【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及热防护，特别涉及一种固体火箭发动机燃烧室烧蚀边界推移仿真分析方法。
技术介绍
1、固体火箭发动机是一种重要的推进系统，广泛应用于航天、导弹和战术武器等领域。然而，固体火箭发动机在工作过程中，燃烧室中的高温高压环境会导致材料烧蚀现象的发生，从而影响发动机的性能和寿命。因此，对固体火箭发动机燃烧室的烧蚀过程进行仿真分析具有重要意义。
2、传统的烧蚀边界推移研究主要依赖于实验数据和经验公式，但这些方法存在一定的局限性，如实验成本高、周期长、难以获得实时数据等。随着计算机技术和数值模拟方法的发展，基于计算流体力学(cfd)的烧蚀边界推移仿真技术逐渐成为研究热点。这种方法可以有效地模拟燃烧室内的流场、温度场和烧蚀过程，为优化设计提供有力支持。然而，现有仿真方法计算效率和仿真精度有待进一步提高。
3、针对以上目前存在的问题，本专利技术提出了一种固体火箭发动机燃烧室烧蚀边界推移仿真分析方法，为燃烧室烧蚀边界推移仿真计算提供一条新思路。
技术实现思路
1、本专利技术提出一种固体火箭发动机燃烧室烧蚀边界推移仿真分析方法，专利技术具体内容如下。
2、一种固体火箭发动机燃烧室烧蚀边界推移仿真分析方法，包含以下步骤：
3、步骤1：建立参数化固体火箭发动机燃烧室简化几何模型；
4、为了满足不同用途飞行器的推进要求，建立参数模型便于后续根据不同需求修改模型尺寸，以某型号尺寸的固体火箭发动机燃烧室为研究对象，忽略其对仿真结果影响不大的复杂
5、步骤2：烧蚀材料热力学性能测试试验及材料属性赋予；
6、开展超高温陶瓷材料的热力学性能等基础性能测试，获得陶瓷基复合材料的弹性模量、应力应变曲线、比热容、热导率等必要仿真材料参数，构建相关材料的等效模型，为仿真分析提供材料参数基础；
7、步骤3：网格划分；
8、在网格划分模块中选择补丁适形法对步骤1中建立的固体域和流体域进行网格划分，然后进入fluent设置中进行网格多面体转换，并设置边界层细化，从而得到合适的网格；
9、对于边界层网格，第一层网格离壁面距离δy可通过下式计算：
10、
11、其中，l为特征长度，y+为到壁面处的无量纲距离，rel为雷诺数；
12、边界层网格厚度的计算公式：
13、δ＝0.035lrel
14、边界层网格层数至少10层以上；
15、步骤4：湍流模型及近壁面函数设置；
16、湍流模型采用标准k-ε模型来进行计算，忽略分子粘性的影响，并假设流动为完全湍流；
17、近壁面函数采用增强壁面函数法，在近壁面区域使用半经验公式；
18、步骤5：离散相模型设置；
19、采用离散项模型，将流体相处理为连续相，流场中的颗粒等作为离散项用以模拟颗粒对壁面造成的侵蚀，通过创建一个射流源并设置离散项颗粒的直径、分布方式、速度等来对离散项颗粒轨道进行计算；
20、步骤6：动网格模型设置；
21、采用动网格中的动态层铺法模拟燃烧室燃面的移动，使用fluent中的udf功能，通过编写c语言程序，并按照fluent提供的define宏来定义燃面的运动方式；
22、步骤7：壁面反应模型设置；
23、陶瓷基复合材料燃烧室壁面上发生的反应主要是壁面上的碳与燃气中的二氧化碳、水等氧化组分发生反应，反应为表面异相反应且遵循arrhenius定律；
24、在壁面反应模型中，定义混合物中的各个反应物材料的物理参数、化学反应方程以及边界条件；
25、步骤8：计算模型设置及烧蚀边界推移仿真分析；
26、在上述步骤的基础上完成其他初始条件设置，通过流固耦合方法完成烧蚀模拟，分析固体火箭发动机燃烧室在工作过程中的温度、压力、壁面退化等随时间的变化规律。
27、与现有技术相比，本专利技术具有以下优点：
28、1.该方法采用了先进的计算流体力学软件和高性能计算硬件，能够准确地模拟固体火箭发动机燃烧室内的流场、温度场和烧蚀过程。通过精确的物理建模和数值计算，实现了对烧蚀过程的高精度仿真。
29、2.该方法将烧蚀过程中涉及的多个物理场(如流体力学、热传导、化学反应等)进行耦合分析，充分考虑了各物理场之间的相互影响。这有助于更全面地了解烧蚀过程中的复杂现象，并为优化设计提供有力支持。
30、3.该方法可以实现从微观到宏观的跨尺度仿真分析。通过将微观尺度的烧蚀机制与宏观尺度的燃烧室结构相结合，可以更好地理解烧蚀过程中的物理现象，为优化设计提供更全面的信息。
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1.一种固体火箭发动机燃烧室烧蚀边界推移仿真分析方法主要包括：以陶瓷基复合材料固体火箭发动机燃烧室作为研究对象，在对烧蚀材料进行热力学性能测试试验的基础上利用Fluent软件建立了固体火箭发动机燃烧室烧蚀模型，通过壁面反应模型模拟流体中化学成分与壁面物质的反应，通过离散项模型模拟颗粒对壁面造成的侵蚀，通过动网格技术实现烧蚀边界的推移，并综合考虑了近壁面函数、湍流强度、燃面退移速度、离散项颗粒侵蚀以及初始边界条件对烧蚀边界推移率的影响，分析固体火箭发动机燃烧室在工作过程中的烧蚀边界推移特性，为固体火箭发动机燃烧室的热防护设计提供参考。
2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机燃烧室烧蚀边界推移仿真分析方法，其特征在于包含以下步骤：
【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机燃烧室烧蚀边界推移仿真分析方法主要包括：以陶瓷基复合材料固体火箭发动机燃烧室作为研究对象，在对烧蚀材料进行热力学性能测试试验的基础上利用fluent软件建立了固体火箭发动机燃烧室烧蚀模型，通过壁面反应模型模拟流体中化学成分与壁面物质的反应，通过离散项模型模拟颗粒对壁面造成的侵蚀，通过动网格技术实现烧蚀边...
【专利技术属性】
技术研发人员：吴琼，余鹏，张洛伊，高瀚君，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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