[发明专利]一种火箭羽流仿真方法

摘要

本发明公开了一种火箭羽流仿真方法，其步骤如下一、利用Gambit软件生成非结构化网格，并设置边界条件；二、将网格导入到Fluent中，利用Fluent软件求解羽流流场物理模型湍流模型、离散相模型和燃烧模型；三、在Fluent中根据模型需要或实际情况设置边界条件和迭代初始值，模拟仿真获得流场数据。本发明基于火箭羽流流场的形成机理研究，根据燃烧理论、流体力学、气体动力学，考虑燃烧室内的燃烧化学反应建立的羽流流场计算的参数模型，能够客观描述羽流流场的主要特征，快速仿真获得特定条件下的流场数据，为火箭羽流红外特性的计算提供输入参数，提高羽流的计算精度、节省羽流的仿真时间。

主权项

一种火箭羽流仿真方法，其特征在于所述仿真方法为：一、利用Gambit软件生成非结构化网格，并设置如下四种边界条件：入口边设为速度入口边界；出口设为压力输出边界；下边设为对称边界条件；上边设为壁面边界条件；二、将网格导入到Fluent中，利用Fluent软件求解羽流流场物理模型：湍流模型、离散相模型和燃烧模型，其中：所述湍流模型采用高雷诺数k‑ε模型来求解，则有：∂U∂t+∂F∂x+∂G∂y=∂Fv∂x+∂Gv∂y+S,]]>U=ρρuρvρeρkρϵF=ρuρu2+pρuv(ρe+p)uρukρuϵG=ρvρuvρv2+p(ρe+p)vρvkρvϵ,]]>Fv=1Re0τxyτyyτxyu+τyyv-qyτykτyϵGv=1Re0τxyτyyτxyu+τyyv-qyτykτyϵS=0SPuSPvSPePk-ρ(ϵ+ϵc)Re+p′′d′′‾ϵk(C1Pk-C2ρϵRe),]]>式中，Re‑雷诺数；SPφ(φ＝u,v,e)‑颗粒相源项，对于液体燃料的火箭羽流，其值为0；ρ为密度；u、v为x、y向速度；p为压强；e为单位质量的总能量；T为温度；k,ε分别为湍动能和湍流耗散速度；其中各应力项为：τxx=μe[-23(∂u∂x+∂v∂y)+2∂u∂x]τyy=μe[-23(∂u∂x+∂v∂y)+2∂v∂y]τxy=τyx=μe(∂u∂y+∂v∂x)τxk=(μl+μtσk)∂k∂x,τyk=(μl+μtσk)∂k∂yτxϵ=(μl+μtσϵ)∂ϵ∂x,τyϵ=(μl+μtσϵ)∂ϵ∂x,]]>x、y向热流项分别为：qx=-1γ-1(μlPr+μtPrt)∂T∂x,qy=-1γ-1(μlPr+μtPrt)∂T∂y,]]>其中，γ为粘性系数μe与其密度ρ的比值，Pr、Prt分别为层流和湍流的普朗特数，物理意义是流体的动量扩散能力与流体的热量扩散能力的比，μe＝μl+μt为有效粘性系数，包含层流μl与湍流μt两部分之和；湍流粘性计算如下：μt=Cμρk2ϵ+ϵc;]]>εc是考虑可压缩性的湍流耗散速率，根据Sarkar和Lakshmanan模型有：ϵc=α1Mt2ϵ,]]>此处是湍流马赫数，湍动能生成项Pk计算如下：Pk=μtRe{2[(∂u∂x)2+(∂v∂y)2]+(∂u∂y+∂v∂x)2},]]>是考虑压力扩张的湍流相关项；湍流模型常数如下所示：Cμ=0.09,C1=1.60,C2=1.92,σk=1.0,σϵ=1.3,α1=1.09,α2=0.4,α3=0.2;]]>完全气体状态方程：p＝ρRT；单位质量的总能量：e=pρ(γ-1)+u2+v22;]]>所述离散相模型允许离散相和连续相耦合；所述燃烧模型采用非预混合燃烧模型，非预混合燃烧模型中平均混合分数方程为：∂∂t(ρf‾)+▿·(ρv‾f‾)=▿·(μtσt▿f‾)+Sm+Suser,]]>式中f为混合分数源项，Sm仅指质量由液体燃料滴或反应颗粒传入气相中，Suser为任何用户定义源项；平均混合分数均方值的守恒方程为：∂∂t(ρf′2‾)+▿·(ρv‾f′2‾)=▿·(μtσt▿f′2‾)+Cgμt(▿2f‾)-Cdρϵkf′2‾+Suser,]]>式中常数σt、Cg和Cd‑分别取0.85，2.86和2.0；Suser‑用户定义源项；三、在Fluent中根据模型需要或实际情况设置边界条件和迭代初始值，模拟仿真获得流场数据,所述燃烧模型为非预混合燃烧模型,所述非预混合燃烧模型中，时间平均混合分数方程为：∂∂t(ρf‾)+▿·(ρv‾f‾)=▿·(μtσt▿f‾)+Sm+Suser,]]>式中，f为混合分数源项，Sm仅指质量由液体燃料滴或反应颗粒传入气相中，Suser为用户定义源项。