[发明专利]一种火箭发动机尾喷射流仿真方法及系统

说明书

本发明一种火箭发动机尾喷射流仿真方法及系统。(1)建立与火箭发动机喷管相同尺寸的三维几何模型；(2)对三维几何模型进行网格划分并加密，确定边界条件；(3)建立计算模型，确保尾喷射流过程满足粘性纳维‑斯托克斯方程；(4)采用计算模型对火箭发动机尾喷射流模型进行迭代求解，完成火箭发动机尾喷射流的仿真过程。本发明采用温度修正的SST k‑ω湍流模型计算火箭发动机尾喷射流，弥补了现有湍流模型无法准确预测大温度梯度下超音速可压缩射流的缺陷，仿真结果的准确性显著提高，仿真结果与实验结果误差缩小至1％。

技术领域

本发明属于火箭发动机尾喷射流仿真领域，涉及一种尾喷射流的仿真模型的建立。

背景技术

火箭发动机通过燃烧反应使介质的化学能转化为内能，产生的高温高压气体通过喷管膨胀做功产生推力，故尾喷射流特性可直接影响发动机的推力、比冲等主要技术指标。目前火箭发动机尾喷射流的研究方法主要包括：试验测试法和仿真分析法；其中由于试验条件的限制和测量技术的不成熟，仅通过试验测试很难全面直观了解火箭发动机尾喷管的射流特点。近些年，随着计算流体力学的发展，流体仿真已成为分析火箭发动机流场的重要手段。该方法不受试验条件和测试仪器等限制，可以得到计算域内实时而全面的流场数据，尾喷射流仿真分析有助于火箭发动机喷管型面的优化和发动机性能的提升。

火箭发动机尾喷射流属于高速可压缩湍流，目前火箭发动机尾喷射流仿真主要采用双方程湍流模型，如标准k-ε湍流模型、realizable k-ε湍流模型、标准k-ω湍流模型和SST k-ω湍流模型。上述模型的特点和适用范围各不相同，其中SST k-ω湍流模型结合了标准k-ε湍流模型和标准k-ω湍流模型的特点，具有更加广泛的适用性和可靠性，因此该模型在计算火箭发动机尾喷射流中具有明显的优越性。然而，现有湍流模型目前存在的问题是：忽略了温度大梯度变化对湍流耗散的影响，导致SST k-ω模型为代表的双方程湍流模型均无法准确计算大梯度温度变化下的湍流混合过程。鉴于此，完善现有尾喷射流仿真模型和建立准确的火箭发动机尾喷射流仿真方法，对于研究火箭发动机尾喷射流特性和提升喷管性能至关重要。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种火箭发动机尾喷射流仿真方法及系统，解决了现有湍流模型无法准确模拟超音速可压缩射流剪切混合的难题。

本发明的技术方案是：一种火箭发动机尾喷射流仿真方法，步骤如下：

(1)建立与火箭发动机喷管相同尺寸的三维几何模型；

(2)对三维几何模型进行网格划分并加密，确定边界条件；

(3)建立计算模型，确保尾喷射流过程满足粘性纳维-斯托克斯方程；

(4)采用计算模型对火箭发动机尾喷射流模型进行迭代求解，完成火箭发动机尾喷射流的仿真过程。

步骤(2)中所述边界条件为：喷管入口和出口设置为压力边界条件，喷管壁面设置为壁面边界条件，轴向对称面设置为称边界条件；其中喷管入口压力为发动机燃烧室的压力，喷管出口压力为环境压力。

步骤(2)中喷管内壁设置为壁面边界条件，壁面特征为光滑、绝热且无滑移。

步骤(3)粘性纳维-斯托克斯方程中的湍流模型选择SST k-ω湍流模型，并对SSTk-ω湍流模型进行温度修正。

步骤(3)中温度修正的具体方式是以湍流剪切层气体总温梯度为变量，建立温度修正函数，通过修正SST k-ω湍流模型的湍流粘度，改变湍动能分布；

步骤(3)中对SST k-ω湍流模型进行温度修正的具体过程为：

构建温度修正的SST k-ω湍流模型粘度表达式：