一种火箭发动机真空干扰羽流场仿真方法
【专利摘要】一种火箭发动机真空干扰羽流场仿真方法，步骤为：(1)采用CFD计算流体力学方法计算火箭发动机喷流在10Pa环境压力下的喷流干扰流场；(2)在流场未受干扰的喷流核心区域选取密度等值面作为三维DSMC计算的喷流初始边界；(3)进行喷流干扰流场的三维DSMC计算，实现所述火箭发动机真空干扰羽流场仿真。该方法克服了发动机真空干扰羽流场中同时存在连续流、过渡流和自由分子流，不能采用单一数值方法进行仿真预示的难题，结合了直角网格的高效率和物面三角形网格对复杂边界的精确描述，提高预示精度和计算效率，成功实现发动机真空干扰羽流场CFD/DSMC相结合的仿真预示。
【专利说明】一种火箭发动机真空干扰羽流场仿真方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种火箭发动机真空干扰羽流场仿真方法，属于运载火箭热环境【技术领域】。
【背景技术】
[0002]发动机在真空环境下工作时，从喷管喷出的高温气体会迅速膨胀，多喷管喷流相互之间会产生较强的喷流干扰，引起的羽流回流对周围热环境产生重要影响。为此需开展二级发动机喷流/羽流影响区域的热环境数值预示，获得发动机工作时各部段受发动机喷流/羽流影响区域的热环境参数，为火箭飞行的热环境提供参考。发动机真空羽流中同时存在着连续流、过渡流和自由分子流，不能采用成熟的CFD技术进行仿真分析；由于二级主发动机流量很大，采用DSMC方法将导致计算量激增；CFD/DSMC耦合求解方法属国内外研究的热点课题，目前还处于研究阶段，仅局限于简单模型的理论研究，难于在三维复杂模型的计算上应用。
【发明内容】
[0003]本发明的技术解决问题是:克服现有技术的不足，提供了一种火箭发动机真空干扰羽流场仿真方法。
[0004]本发明的技术解决方案是:
[0005]一种火箭发动机真空干扰羽流场仿真方法，步骤如下:
[0006](I)根据火箭发动机喷管燃烧室出口参数和喷管型面，采用CFD计算流体力学方法计算火箭发动机喷流在1Pa环境压力下的喷流干扰流场；
[0007](2)在流场未受干扰的喷流核心区域选取喷流密度最小的密度等值面，将密度等值面上的流场参数作为三维DSMC计算的喷流初始边界；所述流场参数包括燃气密度、速度和温度；
[0008](3)进行喷流干扰流场的三维DSMC计算，实现所述火箭发动机真空干扰羽流场仿真；
[0009]所述进行喷流干扰流场的三维DSMC计算具体为:
[0010](3.1)划分三维DSMC计算区域的直角网格，确定流场区域边界；对物面边界划分三角形非结构网格；所述流场区域边界包括出口边界、入口边界、物面边界和对称面边界；
[0011](3.2)进行流场初始化，流场初始化包括:
[0012](a)计算所述物面边界三角形非结构网格的外法向矢量、形心位置和三角形面积；
[0013](b)将所述物面边界三角形非结构网格放入喷流干扰流场区域的直角网格，确定并标识飞行器放入计算区域后占据的流场网格、物面三角形面元与流场网格相交的物面边界网格，建立物面边界网格与其相关物面三角形面元的链表关系；
[0014](C)设置所有网格内的模拟分子数量，给所有模拟分子编号；
[0015](d)在喷流干扰流场区域内，设置模拟分子的运动参数，运动参数包括模拟分子的初始位置和运动速度；
[0016](e)在入口边界处，按照入口边界条件确定在时间步长At内进入喷流干扰流场区域的新模拟分子数量以及运动参数；所述入口边界即为三维DSMC计算的喷流初始边界；所述入口边界条件包括喷流初始边界的燃气密度、速度和温度；
[0017](3.3)对于喷流干扰流场区域内的模拟分子，按照其自身的运动速度和初始位置运动一个时间步长At后，确定模拟分子到达的新位置；
[0018](3.4)判断模拟分子运动后到达的新位置与喷流干扰流场区域边界的关系；如果该新位置到达对称面边界，则模拟分子在对称面边界上作镜面反射；如果该新位置到达物面边界，则按完全热调节的漫反射模型，确定反射之后的模拟分子的运动参数；如果该新位置到达出口边界外，则将模拟分子作逸出处理，消除该分子的编号；
[0019](3.5)重新为所有处于计算区域内的模拟分子以及新进入计算区域的模拟分子进行编号，并记录所有模拟分子的运动参数；
[0020](3.6)在每个喷流干扰流场区域的直角网格内选取可能的碰撞分子对，并由随机数判断真正发生碰撞的分子，计算碰撞后的分子速度及内能；
[0021](3.7)重复执行步骤(3.3)到(3.6)，运行N个时间步长之后，N为正整数，判断喷流干扰流场是否达到稳定状态，如果达到稳定状态，便对喷流干扰流场区域的所有直角网格内的模拟分子的数量以及运动参数进行统计计算，得到喷流干扰流场的燃气密度、速度和温度；否则返回步骤(3.3);所述稳定状态是指喷流干扰流场中的模拟分子总数的变化率不大于5%。
[0022]所述步骤(3.6)在每个喷流干扰流场区域的直角网格内选取可能的碰撞分子对，并由随机数判断真正发生碰撞的分子，计算碰撞后的分子速度及内能，具体为:
[0023](2.1)确定分子作用势模型:分子作用势模型采用可变硬球VHS模型和VSS模型；
[0024](2.2)在喷流干扰流场区域的直角网格中选取相邻的模拟分子参与碰撞，采用非时间计数法NTC，判断分子对是否真正发生碰撞；
[0025](2.3)根据Larsen-Borgnakke模型确定发生碰撞的模拟分子的碰撞类型,并给出碰撞后分子的运动速度及内能，所述碰撞类型包括弹性碰撞和非弹性碰撞。
[0026]所述将模拟分子作逸出处理是指在喷流干扰流场区域范围内删除该模拟分子，该模拟分子不再作为喷流干扰流场区域范围内的分子。
[0027]所述采用CFD计算流体力学方法具体采用Fastran软件实现。
[0028]本发明与现有技术相比的有益效果是:
[0029]本发明将CFD和DSMC技术相结合，在CFD计算结果中选取固定的密度等值面，作为DSMC计算的输入边界，避开了 CFD/DSMC耦合仿真技术难题。在DSMC仿真中，结合了直角网格的高效率和物面三角形网格对复杂边界的精确描述，提高预示精度和计算效率，成功实现发动机真空干扰羽流场CFD/DSMC相结合的仿真预示。
【专利附图】
【附图说明】
[0030]图1为本发明方法流程图。
【具体实施方式】
[0031]下面结合附图对本发明的【具体实施方式】进行进一步的详细描述。
[0032]发动机真空羽流中同时存在着连续流、过渡流和自由分子流，本发明将CFD和DSMC技术相结合，在CFD计算结果中选取固定的密度等值面，作为DSMC计算的输入边界，避开了 CFD/DSMC耦合仿真技术难题。在DSMC仿真中，结合了直角网格的高效率和物面三角形网格对复杂边界的精确描述，提高预示精度和计算效率，成功实现发动机真空干扰羽流场CFD/DSMC相结合的仿真预示。
[0033]如图1所示，本发明提供了一种火箭发动机真空干扰羽流场仿真方法，步骤如下:
[0034](I)根据火箭发动机喷管燃烧室出口参数和喷管型面，采用CFD计算流体力学方法计算火箭发动机喷流在1Pa环境压力下的喷流干扰流场；
[0035](2)在流场未受干扰的喷流核心区域选取喷流密度最小的密度等值面，将密度等值面上的流场参数作为三维DSMC计算的喷流初始边界；所述流场参数包括燃气密度、速度和温度；
[0036](3)进行喷流干扰流场的三维DSMC计算，实现所述火箭发动机真空干扰羽流场仿真；
[0037]所述进行喷流干扰流场的三维DSMC计算具体为:
[0038](3.1)划分三维DSMC计算区域的直角网格，确定流场区域边界；对物面边界划分三角形非结构网格；所述流场区域边界包括出口边界、入口边界、物面边界和对称面边界；
[0039](3.2)进行流场初始化，流场初始化包括:
[0040](a)计算所述物面边界三角形非结构网格的外法向矢量、形心位置和三角形面积；
[0041](b)将所述物面边界三角形非结构网格放入喷流干扰流场区域的直角网格，确定并标识飞行器放入计算区域后占据的流场网格、物面三角形面元与流场网格相交的物面边界网格，建立物面边界网格与其相关物面三角形面元的链表关系等；
[0042](c)设置所有网格内的模拟分子数量，给所有模拟分子编号；
[0043](d)设置模拟分子的运动参数，运动参数包括模拟分子的初始位置和运动速度；
[0044](e)在入口边界处，按照入口边界条件确定在时间步长At内进入喷流干扰流场区域的新模拟分子数量以及运动参数；所述入口边界即为三维DSMC计算的喷流初始边界；所述入口边界条件包括喷流初始边界的燃气密度、速度和温度；
[0045](3.3)对于喷流干扰流场区域内的模拟分子，按照其自身的运动速度和初始位置运动一个时间步长At后，确定模拟分子到达的新位置；
[0046](3.4)判断模拟分子运动后到达的新位置与喷流干扰流场区域边界的关系；如果该新位置到达对称面边界，则模拟分子在对称面边界上作镜面反射；如果该新位置到达物面边界，则按完全热调节的漫反射模型，确定反射之后的模拟分子的运动参数；如果该新位置到达出口边界外，则将模拟分子作逸出处理，消除该分子的编号；
[0047](3.5)重新为所有处于计算区域内的模拟分子以及新进入计算区域的模拟分子进行编号，并记录所有模拟分子的运动参数；
[0048](3.6)在每个喷流干扰流场区域的直角网格内选取可能的碰撞分子对，并由随机数判断真正发生碰撞的分子，计算碰撞后的分子速度及内能；
[0049](3.7)重复执行步骤(3.3)到(3.6)，运行N个时间步长之后，N为正整数，判断喷流干扰流场是否达到稳定状态，如果达到稳定状态，便对喷流干扰流场区域的所有直角网格内的模拟分子的数量以及运动参数进行统计计算，得到喷流干扰流场的燃气密度、速度和温度；否则返回步骤(3.3);所述稳定状态是指喷流干扰流场中的模拟分子总数的变化率不大于5%。
[0050]所述步骤(3.6)在每个喷流干扰流场区域的直角网格内选取可能的碰撞分子对，并由随机数判断真正发生碰撞的分子，计算碰撞后的分子速度及内能，具体为:
[0051](2.1)采用可变硬球VHS模型和VSS模型来描述分子之间相互作用势能；
[0052](2.2)在喷流干扰流场区域的直角网格中选取相邻的模拟分子参与碰撞，采用非时间计数法(NTC)，判断分子对是否真正发生碰撞；
[0053](2.3)根据Larsen-Borgnakke模型确定发生碰撞的模拟分子的碰撞类型,并给出碰撞后分子的运动速度及内能，所述碰撞类型包括弹性碰撞和非弹性碰撞。
[0054]所述将模拟分子作逸出处理是指在喷流干扰流场区域范围内删除该模拟分子，该模拟分子不再作为喷流干扰流场区域范围内的分子。
[0055]所述采用CFD计算流体力学方法具体采用Fastran软件实现。
【权利要求】
1.一种火箭发动机真空干扰羽流场仿真方法，其特征在于步骤如下: (1)根据火箭发动机喷管燃烧室出口参数和喷管型面，采用CFD计算流体力学方法计算火箭发动机喷流在1Pa环境压力下的喷流干扰流场； (2)在流场未受干扰的喷流核心区域选取喷流密度最小的密度等值面，将密度等值面上的流场参数作为三维DSMC计算的喷流初始边界；所述流场参数包括燃气密度、速度和温度； (3)进行喷流干扰流场的三维DSMC计算，实现所述火箭发动机真空干扰羽流场仿真； 所述进行喷流干扰流场的三维DSMC计算具体为: (3.1)划分三维DSMC计算区域的直角网格，确定流场区域边界；对物面边界划分三角形非结构网格；所述流场区域边界包括出口边界、入口边界、物面边界和对称面边界； (3.2)进行流场初始化，流场初始化包括: (a)计算所述物面边界三角形非结构网格的外法向矢量、形心位置和三角形面积； (b)将所述物面边界三角形非结构网格放入喷流干扰流场区域的直角网格，确定并标识飞行器放入计算区域后占据的流场网格、物面三角形面元与流场网格相交的物面边界网格，建立物面边界网格与其相关物面三角形面元的链表关系； (c)设置所有网格内的模拟分子数量，给所有模拟分子编号； (d)在喷流干扰流场区域内，设置模拟分子的运动参数，运动参数包括模拟分子的初始位置和运动速度； (e)在入口边界处，按照入口边界条件确定在时间步长At内进入喷流干扰流场区域的新模拟分子数量以及运动参数；所述入口边界即为三维DSMC计算的喷流初始边界；所述入口边界条件包括喷流初始边界的燃气密度、速度和温度； (3.3)对于喷流干扰流场区域内的模拟分子，按照其自身的运动速度和初始位置运动一个时间步长At后，确定模拟分子到达的新位置； (3.4)判断模拟分子运动后到达的新位置与喷流干扰流场区域边界的关系；如果该新位置到达对称面边界，则模拟分子在对称面边界上作镜面反射；如果该新位置到达物面边界，则按完全热调节的漫反射模型，确定反射之后的模拟分子的运动参数；如果该新位置到达出口边界外，则将模拟分子作逸出处理，消除该分子的编号； (3.5)重新为所有处于计算区域内的模拟分子以及新进入计算区域的模拟分子进行编号，并记录所有模拟分子的运动参数； (3.6)在每个喷流干扰流场区域的直角网格内选取可能的碰撞分子对，并由随机数判断真正发生碰撞的分子，计算碰撞后的分子速度及内能； (3.7)重复执行步骤(3.3)到(3.6)，运行N个时间步长之后，N为正整数，判断喷流干扰流场是否达到稳定状态，如果达到稳定状态，便对喷流干扰流场区域的所有直角网格内的模拟分子的数量以及运动参数进行统计计算，得到喷流干扰流场的燃气密度、速度和温度；否则返回步骤(3.3);所述稳定状态是指喷流干扰流场中的模拟分子总数的变化率不大于5% ο
2.根据权利要求1所述的一种火箭发动机真空干扰羽流场仿真方法，其特征在于:所述步骤(3.6)在每个喷流干扰流场区域的直角网格内选取可能的碰撞分子对，并由随机数判断真正发生碰撞的分子，计算碰撞后的分子速度及内能，具体为: (2.1)确定分子作用势模型:分子作用势模型采用可变硬球VHS模型和VSS模型； (2.2)在喷流干扰流场区域的直角网格中选取相邻的模拟分子参与碰撞，采用非时间计数法NTC，判断分子对是否真正发生碰撞； (2.3)根据Larsen-Borgnakke模型确定发生碰撞的模拟分子的碰撞类型,并给出碰撞后分子的运动速度及内能，所述碰撞类型包括弹性碰撞和非弹性碰撞。
3.根据权利要求1所述的一种火箭发动机真空干扰羽流场仿真方法，其特征在于:所述将模拟分子作逸出处理是指在喷流干扰流场区域范围内删除该模拟分子，该模拟分子不再作为喷流干扰流场区域范围内的分子。
4.根据权利要求1所述的一种火箭发动机真空干扰羽流场仿真方法，其特征在于:所述采用CFD计算流体力学方法具体采用Fastran软件实现。
【文档编号】G06F17/50GK104376151SQ201410601963
【公开日】2015年2月25日 申请日期:2014年10月30日 优先权日:2014年10月30日
【发明者】马小亮, 苏虹, 杨虎军, 徐珊姝, 沈丹, 吴彦森, 何巍, 李凰立, 杜涛 申请人:北京宇航系统工程研究所, 中国运载火箭技术研究院