变构型碳氢火箭发动机燃烧室液膜冷却的数值计算方法

本发明属于火箭发动机热环境数值模拟领域，特别提供了一种变构型碳氢火箭发动机燃烧室液膜冷却的数值计算方法。

背景技术：

1、碳氢液体火箭发动机选用液体推进剂作为动力源，是空间飞行器的主要推进系统。与固体火箭发动机相比，液体火箭发动机具有高比冲、可变推力、可重复使用等优点，在空间动力系统中占据重要地位。液体火箭发动机内部为高温高压环境，温度最高可达3500k以上，常规推力室结构无法承受如此高的温度，因此必须对燃烧室进行冷却设计。液膜冷却是液体发动机常见的冷却手段之一，通常使用一部分液体燃料作为冷却剂，通过喷射孔注入燃烧室，随后，注入的冷却剂在燃烧室壁面附近流动并蒸发，与内表面形成冷却屏障，从而降低发动机内壁面温度，延长液体火箭发动机的寿命。

2、液膜冷却涉及的参数多样，包括冷却液注入位置、注入角度、质量流率、冷却孔数量等等，不同参数的装置对应的冷却效果不同，如果仅通过试验研究液体火箭发动机液膜冷却效率存在成本高、周期长的问题。随着计算机科技飞速发展，数值模拟已经成为研究流场的一种有效手段，因此，有必要建立关于液体火箭发动机燃烧室液膜冷却的数值计算方法，为液膜冷却装置的性能评估及优化提供依据。

3、燃烧室液膜冷却过程涉及到超声速湍流燃烧和气液相变等复杂过程，当前，许多关于液体火箭发动机燃烧室液膜冷却的数值计算方法对液膜冷却物理过程进行了简化，例如：1、对计算模型进行简化，采用二维轴对称模型进行计算，这导致推进剂及冷却剂喷口均呈环形状，与实际情况的多孔状不符；2、对燃烧化学过程进行简化或者不考虑燃烧过程，仅考虑冷流状态下液膜冷却效率。此外，当前的数值计算方法仅针对固定结构的液体发动机燃烧室液膜冷却进行计算，针对不同构型(例如不同推进剂及冷却剂喷注位置、喷注角度、喷注孔数量等)液体发动机内流场计算则需要重新建立几何模型和网格模型，然后再开展仿真，大大增加了数值计算工作量。

4、因此，提出一种高精度，低计算成本的数值计算方法，以模拟变构型液体火箭发动机液膜冷却过程，提升液体火箭发动机设计研发能力，成为亟待解决的问题。

技术实现思路

1、鉴于此，本发明的目的在于提供一种变构型碳氢火箭发动机燃烧室液膜冷却的数值计算方法，以解决当前液膜冷却的数值计算方法存在的问题。

2、本发明提供的技术方案是：变构型碳氢火箭发动机燃烧室液膜冷却的数值计算方法，包括如下步骤：

3、步骤1、建立碳氢火箭发动机三维几何模型；

4、步骤2、采用结构网格对所述三维几何模型进行网格划分，并对射流区域进行网格加密；

5、步骤3、建立液体燃料/氧化剂/冷却剂相变流动模型：基于三维navier-stokes方程和realizable k-ε湍流模型建立内流场流动模型，采用edp离散模型模拟液体燃料汽化蒸发相变过程；

6、步骤4、建立燃气燃烧模型：基于有限化学动力学方法，模拟汽化后的燃气燃烧化学反应过程；

7、步骤5、利用上述模型，开展碳氢火箭发动机液膜冷却数值模拟：输入冷却液喷注参数，开始并行计算，输出燃烧室温度和压强云图，其中，所述冷却液喷注参数包括喷射口中心点位置、喷射口数量、喷注角度、喷射口半径、喷射口质量流率。

8、优选，步骤3具体包括如下步骤：

9、3.1、建立燃气多组份输运方程：

10、

11、式中，yl为碳氢火箭燃气组分l的质量分数，rl为碳氢火箭燃气组分l在化学反应后的净生成率，sl为自定义源项的离散相引起的生成率，jl为碳氢火箭燃气组分l的扩散通量，t为发动机工作时间，ρ为碳氢火箭燃气的流体密度，v为碳氢火箭速度向量；

12、其中，发动机燃气组份l的扩散通量jl为

13、

14、式中，dl，m为碳氢火箭燃气组份l的质量耗散系数，dt，l为碳氢火箭燃气组份l的热扩散系数；

15、3.2、在直角坐标系下，建立单一组分l的可压缩n-s方程模型：

16、

17、

18、

19、

20、式(3)-(6)中，u为碳氢火箭燃气流动变量；f、g、h分别为碳氢火箭燃气气流在x、y、z方向上的通量矢量，fv、gv、hv分别为碳氢火箭燃气黏性在x、y、z方向上的通量矢量，k为碳氢火箭燃气热传导系数，t为流场温度；p、ρ、e、τ、μ分别为火箭燃气压力、密度、比动能、应力、黏性系数，u、v、w分别为液体火箭燃气速度在x、y、z方向上的分量，火箭底部中心为原点，火箭飞行方向为z方向，不相邻喷管入口中心连线分别为x和y方向，τxx表示应力所在面的法向方向为x，应力真实方向为x，τxy表示应力所在面的法向方向为x，应力真实方向为y，τxz表示应力所在面的法向方向为x，应力真实方向为z，τyy表示应力所在面的法向方向为y，应力真实方向为y，τyz表示应力所在面的法向方向为y，应力真实方向为z，τzz表示应力所在面的法向方向为z，应力真实方向为z；

21、3.3、采用realizable k-ε两方程模型建立碳氢火箭发动机燃烧室内流场湍流模型；

22、其中，湍动能k方程与湍动耗散率ε方程如下：

23、

24、

25、式(7)和(8)中，gk为平均速度梯度引起的湍动能k的产生项，μt为湍动黏性，σk和σε分别是湍动能k和湍动耗散率ε的普朗特数，α、β为张量中的指标符号，取值范围是(1，2，3)，c1和c2为方程常数系数，c1＝1.44，c2＝1.9；

26、3.4、建立液体燃料/氧化剂/冷却剂离散项的质量方程：

27、

28、式中，ρpi为离散项i的液化密度，为离散项i的速度矢量，为离散项i的生成率；

29、其中，离散项i的生成率mi通过下式计算：

30、

31、式中，ni为离散项i的数密度，离散项i的密度，ri为离散项i的平均半径；

32、3.5、建立液体燃料/氧化剂/冷却剂离散项的动量方程：

33、

34、式中，fdi为离散项i的拖拽力，fvmi为离散项i的虚拟质量力，ftdi为离散项i的湍流分散力，fli为离散项i的升力，fpgi为离散项i的压强梯度力，fbi为离散项i的浮力；

35、3.6、建立液体燃料/氧化剂/冷却剂离散项的能量方程：

36、

37、式中，为离散项i的内能，，为离散项i的传热率；

38、离散项i的传热率为：

39、

40、式中，cppi为离散项i的定压比热，fni为离散项i的努塞尔数校正因子，τti为离散项i的温度松弛时间，tf为液体温度，为离散项i的材料密度，tpi为离散项i的温度，tamb为环境温度，εpi为离散项i的发射率系数，σ为离散项i的波兹曼常数。

41、进一步优选，步骤4具体包括如下步骤：

42、基于质量作用定量，对于任一燃烧方程k建立如下方程：

43、

44、式中，l为液体火箭燃气组分，v′lk和v″lk分别为组分l在反应物和生成物中的化学计量系数，ml为组分l的摩尔分数；

45、反应k中组分l的质量生成率ωlk如下：

46、

47、式中，为组分l的分子量，cl为组分l的摩尔浓度，kfk和kbk分别为反应k的正向速率常数和反向速率常数；

48、其中，反应k的正向反应速率常数通过arrhenius动力学方程得到：

49、

50、式中，ak为反应k的指前因子，t为流场温度，nt和np分别为反应速率常数中的温度指数和压强指数，eak为反应k的活化能，r0为通用气体常数，p为流场压强，patm为大气环境压强；

51、反向速率常数kbk通过化学平衡计算：

52、

53、式中，为吉布斯自由能变化率；

54、其中，吉布斯自由能变化率表示如下：

55、

56、式中，gl为组分l的吉布斯自由能，wl为组分l的相对分子质量。

57、本发明提供的变构型碳氢火箭发动机燃烧室液膜冷却的数值计算方法可以针对不同参数液膜冷却系统(例如冷却液喷射口位置、喷射口数量、喷注角度、喷注流率等)开展全自动三维数值仿真计算，计算过程考虑碳氢燃料汽化/掺混/燃烧过程，最后可以输出燃烧室截面温度/压强云图以及喷管入口截面平均温度和压强数据，输出结果可为碳氢液体火箭发动机燃烧室液膜冷却系统设计提供理论支撑，实现对液膜冷却系统效率的快速精确评估。

58、本发明提供的变构型碳氢火箭发动机燃烧室液膜冷却的数值计算方法，优点在于：

59、(1)本发明在网格划分过程可忽略推进剂/氧化剂/冷却液喷注口的拓扑形状，极大降低了网格数量，减小了计算成本；

60、(2)本发明采用的realizable k-ε两方程模型针对于射流冲击等复杂流动问题，可以更好的保持雷诺应力与真实湍流一致，并精确的模拟平面射流的扩散速率；

61、(3)本发明通过edp模型模拟液体推进剂/氧化剂/冷却液相变过程，通过有限速率化学动力学模型模拟燃气燃烧过程，保证本方法具有较高精度；

62、(4)本发明通过输入推进剂/氧化剂/冷却液喷注参数确定发动机燃烧室构型，不用对每一种构型燃烧室重新进行网格划分，实现了变构型碳氢火箭发动机燃烧室液膜冷却效果的快速预示。