[发明专利]液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法

说明书

本发明公开了一种关于液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法，该方法以液体运载火箭发射平台为研究对象，分析复燃反应对尾焰冲击流场的影响；数值模拟采用三维可压缩雷诺平均N‑S方程和realizable k‑ε湍流模型获得燃气射流流场，同时采用有限速率化学动力学模型模拟化学反应过程，建立了多组分尾焰复燃模型，并与文献数据对比，验证了算法的有效性和正确性。本发明正是在进行大量的数值模拟试验，并将数值结果与试验结果比对后确立的一种高精度、较低计算成本且符合工程实际的数值仿真方法。

技术领域

本发明属于运载火箭发射平台热防护设计技术领域，特别是液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法。

背景技术

为了早日实现月球、木星和火星等深空探测，以及载人星际登陆计划，开发和利用太空资源，世界上一些航天技术大国正在研制新一代运载火箭技术，以提高有效载荷。其中，重型运载火箭技术已成为国际研究热点，大推力火箭的主要特点为：首先，构型围绕着捆绑助推器和多级组合构型，以提高任务适应性。20世纪80年代后的能源号火箭、战神V火箭、H-IIA火箭以及重型猎鹰运载火箭等等都采用了多台发动机并联和多级组合的设计方案，这样既有效缩短了火箭总长，又保证了飞行稳定性。但是，当捆绑段的芯级发动机和助推发动机同时工作时，火箭底部的多股喷流相互干扰，同时外部来流空气挤压尾部喷流，使得整个流场波系结构十分复杂。其次，采用液体发动机作为动力装置，液体燃料具有比冲高、工作时间长、可在空中多次启动等优点。同时液体火箭发动机尾焰具有高温、高速、大流量的特点，喷出的高温燃气属于富燃气体，尾焰中未完全燃烧的高温可燃气体与大气中的氧气掺混易产生二次燃烧(复燃)，进而影响尾焰温度场和燃气组分分布，因此预测火箭发射阶段的热环境必须考虑到燃气复燃反应，建立有效的液体火箭复燃计算数值模型对火箭发射平台的热防护设计具有重要的意义。

但是目前相关工作的研究对象多为单发动机固体运载火箭(Jiang Y,Ma Y,WangW,Shao L.,“Inhibition effect of water injection on afterburning of rocketmotor exhaust plume,”Chinese Journal and Aeronautics,Vol.23,2010,pp.653-659.)，针对复燃反应对于多发动机液体运载火箭尾焰流场的影响研究还不够完善。同时，由于受计算资源限制，大多数学者在数值建模时，进行了很大程度简化，例如，只考虑简单二维模型、对几何模型进行四分之一简化、计算网格无边界层网格等(Negishi H,Yamanishi N,Arita M,Namura E,Ohkubo S.,“Numerical analysis of plume heatingenvironment for H-IIA launch vehicle during powered ascent,”43rd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit,AIAA Paper 2007-5505,July2007.)，这些处理方法均不同程度地影响了计算精度。

发明内容

本发明的目的在于提供液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法，以实现液体运载火箭起飞阶段发射平台热防护的合理设计。

实现本发明目的的技术解决方案为：

液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法，包括以下步骤：

步骤1、建立液体运载火箭发射阶段燃气冲击导流装置的三维几何模型；

步骤2、采用网格分块方案对液体火箭冲击导流装置进行结构网格划分；

步骤3、建立液体火箭燃气冲击模型：基于三维可压缩雷诺平均N-S方程、Realizable k-ε双方程湍流模型，建立火箭燃气冲击模型；

步骤4、建立液体火箭燃气化学动力学模型：基于有限速率化学动力学模型对火箭燃气的复燃反应进行数值模拟，建立火箭燃气化学动力学模型；