[发明专利]固体火箭超燃冲压发动机燃烧流场仿真方法

摘要

本发明涉及一种固体火箭超燃冲压发动机燃烧流场仿真方法，属于发动机技术领域。本发明提供的一种固体火箭冲压发动机燃烧仿真方法，考虑二次燃烧化学平衡，通过二次燃烧热力学计算，得到生成物标准状态摩尔生成焓，确保燃料燃烧释放的能量与实际情况更为接近，能够更加准确的模拟燃烧温度，保证仿真温度的模拟更为准确。

主权项

1.一种固体火箭超燃冲压发动机燃烧流场仿真方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：步骤1、计算一次燃气成分，即富燃燃气成分采用最小吉布斯自由能法，进行富燃料推进剂一次燃烧热力学计算，通过推进剂组分计算得到一次燃气总质量、各项成分及质量分数；提取质量分数大于1％的可燃物质，其余物质均视为非可燃物质；步骤2、设置二次燃烧物性参数；采用最小吉布斯自由能法，进行富燃料推进剂二次燃烧热力学计算，得到二次燃烧理论燃烧温度；根据步骤1得到的可燃物质，选择总包反应，确定燃烧反应生成物，根据能量方程计算生成物的标准状态摩尔生成焓，使燃料完全燃烧对应的温度等于理论燃烧温度，更接近实际流场，修改标准状态摩尔生成焓，并按照物质的原有属性参数填写其他二次燃烧物性参数；步骤3、根据步骤1的计算结果，以及计算任务需要设置进口和出口计算的边界条件，并对流场的各参数进行初始化；步骤4、建立湍流模型，在FLUENT软件中选取该湍流模型；步骤5、建立气相燃烧模型，计算气相化学反应速率；步骤6、通过步骤2设置的物质属性，以及步骤4、步骤5的模型，求解气相控制方程。