[发明专利]一种固体火箭发动机在飞行过载下的两相流仿真方法

说明书

本发明公开了一种固体火箭发动机在飞行过载下的两相流仿真方法，该方法包括：(1)根据飞行弹道中的时间和过载情况，选取研究的目标时间点和过载值；(2)构建固体火箭发动机三维流场的物理模型；(3)采用六面体结构化网格离散仿真区域；(4)将推进剂的燃烧产物视为燃烧的气相和凝相颗粒两部分，设定仿真边界条件；(5)两相流流场采用欧拉‑拉格朗日方法计算求解；(6)设计凝相颗粒收集试验实验装置，获取凝相颗粒的粒径分布规律；(7)再次开展固体火箭发动机两相流流场仿真计算，即可获得颗粒在流场中的运动及分布规律。本发明仿真计算准确度高，适用范围广，技术难度低，工程可行性高，可在型号研制中方便应用。

技术领域

本发明属于固体火箭发动机技术领域，涉及一种固体火箭发动机的流场仿真计算方法，尤其涉及一种发动机燃烧室内流场在飞行过载条件下的两相流仿真方法。

背景技术

临近空间飞行器在助推段飞行过程中，需要压低弹道以满足交班点要求，作为飞行器助推动力，固体火箭发动机在工作过程中需要面临较长时间持续的横向过载环境。推进剂燃烧产物中的凝相颗粒受过载条件影响，在燃烧室流场中汇集成颗粒流，撞击在绝热层上，产生很强的冲刷烧蚀效果，增大燃烧室后部绝热结构沿承载方向的烧蚀速率，进而增加了发动机局部烧穿的风险。国内在固体火箭发动机研制过程中由于过载影响导致绝热结构失效的案例时有发生，成为固体火箭发动机发展的瓶颈之一。

近年来，国内外对评估过载条件下绝热结构烧蚀情况的研究，主要分为两个方面。一是通过地面小发动机试车，或利用旋转发动机达到离心加速度模拟过载的目的，或者利用带转折环的小发动机模拟燃气流对绝热层的直接冲刷作用，但是前者无法剥离科氏力的影响，后者目前无法建立一个与真实发动机之间的对应关系，两种手段均无法有效评估过载对绝热层可能产生的影响。二是通过两相流计算仿真，或通过商业软件假定一个模型进行初步的规律性研究，或者通过编程等手段实现对凝相颗粒行为的研究，但是前者假设过多，应用于工程实践的准确度太低，后者仅是针对二维模型的近似方法，对于具有复杂三维结构的发动机燃烧室内流场，尚不能实现有效的仿真计算。

发明内容

针对现有技术中固体火箭发动机过载条件下绝热结构烧蚀研究方法准确度底的技术问题，本发明提出一种固体火箭发动机在飞行过载下的两相流仿真方法，采用三维数值模拟方法，利用地面试验结果数据，可对任意结构的固体火箭发动机燃烧室两相流三维流场实现较为准确的仿真分析。

本发明解决上述技术问题采用的技术方案如下：

一种固体火箭发动机在飞行过载下的两相流仿真方法，包括如下步骤：

S1、根据飞行弹道中的时间和过载情况，选取仿真研究的目标时间点和过载值；

S2、构建固体火箭发动机三维流场的物理模型；

S3、采用六面体结构化网格离散仿真区域；

S4、根据固体火箭发动机实际工作时的技术特征确定仿真区域的边界条件，将推进剂的燃烧产物视为气相和凝相颗粒两部分；

S5、两相流流场采用欧拉-拉格朗日方法计算求解；

S6、设计凝相颗粒收集试验的实验装置，获取凝相颗粒的粒径分布规律；

S7、以步骤S6获取的粒径分布作为颗粒喷射的直径分布，再次开展固体火箭发动机两相流流场仿真计算。

进一步的，所述步骤S1中按照法向过载的最大值、或者燃面退移至筒段壁面的原则选取目标时间点，确定仿真计算用的过载值。

进一步的，所述步骤S4中气相边界以燃烧室燃面为流量入口边界，以燃烧室前封头壁面、筒段壁面、后封头壁面以及喷管壁面作为无滑移边界，以喷管出口端面为压力出口边界；