一種火箭發(fā)動機真空干擾羽流場仿真方法
【專利摘要】一種火箭發(fā)動機真空干擾羽流場仿真方法，步驟為：(1)采用CFD計算流體力學方法計算火箭發(fā)動機噴流在10Pa環(huán)境壓力下的噴流干擾流場；(2)在流場未受干擾的噴流核心區(qū)域選取密度等值面作為三維DSMC計算的噴流初始邊界；(3)進行噴流干擾流場的三維DSMC計算，實現(xiàn)所述火箭發(fā)動機真空干擾羽流場仿真。該方法克服了發(fā)動機真空干擾羽流場中同時存在連續(xù)流、過渡流和自由分子流，不能采用單一數(shù)值方法進行仿真預(yù)示的難題，結(jié)合了直角網(wǎng)格的高效率和物面三角形網(wǎng)格對復(fù)雜邊界的精確描述，提高預(yù)示精度和計算效率，成功實現(xiàn)發(fā)動機真空干擾羽流場CFD/DSMC相結(jié)合的仿真預(yù)示。
【專利說明】一種火箭發(fā)動機真空干擾羽流場仿真方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種火箭發(fā)動機真空干擾羽流場仿真方法，屬于運載火箭熱環(huán)境【技術(shù)領(lǐng)域】。

【背景技術(shù)】
[0002]發(fā)動機在真空環(huán)境下工作時，從噴管噴出的高溫氣體會迅速膨脹，多噴管噴流相互之間會產(chǎn)生較強的噴流干擾，引起的羽流回流對周圍熱環(huán)境產(chǎn)生重要影響。為此需開展二級發(fā)動機噴流/羽流影響區(qū)域的熱環(huán)境數(shù)值預(yù)示，獲得發(fā)動機工作時各部段受發(fā)動機噴流/羽流影響區(qū)域的熱環(huán)境參數(shù)，為火箭飛行的熱環(huán)境提供參考。發(fā)動機真空羽流中同時存在著連續(xù)流、過渡流和自由分子流，不能采用成熟的CFD技術(shù)進行仿真分析；由于二級主發(fā)動機流量很大，采用DSMC方法將導致計算量激增；CFD/DSMC耦合求解方法屬國內(nèi)外研究的熱點課題，目前還處于研究階段，僅局限于簡單模型的理論研究，難于在三維復(fù)雜模型的計算上應(yīng)用。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明的技術(shù)解決問題是:克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種火箭發(fā)動機真空干擾羽流場仿真方法。
[0004]本發(fā)明的技術(shù)解決方案是:
[0005]一種火箭發(fā)動機真空干擾羽流場仿真方法，步驟如下:
[0006](I)根據(jù)火箭發(fā)動機噴管燃燒室出口參數(shù)和噴管型面，采用CFD計算流體力學方法計算火箭發(fā)動機噴流在1Pa環(huán)境壓力下的噴流干擾流場；
[0007](2)在流場未受干擾的噴流核心區(qū)域選取噴流密度最小的密度等值面，將密度等值面上的流場參數(shù)作為三維DSMC計算的噴流初始邊界；所述流場參數(shù)包括燃氣密度、速度和溫度；
[0008](3)進行噴流干擾流場的三維DSMC計算，實現(xiàn)所述火箭發(fā)動機真空干擾羽流場仿真；
[0009]所述進行噴流干擾流場的三維DSMC計算具體為:
[0010](3.1)劃分三維DSMC計算區(qū)域的直角網(wǎng)格，確定流場區(qū)域邊界；對物面邊界劃分三角形非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格；所述流場區(qū)域邊界包括出口邊界、入口邊界、物面邊界和對稱面邊界；
[0011](3.2)進行流場初始化，流場初始化包括:
[0012](a)計算所述物面邊界三角形非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的外法向矢量、形心位置和三角形面積；
[0013](b)將所述物面邊界三角形非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格放入噴流干擾流場區(qū)域的直角網(wǎng)格，確定并標識飛行器放入計算區(qū)域后占據(jù)的流場網(wǎng)格、物面三角形面元與流場網(wǎng)格相交的物面邊界網(wǎng)格，建立物面邊界網(wǎng)格與其相關(guān)物面三角形面元的鏈表關(guān)系；
[0014](C)設(shè)置所有網(wǎng)格內(nèi)的模擬分子數(shù)量，給所有模擬分子編號；
[0015](d)在噴流干擾流場區(qū)域內(nèi)，設(shè)置模擬分子的運動參數(shù)，運動參數(shù)包括模擬分子的初始位置和運動速度；
[0016](e)在入口邊界處，按照入口邊界條件確定在時間步長At內(nèi)進入噴流干擾流場區(qū)域的新模擬分子數(shù)量以及運動參數(shù)；所述入口邊界即為三維DSMC計算的噴流初始邊界；所述入口邊界條件包括噴流初始邊界的燃氣密度、速度和溫度；
[0017](3.3)對于噴流干擾流場區(qū)域內(nèi)的模擬分子，按照其自身的運動速度和初始位置運動一個時間步長At后，確定模擬分子到達的新位置；
[0018](3.4)判斷模擬分子運動后到達的新位置與噴流干擾流場區(qū)域邊界的關(guān)系；如果該新位置到達對稱面邊界，則模擬分子在對稱面邊界上作鏡面反射；如果該新位置到達物面邊界，則按完全熱調(diào)節(jié)的漫反射模型，確定反射之后的模擬分子的運動參數(shù)；如果該新位置到達出口邊界外，則將模擬分子作逸出處理，消除該分子的編號；
[0019](3.5)重新為所有處于計算區(qū)域內(nèi)的模擬分子以及新進入計算區(qū)域的模擬分子進行編號，并記錄所有模擬分子的運動參數(shù)；
[0020](3.6)在每個噴流干擾流場區(qū)域的直角網(wǎng)格內(nèi)選取可能的碰撞分子對，并由隨機數(shù)判斷真正發(fā)生碰撞的分子，計算碰撞后的分子速度及內(nèi)能；
[0021](3.7)重復(fù)執(zhí)行步驟(3.3)到(3.6)，運行N個時間步長之后，N為正整數(shù)，判斷噴流干擾流場是否達到穩(wěn)定狀態(tài)，如果達到穩(wěn)定狀態(tài)，便對噴流干擾流場區(qū)域的所有直角網(wǎng)格內(nèi)的模擬分子的數(shù)量以及運動參數(shù)進行統(tǒng)計計算，得到噴流干擾流場的燃氣密度、速度和溫度；否則返回步驟(3.3);所述穩(wěn)定狀態(tài)是指噴流干擾流場中的模擬分子總數(shù)的變化率不大于5%。
[0022]所述步驟(3.6)在每個噴流干擾流場區(qū)域的直角網(wǎng)格內(nèi)選取可能的碰撞分子對，并由隨機數(shù)判斷真正發(fā)生碰撞的分子，計算碰撞后的分子速度及內(nèi)能，具體為:
[0023](2.1)確定分子作用勢模型:分子作用勢模型采用可變硬球VHS模型和VSS模型；
[0024](2.2)在噴流干擾流場區(qū)域的直角網(wǎng)格中選取相鄰的模擬分子參與碰撞，采用非時間計數(shù)法NTC，判斷分子對是否真正發(fā)生碰撞；
[0025](2.3)根據(jù)Larsen-Borgnakke模型確定發(fā)生碰撞的模擬分子的碰撞類型,并給出碰撞后分子的運動速度及內(nèi)能，所述碰撞類型包括彈性碰撞和非彈性碰撞。
[0026]所述將模擬分子作逸出處理是指在噴流干擾流場區(qū)域范圍內(nèi)刪除該模擬分子，該模擬分子不再作為噴流干擾流場區(qū)域范圍內(nèi)的分子。
[0027]所述采用CFD計算流體力學方法具體采用Fastran軟件實現(xiàn)。
[0028]本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果是:
[0029]本發(fā)明將CFD和DSMC技術(shù)相結(jié)合，在CFD計算結(jié)果中選取固定的密度等值面，作為DSMC計算的輸入邊界，避開了 CFD/DSMC耦合仿真技術(shù)難題。在DSMC仿真中，結(jié)合了直角網(wǎng)格的高效率和物面三角形網(wǎng)格對復(fù)雜邊界的精確描述，提高預(yù)示精度和計算效率，成功實現(xiàn)發(fā)動機真空干擾羽流場CFD/DSMC相結(jié)合的仿真預(yù)示。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0030]圖1為本發(fā)明方法流程圖。

【具體實施方式】
[0031]下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的【具體實施方式】進行進一步的詳細描述。
[0032]發(fā)動機真空羽流中同時存在著連續(xù)流、過渡流和自由分子流，本發(fā)明將CFD和DSMC技術(shù)相結(jié)合，在CFD計算結(jié)果中選取固定的密度等值面，作為DSMC計算的輸入邊界，避開了 CFD/DSMC耦合仿真技術(shù)難題。在DSMC仿真中，結(jié)合了直角網(wǎng)格的高效率和物面三角形網(wǎng)格對復(fù)雜邊界的精確描述，提高預(yù)示精度和計算效率，成功實現(xiàn)發(fā)動機真空干擾羽流場CFD/DSMC相結(jié)合的仿真預(yù)示。
[0033]如圖1所示，本發(fā)明提供了一種火箭發(fā)動機真空干擾羽流場仿真方法，步驟如下:
[0034](I)根據(jù)火箭發(fā)動機噴管燃燒室出口參數(shù)和噴管型面，采用CFD計算流體力學方法計算火箭發(fā)動機噴流在1Pa環(huán)境壓力下的噴流干擾流場；
[0035](2)在流場未受干擾的噴流核心區(qū)域選取噴流密度最小的密度等值面，將密度等值面上的流場參數(shù)作為三維DSMC計算的噴流初始邊界；所述流場參數(shù)包括燃氣密度、速度和溫度；
[0036](3)進行噴流干擾流場的三維DSMC計算，實現(xiàn)所述火箭發(fā)動機真空干擾羽流場仿真；
[0037]所述進行噴流干擾流場的三維DSMC計算具體為:
[0038](3.1)劃分三維DSMC計算區(qū)域的直角網(wǎng)格，確定流場區(qū)域邊界；對物面邊界劃分三角形非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格；所述流場區(qū)域邊界包括出口邊界、入口邊界、物面邊界和對稱面邊界；
[0039](3.2)進行流場初始化，流場初始化包括:
[0040](a)計算所述物面邊界三角形非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的外法向矢量、形心位置和三角形面積；
[0041](b)將所述物面邊界三角形非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格放入噴流干擾流場區(qū)域的直角網(wǎng)格，確定并標識飛行器放入計算區(qū)域后占據(jù)的流場網(wǎng)格、物面三角形面元與流場網(wǎng)格相交的物面邊界網(wǎng)格，建立物面邊界網(wǎng)格與其相關(guān)物面三角形面元的鏈表關(guān)系等；
[0042](c)設(shè)置所有網(wǎng)格內(nèi)的模擬分子數(shù)量，給所有模擬分子編號；
[0043](d)設(shè)置模擬分子的運動參數(shù)，運動參數(shù)包括模擬分子的初始位置和運動速度；
[0044](e)在入口邊界處，按照入口邊界條件確定在時間步長At內(nèi)進入噴流干擾流場區(qū)域的新模擬分子數(shù)量以及運動參數(shù)；所述入口邊界即為三維DSMC計算的噴流初始邊界；所述入口邊界條件包括噴流初始邊界的燃氣密度、速度和溫度；
[0045](3.3)對于噴流干擾流場區(qū)域內(nèi)的模擬分子，按照其自身的運動速度和初始位置運動一個時間步長At后，確定模擬分子到達的新位置；
[0046](3.4)判斷模擬分子運動后到達的新位置與噴流干擾流場區(qū)域邊界的關(guān)系；如果該新位置到達對稱面邊界，則模擬分子在對稱面邊界上作鏡面反射；如果該新位置到達物面邊界，則按完全熱調(diào)節(jié)的漫反射模型，確定反射之后的模擬分子的運動參數(shù)；如果該新位置到達出口邊界外，則將模擬分子作逸出處理，消除該分子的編號；
[0047](3.5)重新為所有處于計算區(qū)域內(nèi)的模擬分子以及新進入計算區(qū)域的模擬分子進行編號，并記錄所有模擬分子的運動參數(shù)；
[0048](3.6)在每個噴流干擾流場區(qū)域的直角網(wǎng)格內(nèi)選取可能的碰撞分子對，并由隨機數(shù)判斷真正發(fā)生碰撞的分子，計算碰撞后的分子速度及內(nèi)能；
[0049](3.7)重復(fù)執(zhí)行步驟(3.3)到(3.6)，運行N個時間步長之后，N為正整數(shù)，判斷噴流干擾流場是否達到穩(wěn)定狀態(tài)，如果達到穩(wěn)定狀態(tài)，便對噴流干擾流場區(qū)域的所有直角網(wǎng)格內(nèi)的模擬分子的數(shù)量以及運動參數(shù)進行統(tǒng)計計算，得到噴流干擾流場的燃氣密度、速度和溫度；否則返回步驟(3.3);所述穩(wěn)定狀態(tài)是指噴流干擾流場中的模擬分子總數(shù)的變化率不大于5%。
[0050]所述步驟(3.6)在每個噴流干擾流場區(qū)域的直角網(wǎng)格內(nèi)選取可能的碰撞分子對，并由隨機數(shù)判斷真正發(fā)生碰撞的分子，計算碰撞后的分子速度及內(nèi)能，具體為:
[0051](2.1)采用可變硬球VHS模型和VSS模型來描述分子之間相互作用勢能；
[0052](2.2)在噴流干擾流場區(qū)域的直角網(wǎng)格中選取相鄰的模擬分子參與碰撞，采用非時間計數(shù)法(NTC)，判斷分子對是否真正發(fā)生碰撞；
[0053](2.3)根據(jù)Larsen-Borgnakke模型確定發(fā)生碰撞的模擬分子的碰撞類型,并給出碰撞后分子的運動速度及內(nèi)能，所述碰撞類型包括彈性碰撞和非彈性碰撞。
[0054]所述將模擬分子作逸出處理是指在噴流干擾流場區(qū)域范圍內(nèi)刪除該模擬分子，該模擬分子不再作為噴流干擾流場區(qū)域范圍內(nèi)的分子。
[0055]所述采用CFD計算流體力學方法具體采用Fastran軟件實現(xiàn)。
【權(quán)利要求】
1.一種火箭發(fā)動機真空干擾羽流場仿真方法，其特征在于步驟如下: (1)根據(jù)火箭發(fā)動機噴管燃燒室出口參數(shù)和噴管型面，采用CFD計算流體力學方法計算火箭發(fā)動機噴流在1Pa環(huán)境壓力下的噴流干擾流場； (2)在流場未受干擾的噴流核心區(qū)域選取噴流密度最小的密度等值面，將密度等值面上的流場參數(shù)作為三維DSMC計算的噴流初始邊界；所述流場參數(shù)包括燃氣密度、速度和溫度； (3)進行噴流干擾流場的三維DSMC計算，實現(xiàn)所述火箭發(fā)動機真空干擾羽流場仿真； 所述進行噴流干擾流場的三維DSMC計算具體為: (3.1)劃分三維DSMC計算區(qū)域的直角網(wǎng)格，確定流場區(qū)域邊界；對物面邊界劃分三角形非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格；所述流場區(qū)域邊界包括出口邊界、入口邊界、物面邊界和對稱面邊界； (3.2)進行流場初始化，流場初始化包括: (a)計算所述物面邊界三角形非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的外法向矢量、形心位置和三角形面積； (b)將所述物面邊界三角形非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格放入噴流干擾流場區(qū)域的直角網(wǎng)格，確定并標識飛行器放入計算區(qū)域后占據(jù)的流場網(wǎng)格、物面三角形面元與流場網(wǎng)格相交的物面邊界網(wǎng)格，建立物面邊界網(wǎng)格與其相關(guān)物面三角形面元的鏈表關(guān)系； (c)設(shè)置所有網(wǎng)格內(nèi)的模擬分子數(shù)量，給所有模擬分子編號； (d)在噴流干擾流場區(qū)域內(nèi)，設(shè)置模擬分子的運動參數(shù)，運動參數(shù)包括模擬分子的初始位置和運動速度； (e)在入口邊界處，按照入口邊界條件確定在時間步長At內(nèi)進入噴流干擾流場區(qū)域的新模擬分子數(shù)量以及運動參數(shù)；所述入口邊界即為三維DSMC計算的噴流初始邊界；所述入口邊界條件包括噴流初始邊界的燃氣密度、速度和溫度； (3.3)對于噴流干擾流場區(qū)域內(nèi)的模擬分子，按照其自身的運動速度和初始位置運動一個時間步長At后，確定模擬分子到達的新位置； (3.4)判斷模擬分子運動后到達的新位置與噴流干擾流場區(qū)域邊界的關(guān)系；如果該新位置到達對稱面邊界，則模擬分子在對稱面邊界上作鏡面反射；如果該新位置到達物面邊界，則按完全熱調(diào)節(jié)的漫反射模型，確定反射之后的模擬分子的運動參數(shù)；如果該新位置到達出口邊界外，則將模擬分子作逸出處理，消除該分子的編號； (3.5)重新為所有處于計算區(qū)域內(nèi)的模擬分子以及新進入計算區(qū)域的模擬分子進行編號，并記錄所有模擬分子的運動參數(shù)； (3.6)在每個噴流干擾流場區(qū)域的直角網(wǎng)格內(nèi)選取可能的碰撞分子對，并由隨機數(shù)判斷真正發(fā)生碰撞的分子，計算碰撞后的分子速度及內(nèi)能； (3.7)重復(fù)執(zhí)行步驟(3.3)到(3.6)，運行N個時間步長之后，N為正整數(shù)，判斷噴流干擾流場是否達到穩(wěn)定狀態(tài)，如果達到穩(wěn)定狀態(tài)，便對噴流干擾流場區(qū)域的所有直角網(wǎng)格內(nèi)的模擬分子的數(shù)量以及運動參數(shù)進行統(tǒng)計計算，得到噴流干擾流場的燃氣密度、速度和溫度；否則返回步驟(3.3);所述穩(wěn)定狀態(tài)是指噴流干擾流場中的模擬分子總數(shù)的變化率不大于5% ο
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種火箭發(fā)動機真空干擾羽流場仿真方法，其特征在于:所述步驟(3.6)在每個噴流干擾流場區(qū)域的直角網(wǎng)格內(nèi)選取可能的碰撞分子對，并由隨機數(shù)判斷真正發(fā)生碰撞的分子，計算碰撞后的分子速度及內(nèi)能，具體為: (2.1)確定分子作用勢模型:分子作用勢模型采用可變硬球VHS模型和VSS模型； (2.2)在噴流干擾流場區(qū)域的直角網(wǎng)格中選取相鄰的模擬分子參與碰撞，采用非時間計數(shù)法NTC，判斷分子對是否真正發(fā)生碰撞； (2.3)根據(jù)Larsen-Borgnakke模型確定發(fā)生碰撞的模擬分子的碰撞類型,并給出碰撞后分子的運動速度及內(nèi)能，所述碰撞類型包括彈性碰撞和非彈性碰撞。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種火箭發(fā)動機真空干擾羽流場仿真方法，其特征在于:所述將模擬分子作逸出處理是指在噴流干擾流場區(qū)域范圍內(nèi)刪除該模擬分子，該模擬分子不再作為噴流干擾流場區(qū)域范圍內(nèi)的分子。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種火箭發(fā)動機真空干擾羽流場仿真方法，其特征在于:所述采用CFD計算流體力學方法具體采用Fastran軟件實現(xiàn)。
【文檔編號】G06F17/50GK104376151SQ201410601963
【公開日】2015年2月25日 申請日期:2014年10月30日 優(yōu)先權(quán)日:2014年10月30日
【發(fā)明者】馬小亮, 蘇虹, 楊虎軍, 徐珊姝, 沈丹, 吳彥森, 何巍, 李凰立, 杜濤 申請人:北京宇航系統(tǒng)工程研究所, 中國運載火箭技術(shù)研究院