燃气冲击流场进行并行计算，输出马赫数云图、温度云图、CO、CO2、H2、H2O摩尔分数云图。本专利技术与当前技术方法相比，具有以下优势：(1)本专利技术数值模拟方法采用雷诺平均N-S方程，具有较高精度、低计算成本的特点，计算结果符合工程标准。(2)本专利技术采用的Realizablek-ε两方程湍流模型对于平板射流的发散比率有着精确的预测，而且对于边界层流动、流动分离和二次流的计算有着更高精度。(3)本专利技术采用有限速率化学动力学模型是基于阿累尼乌斯方程，这样在燃气温度急剧升高的情况下，本专利技术数值方法可以考虑到温度和化学反应的关系，这有助于化学反应速率的正确计算。附图说明图1为液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法结构流程图。图2为液体运载火箭发射阶段冲击导流装置三维几何模型图。图3为液体运载火箭发射阶段冲击导流装置网格图。图4是液体运载火箭发射阶段冲击导流装置复燃流场马赫数场云图。图5是液体运载火箭发射阶段冲击导流装置复燃流场温度场云图。图6是液体运载火箭发射阶段冲击导流装置复燃流场CO摩尔分数云图。图7是液体运载火箭发射阶段冲击导流装置复燃流场CO2摩尔分数云图。图8是液体运载火箭发射阶段冲击导流装置复燃流场H2摩尔分数云图。图9是液体运载火箭发射阶段冲击导流装置复燃流场H2O摩尔分数云图。图10是利用本文数值方法计算出的复燃压力流场与实验结果对比图。具体实施方式结合图1，本专利技术的液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法，包括以下步骤：步骤1、建立液体运载火箭发射阶段燃气冲击导流装置的三维几何模型；1.1、结合图2，按照液体运载火箭1:1绘制三维模型，需要如下参数：运载火箭弹头-1曲率及半径、火箭箭体-2高度及半径、拉瓦尔喷管-3整体长度、喷管入口-4半径、喷管喉部-5半径、喷管出口-6半径；1.2、结合图2，按照导流装置1:1绘制三维模型，需要如下参数：导流装置入口-7长度及宽度、导流装置出口-8长度及宽度、导流装置底面-9曲率。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，对液体火箭冲击导流装置三维模型进行网格分块，将整个计算区域划分成运载火箭子域-A、火箭发动机与导流装置的过渡子域-B、导流装置子域-C；2.2、对火箭发动机与导流装置的过渡子域、导流装置子域网格进行加密，对运载火箭子域网格逐渐由密向疏过渡。步骤3、建立液体火箭燃气冲击模型：基于三维可压缩雷诺平均N-S方程、Realizablek-ε双方程湍流模型，建立火箭燃气冲击模型；3.1、建立液体火箭燃气三维可压缩雷诺平均N-S方程：建立三维直角坐标系，以箭体底部中心为原点，以火箭飞行方向为z轴正方向，以垂直于z轴平面中任取两条互相垂直的直线为y、z轴。在三维直角坐标系下，质量、动量以及能量方程可以表示如下：其中U为液体火箭燃气流动变量；F、G、H分别为液体火箭燃气气流在x、y、z方向上通量矢量，Fv、Gv、Hv分别为液体火箭燃气黏在性x、y、z方向上通量矢量；3.2、采用Realizablek-ε两方程模型建立液体火箭燃气冲击导流装置的湍流模型：Realizablek-ε两方程湍流模型对于平板射流的发散比率有着精确的预测，而且对于边界层流动、流动分离和二次流的计算有着更高精度，湍动能k方程与湍动耗散率ε方程为其中Gk为平均速度梯度引起的湍动能k的产生项，μt为湍动黏性，σ本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法，其特征在于，包括以下步骤：/n步骤1、建立液体运载火箭发射阶段燃气冲击导流装置的三维几何模型；/n步骤2、采用网格分块方案对液体火箭冲击导流装置进行结构网格划分；/n步骤3、建立液体火箭燃气冲击模型：基于三维可压缩雷诺平均N-S方程、Realizablek-ε双方程湍流模型，建立火箭燃气冲击模型；/n步骤4、建立液体火箭燃气化学动力学模型：基于有限速率化学动力学模型对火箭燃气的复燃反应进行数值模拟，建立火箭燃气化学动力学模型；/n步骤5、对液体运载火箭燃气冲击流场进行并行计算，输出马赫数云图、温度云图、CO、CO

【技术特征摘要】
1.液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1、建立液体运载火箭发射阶段燃气冲击导流装置的三维几何模型；
步骤2、采用网格分块方案对液体火箭冲击导流装置进行结构网格划分；
步骤3、建立液体火箭燃气冲击模型：基于三维可压缩雷诺平均N-S方程、Realizablek-ε双方程湍流模型，建立火箭燃气冲击模型；
步骤4、建立液体火箭燃气化学动力学模型：基于有限速率化学动力学模型对火箭燃气的复燃反应进行数值模拟，建立火箭燃气化学动力学模型；
步骤5、对液体运载火箭燃气冲击流场进行并行计算，输出马赫数云图、温度云图、CO、CO2、H2、H2O摩尔分数云图。


2.根据权利要求1所述的液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法，其特征在于，步骤1建立液体运载火箭发射阶段燃气冲击导流装置的三维几何模型，具体包括以下步骤：
1.1、按照液体运载火箭1:1绘制三维模型，需要如下参数：运载火箭弹头曲率、箭体高度及半径、喷管长度、喷管入口半径、喷管喉部半径、喷管出口半径；
1.2、按照导流装置1:1绘制三维模型，需要如下参数：导流装置入口长度及宽度、导流装置出口长度及宽度、导流装置底面曲率。


3.根据权利要求1所述的液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法，其特征在于，步骤2采用网格分块方案对液体火箭冲击导流装置进行结构网格划分，具体包括以下步骤：
2.1、对液体火箭冲击导流装置三维模型进行网格分块，将整个计算区域划分成运载火箭子域、火箭发动机与导流装置的过渡子域、导流装置子域；
2.2、对火箭发动机与导流装置的过渡子域、导流装置子域网格进行加密，对运载火箭...

【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