CN109359325B - 关于多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法 - Google Patents

关于多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法 Download PDF

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CN109359325B CN201811007100.1A CN201811007100A CN109359325B CN 109359325 B CN109359325 B CN 109359325B CN 201811007100 A CN201811007100 A CN 201811007100A CN 109359325 B CN109359325 B CN 109359325B
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Abstract

本发明提出了一种关于多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法，首先建立多喷管火箭三维模型；其次利用多重分块结构化网格方法对三维模型进行网格划分；再次建立多喷管火箭羽流流场以及对流换热的数学模型：对N‑S多组分方程进行AUSM+格式离散，积分‑微分得到模型边界处的无粘通量；然后打开改良后辐射模型DOM，得到模型辐射吸收系数：利用DOM模型对辐射传热的积分‑微分基本方程离散；得到各点的辐射强度值；最后用RNG k‑ε湍流模型进行求解，输出马赫数、温度、压力流场及对流/耦合热流云图；本发明方法能够在提高计算精度的同时降低计算成本，计算结果能为火箭底部热防护提供指导意义。

Description

关于多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法
技术领域
本发明属于超声速飞行器数值仿真领域，特别是一种关于多喷管火箭流场及对流/ 辐射耦合换热的仿真方法。
背景技术
火箭发动机工作时，推进剂的燃烧产物经发动机喷管喷出形成高温高速燃气射流， 会对发射管壁和箭体产生干扰，从而影响火箭发射系统的稳定性和安全性。而目前我国 下一代大推力将采用多喷管的捆绑式运载火箭。捆绑式运载火箭的芯级发动机和助推器 发动机同时工作时，多台发动机的喷流相互交叉，同时存在外部扰流的干扰，在火箭底部区域形成复杂流场，加剧了对火箭底部区域的加热效应。燃气射流诱导下的吸力和壁 面射流相互碰撞形成反射，形成回流对流加热。高温燃气中CO2、H2O等气体微粒，特 别是Al2O3等高温固体颗粒，会对火箭底部产生辐射加热作用。除此之外，高温燃气流 过喷管，会使喷管壁温度升高，高温的喷管壁也会对火箭底部有一定的辐射加热作用。 因此，对流加热和辐射加热的共同作用，将导致火箭底部温度较高，影响底部器件工作 性能。
底部热环境对底部设备的安全性至关重要，热防护材料既要满足高温环境要求，又 要尽可能减少结构重量和成本。火箭底部热环境的地面试验实施困难、成本巨大，随着计算流体力学的不断发展，以及计算机性能的不断提高，数值模拟已经成为研究流场的 一种有效手段。Negishi H,Yamanishi N,Arita M,et al.Numerical Analysis of PlumeHeating Environment for H-IIA Launch Vehicle During Powered Ascent[C]//Aiaa/asme/sae/ asee Joint Propulsion Conference&Exhibit.2013.对日本四喷管火箭H-IIA采用P-1辐射模 型进行仿真，在利用30个CPU并行计算两个月的情况下，仿真结果与试验结果误差大 于10％，并且随着航天科技的发展，火箭载荷增大，体积增大，导致火箭整体流场计算 区域大，网格规模大，计算量增加，需要通过大规模并行计算求解，这时就迫切需要一种高精度，低计算成本的数值仿真方法模拟多喷管火箭流场及对流/耦合换热的过程。
发明内容
本发明的目的在于提供一种多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法，以 解决多喷管火箭喷流相互干扰难以计算的问题。
实现本发明目的的技术方案为：
一种关于多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法，包括以下步骤：
步骤1、建立多喷管火箭三维模型；
步骤2、利用多重分块结构化网格方法对三维模型进行网格划分；
步骤3、建立多喷管火箭羽流流场以及对流换热的数学模型：对N-S多组分方程进行AUSM+格式离散，积分-微分得到模型边界处的无粘通量；
步骤4、打开改良后辐射模型DOM，得到模型辐射吸收系数：利用DOM模型对辐 射传热的积分-微分基本方程离散；得到各点的辐射强度值；
步骤5、用RNG k-ε湍流模型进行求解，输出马赫数、温度、压力流场及对流/耦合热流云图。
本发明与现有技术相比，其显著优点是：
(1)本发明的多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法，有效解决了多喷管火箭整体流场区域大、网格规模大、难以计算的问题，同时解决了多喷管燃气羽流相 互作用导致难以计算的问题；
(2)本发明的多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法，采用的AUSM+ 离散格式能够准确处理粘性流场中的剪切流；
(3)本发明的多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法，对DOM辐射模 型进行改良，减少了多喷管火箭辐射换热计算时间；
(4)本发明的多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法，采用的RNG k-ε模型是在标准k-ε方程的基础上进行了改进，考虑了湍流漩涡，使得漩涡计算精度更高， 还能高效处理近壁区域，进而对低雷诺数流粘性方程进行求解。
附图说明
图1为关于多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法结构流程图。
图2为某四助推多喷管火箭三维模型图。
图3为某四助推多喷管火箭多重分块结构化网格图。
图4是某四助推多喷管火箭马赫数场云图。
图5是某四助推多喷管火箭温度场云图。
图6是某四助推多喷管火箭压强场云图。
图7是某四助推多喷管火箭底部对流/辐射热流耦合云图。
具体实施方式
为了说明本发明的技术方案及技术目的，下面结合附图及具体实施例对本发明做进 一步的介绍。
结合图1，本发明的一种关于多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法，包 括以下步骤：
步骤1、建立多喷管火箭三维模型；
结合图2，三维模型包括芯级段1、多个助推器2以及喷管3；三维模型参数要与实际工程保持一致，模型参数包括模型芯级段1高度、半径；助推器2高度、半径；喷管 3内径、外径、喷管3喉部半径参数，与实际工程多喷管火箭进行1：1等比建模。
步骤2、利用多重分块结构化网格方法对三维模型进行网格划分；
结合图3，首先对多喷管火箭三维模型进行分块处理，将总体计算域分为三个子域： 芯级段1及环绕芯级段1的外域；助推器2以及喷管3区域；喷管3下方燃气羽流区域。
然后对激波强间断区域进行结构化网格加密处理，保证网格的正交性和光顺性，对 其它计算区域网格作由密到疏过渡处理。
步骤3、建立多喷管火箭羽流流场以及对流换热的数学模型：对N-S多组分方程进行AUSM+格式离散，积分-微分得到模型边界处的无粘通量；
由于多喷管火箭多采用气体燃料，燃气成分包含H2O，CO2，CO，H2，N2等，因 此采用燃气和空气多组份流动模型。
3.1、在建立多喷管火箭羽流流场以及对流换热的数学模型之前，先对燃气射流作以 下基本假设：(1)燃气射流满足连续介质；(2)燃气射流为可压缩纯气相介质；(3)燃 气射流内部无化学反应发生；(4)采用燃气和空气多组份混合流动模型，多种组份均满 足理想气体状态方程。
3.2、上述假设保证燃气为牛顿粘性流体，故建立燃气多组份输运方程为
Figure BDA0001782655100000031
其中，Yi为火箭燃气组份i的质量分数，
Figure BDA0001782655100000032
为火箭燃气组份扩散通量，Ri为火箭燃气组份i经过化学反应的净生成率，Si为由自定义源项的火箭燃气弥散相所引起的生 成率，t为多喷管火箭飞行时间，ρ为火箭燃气的流体密度，N为火箭燃气组份的数量。
其中，式(1)中的组份扩散通量为
Figure BDA0001782655100000041
式(2)中，Di,m为混合介质中组份i的扩散系数，
Figure BDA0001782655100000046
为燃气流微元体的散度。
3.3、上述假设燃气为可压缩气体，在直角坐标系下，建立可压缩纳维斯托克方程(N-S方程)的守恒形式为：
Figure BDA0001782655100000042
其中，V为火箭飞行的速度矢量，Q为火箭燃气燃烧热量，S为多喷管火箭的广义 源项，
Figure BDA0001782655100000043
为直角坐标系x、y、z方向上的方向向量，E、F和G为x，y，z方 向上的火箭燃气流通量矢量，Ev、Fv和Gv为x，y，z方向上的火箭燃气粘性通量矢量。
3.4、对N-S方程进行AUSM+格式离散，求解模型边界处的无粘通量：
N-S方程直接求解过程繁琐，耗费大量计算时间，特别是多组份输运情况给计算加大了难度，AUSM+格式具有较强的分辨激波、滑流等物理间断的能力，而且具有良好 的保正定性、计算高速流时不会产生红玉现象、容易向其它双曲型系统扩展、计算中能 较好处理激波低速传播的情况、计算效率高等特点。这就使得它不仅能够以高分辨率求 解无粘流场中的激波，也能够准确处理粘性流场中的剪切流等问题。
3.4.1、利用AUSM+格式基本形式，离散化得到无粘项通量：
(a)利用AUSM+格式将无粘项通量
Figure BDA0001782655100000044
分解为物理属性不同的火箭燃气流对流项Fc和火箭燃气流压力项FP：
Figure BDA0001782655100000045
(b)对式(4)中的火箭燃气流对流项Fc和火箭燃气流压力项FP进行简化
Fc＝M·a·Q (5)
Q＝(ρ,ρμ,ρν,ρH)T (6)
Fp＝(0,p,p,0)T (7)
式(5)、(6)、(7)中，M为火箭飞行的马赫数，a为当地声速，Q为火箭燃气流 相应的流动参数，μ、υ表示燃气速度矢量在x、y方向的分量，H＝e+p/ρ表示火 箭燃气燃烧焓，p为火箭燃气的压力项，e为数学常数。
(c)因此，模型边界处的燃气流对流通量
Figure BDA0001782655100000051
和气流压力通量
Figure BDA0001782655100000052
可表示为：
Figure BDA0001782655100000053
Figure BDA0001782655100000054
因此，要得到完整的AUSM+格式离散化N-S多组分方程，必须要得到边界火箭燃 气流对应的流动参数Q1/2、边界处马赫数参数M1/2、边界处压力参数P1/2以及边界处声速 a1/2。
3.4.2、求解边界火箭燃气流对应的流动参数Q1/2：
边界处流动参数Q1/2可以根据左、右两侧边界控制体参数QL、QR，结合网格界面的速度方向来确定：
Figure BDA0001782655100000055
式中，M1/2表示边界处马赫数。
3.4.3、求解边界处马赫数参数M1/2和边界处压力参数P1/2：
(a)在计算边界处对流速度时，考虑到边界处马赫数M1/2受左右特征波影响的物理特性，引入马赫数分裂函数：
Figure BDA0001782655100000056
(b)边界处马赫数M1/2定义为：
Figure BDA0001782655100000057
式(12)中的
Figure BDA0001782655100000058
与
Figure BDA0001782655100000059
分别为左、右两侧控制体马赫数的增加量和减小量；
(c)于是对流通量项
Figure BDA00017826551000000510
可表示为：
Figure BDA0001782655100000061
(d)引入压力分裂函数P±：
Figure BDA0001782655100000062
(e)于是边界处压力可表示为：
Figure BDA0001782655100000063
式(15)中PL +与PR -表示左、右两侧控制体压力分裂函数的增加量和减小量，PL与PR表示左右两侧控制体压力参数。
3.4.4、求解边界处声速a1/2：
(a)定义边界两侧的马赫数为：
ML,R＝uL,R/a1/2 (16)
式(16)中，uL，R为火箭向边界两侧实际飞行速度矢量，计算声速时使用的速度为边界法线方向的分量(即速度向量在法线方向的投影，也即穿越边界的速度)，即：
Figure BDA0001782655100000064
式(17)中，
Figure BDA0001782655100000065
表示燃气向边界两侧实际运动速度，
Figure BDA0001782655100000066
表示边界的运动速度，n 表示速度向量在法线方向的单位向量。
(b)定义边界处声速a1/2：
Figure BDA0001782655100000067
式中，
Figure BDA0001782655100000068
为边界两侧燃气流微元体的声速。
3.5、利用AUSM+格式完整表达式，求解模型边界处的无粘通量：
结合式(4)-(19)，AUSM+格式下的边界处的无粘通量F1/2可重写为：
Figure BDA0001782655100000069
AUSM+格式兼有Roe格式和VanLeer格式的优点，而且克服了二者的缺点。它具 有数值耗散小、间断分辨率高、无需熵修正、计算量小等优点。
步骤4、打开改良后辐射模型DOM，得到模型辐射吸收系数：利用DOM模型对辐 射传热的积分-微分基本方程离散；
在常用的辐射模型中，DOM辐射模型的能量不平衡率最小，其次是S2S模型和Rosseland的辐射模型，P-1辐射模型虽然能量不平衡率较小，计算量较低，但是精度达 不到航空火箭要求。DOM辐射模型在计算气体辐射热流方面，计算精度高，计算时间 略长，但对原有辐射模型进行优化求解可降低计算成本。
4.1、定义辐射传热的积分-微分基本方程：
对发动机燃气进行组分分析，获得火箭燃气组分的摩尔百分比，并测量得到多喷管 火箭环境温度、飞行速度、环境压强、喷管内部压强、喷管壁面及箭体底部初始温度以及喷管内部温度，将上述多喷管火箭参数代入辐射传热的积分-微分基本方程
Figure BDA0001782655100000071
式中：s为方向矢量；
Figure BDA0001782655100000072
为燃气扩散项，I为燃气介质辐射强度；Ib为黑体的辐射强度；ka，ks分别为多喷管火箭喷流尾流介质的吸收系数与散射系数；
Figure BDA0001782655100000073
为燃气相 函数，表示内向散射的空间分布特性。
4.2、用DOM模型离散辐射传热基本方程：
用DOM模型将辐射传热离散为m个离散的方向，每一个方向对应一定的立体角， 在此角度内，辐射强度为定值。于是辐射传热方程变为如下的形式
Figure BDA0001782655100000074
式中：μ，η，ξ分别表示相对于几何直角坐标系中的方向余弦，km′表示为积分集 的权值，m′表示为离散方向的异性，Im表示边界上出去的辐射强度，Im′表示边界上进 入的辐射强度，Hm′，m为线性各向散射项函数。
联立式(20)、(21)求解，即可得到各点的辐射强度值。
步骤5、用RNG k-ε湍流模型进行求解，输出马赫数、温度、压力流场及对流/耦合热流云图。
5.1、建立RNG k-ε湍流模型
建立湍流模型是为了使雷诺应力封闭，目前经常使用的湍流模型有零方程模型、一 方程模型、标准k-ε两方程模型、RNG k-ε模型和Realizable k-ε模型等，由于两方程模型计算精度较高，计算时间少，因此越来越被广泛地应用于工程计算中，通常用湍动能 k和耗散率ε来描述湍流特征尺度。RNG k-ε模型在标准k-ε方程的基础上进行了改进， 并考虑了湍流漩涡，漩涡计算精度更高，还能高效处理近壁区域，进而对低雷诺数流粘 性方程进行求解。
湍流模型采用RNG k-ε模型，表示为
Figure BDA0001782655100000082
Figure BDA0001782655100000081
其中，k为火箭燃气的湍动能，ε为火箭燃气的湍动耗散率，μi为燃气组份i的湍动粘度，μeff为燃气扩散系数，xi与xj为方程对流项与扩散项的变量，C1ε、C2ε、C3ε为经 验常数，Gk是由火箭燃气流速度梯度而产生的湍流动能，Gb是由火箭燃气浮力而产生 的湍流动能。YM表示在可压缩湍流中火箭燃气从脉动耗散到完全耗散的贡献。αk和αε 是k方程和ε方程的普朗特数。Sk和Sε是用户自定义的源项。
5.2、输出云图
将建立好的RNG k-ε湍流模型输入仿真软件中求解，计算后可得到仿真结果，仿真结果包括马赫数、温度、压力流场及对流/耦合热流云图。
实施例
一种关于多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法，按上述具体实施方式 中步骤，包括以下步骤：
步骤1、建立多喷管火箭三维模型；
结合图2，三维模型包括芯级段1、四个助推器2以及二十个喷管3，与实际工程多喷管火箭进行1：1等比建模。
步骤2、利用多重分块结构化网格方法对三维模型进行网格划分；
结合图3，对几何模型进行多重分块结构化网格处理，对某四助推二十喷管火箭划分网格，最后网格总数在1221万左右。
步骤3、建立多喷管火箭羽流流场以及对流换热的数学模型：对N-S多组分方程进行AUSM+格式离散，积分-微分得到模型边界处的无粘通量；
燃气组份包括H2O、CO2、CO、H2、N2，摩尔质量百分比分别为35％、26％、25％、 9％、5％，代入多组分方程求解。
步骤4、打开改良后辐射模型DOM，得到模型辐射吸收系数：利用DOM模型对辐 射传热的积分-微分基本方程离散；
飞行高度：10km环境温度：200k飞行速度：1.2Ma环境压强：25600Pa
喷管内部压强：1.8*106Pa喷管壁面及箭体底部初始温度：400k
喷管内部温度：3800k辐射吸收系数：0.3
输入求解各点辐射强度。
步骤5、用RNG k-ε湍流模型进行求解，输出马赫数、温度、压力流场及对流/耦合热流云图。
用基于RANS理论分析的RNG k-ε湍流模型求解计算，所设计的多喷管火箭羽流流场以及对流/辐射耦合换热的数值仿真方法在利用32个CPU并行计算的情况下耗时两天 左右输出马赫数场、温度场、压力场、总热流分布云图，如图4-图7所示，图4显示该 多喷管火箭最大马赫数在5左右，图5显示该多喷管火箭温度最高值在喷管口以及激波 交汇位置，图6显示该多喷管火箭外部压强峰值在弹头弓形激波区域，图7显示火箭底 部热流峰值为46783W/m2，越接近中心位置热流越大，并且呈圆形向外均匀分布，与类 似工程试验结果对比显示出本仿真方法具有较高的精度。本发明方法能够在提高计算精 度的同时降低计算成本，计算结果能为火箭底部热防护提供指导意义。

Claims (6)

1.一种关于多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1、建立多喷管火箭三维模型；
步骤2、利用多重分块结构化网格方法对三维模型进行网格划分；
步骤3、建立多喷管火箭羽流流场以及对流换热的数学模型：对N-S多组分方程进行AUSM+格式离散，积分-微分得到模型边界处的无粘通量；具体步骤如下：
3.1、设燃气射流满足：(1)燃气射流满足连续介质；(2)燃气射流为可压缩纯气相介质；(3)燃气射流内部无化学反应发生；(4)采用燃气和空气多组份混合流动模型，多种组份均满足理想气体状态方程；
3.2、建立燃气多组份输运方程为
Figure FDA0003750915500000011
其中，Yi为火箭燃气组份i的质量分数，
Figure FDA0003750915500000012
为火箭燃气组份扩散通量，Ri为火箭燃气组份i经过化学反应的净生成率，Si为由自定义源项的火箭燃气弥散相所引起的生成率，t为多喷管火箭飞行时间，ρ为火箭燃气的流体密度，N为火箭燃气组份的数量；
其中组份扩散通量为
Figure FDA0003750915500000013
Di,m为混合介质中组份i的扩散系数，
Figure FDA0003750915500000014
为燃气流微元体的散度；
3.3、在直角坐标系下，建立N-S多组分方程的守恒形式为：
Figure FDA0003750915500000015
其中，V为火箭飞行的速度矢量，Q为火箭燃气燃烧热量，S为多喷管火箭的广义源项，
Figure FDA0003750915500000016
为直角坐标系x、y、z方向上的方向向量，E、F和G为x，y，z方向上的火箭燃气流通量矢量，Ev、Fv和Gv为x，y，z方向上的火箭燃气粘性通量矢量；
3.4、对N-S多组分方程进行AUSM+格式离散，求解模型边界处的无粘通量；
3.5、利用AUSM+格式完整表达式，求解模型边界处的无粘通量；
步骤4、打开改良后DOM辐射模型，得到模型辐射吸收系数：利用DOM辐射模型对辐射传热的积分-微分基本方程离散；得到各点的辐射强度值；
步骤5、用RNG k-ε湍流模型进行求解，输出马赫数、温度、压力流场及对流/耦合热流云图。
2.根据权利要求1所述的关于多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法，其特征在于，步骤2对三维模型进行网格划分，具体包括以下步骤：
2.1、对多喷管火箭三维模型进行分块处理，将总体计算域分为三个子域：芯级段及环绕芯级段的外域；助推器以及喷管区域；喷管下方燃气羽流区域；
2.2、对激波强间断区域进行结构化网格加密处理，保证网格的正交性和光顺性，对其它计算区域网格作由密到疏过渡处理。
3.根据权利要求1所述的关于多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法，其特征在于，步骤3.4求解模型边界处的无粘通量，具体包括以下步骤：
3.4.1、利用AUSM+格式基本形式，离散化得到无粘项通量；
(a)利用AUSM+格式将无粘项通量
Figure FDA0003750915500000021
分解为物理属性不同的火箭燃气流对流项Fc和火箭燃气流压力项FP：
Figure FDA0003750915500000022
(b)对式(4)中的火箭燃气流对流项Fc和火箭燃气流压力项FP进行简化
Fc＝M·a·Q (5)
Q＝(ρ,ρμ,ρν,ρH)T (6)
Fp＝(0,p,p,0)T (7)
其中M为火箭飞行的马赫数，a为当地声速，Q为火箭燃气流相应的流动参数，μ、υ表示燃气速度矢量在x、y方向的分量，H＝e+p/ρ表示火箭燃气燃烧焓，p为火箭燃气的压力项，e为数学常数；
(c)模型边界处的燃气流对流通量
Figure FDA0003750915500000023
和气流压力通量
Figure FDA0003750915500000024
表示为：
Figure FDA0003750915500000025
Figure FDA0003750915500000031
3.4.2、求解边界火箭燃气流对应的流动参数Q1/2：
边界处流动参数Q1/2根据左、右两侧边界控制体参数QL、QR，结合网格界面的速度方向来确定：
Figure FDA0003750915500000032
3.4.3、求解边界处马赫数参数M1/2和边界处压力参数P1/2：
(a)引入马赫数分裂函数：
Figure FDA0003750915500000033
(b)边界处马赫数M1/2定义为：
Figure FDA0003750915500000034
Figure FDA0003750915500000035
与
Figure FDA0003750915500000036
分别为左、右两侧控制体马赫数的增加量和减小量；
(d)引入压力分裂函数P±：
Figure FDA0003750915500000037
(e)边界处压力表示为：
Figure FDA0003750915500000038
3.4.4、求解边界处声速a1/2：
(a)定义边界两侧的马赫数为：
ML,R＝uL,R/a1/2 (16)
uL，R为火箭向边界两侧实际飞行速度矢量，计算声速时使用的速度为边界法线方向的分量：
Figure FDA0003750915500000041
Figure FDA0003750915500000042
表示燃气向边界两侧实际运动速度，
Figure FDA0003750915500000043
表示边界的运动速度，n表示速度向量在法线方向的单位向量；
(b)定义边界处声速a1/2：
Figure FDA0003750915500000044
Figure FDA0003750915500000045
为边界两侧燃气流微元体的声速。
4.根据权利要求3所述的关于多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法，其特征在于，步骤3.5求解模型边界处的无粘通量F1/2为：
Figure FDA0003750915500000046
5.根据权利要求4所述的关于多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法，其特征在于，步骤4离散辐射传热基本方程，具体包括以下步骤：
4.1、定义辐射传热的积分-微分基本方程：
对发动机燃气进行组分分析，获得火箭燃气组分的摩尔百分比，并测量得到多喷管火箭环境温度、飞行速度、环境压强、喷管内部压强、喷管壁面及箭体底部初始温度以及喷管内部温度，代入辐射传热的积分-微分基本方程：
Figure FDA0003750915500000047
式中：s为方向矢量；
Figure FDA0003750915500000048
为燃气扩散项，I为燃气介质辐射强度；Ib为黑体的辐射强度；ka，ks分别为多喷管火箭喷流尾流介质的吸收系数与散射系数；
Figure FDA0003750915500000049
为燃气相函数；
4.2、用DOM模型离散辐射传热基本方程：
用DOM模型将辐射传热离散为m个离散的方向，每一个方向对应一定的立体角，辐射传热方程变为如下的形式
Figure FDA00037509155000000410
式中：μ，η，ξ分别表示相对于几何直角坐标系中的方向余弦，km′表示为积分集的权值，m′表示为离散方向的异性，Im表示边界上出去的辐射强度，Im′表示边界上进入的辐射强度，Hm′，m为线性各向散射项函数；
联立式(20)、(21)求解，得到各点的辐射强度值。
6.根据权利要求5所述的关于多喷管火箭流场及对流/辐射耦合换热的仿真方法，其特征在于，步骤5得到马赫数、温度、压力流场及对流/耦合热流云图，具体包括以下步骤：
5.1、建立RNG k-ε湍流模型：
Figure FDA0003750915500000051
Figure FDA0003750915500000052
其中，k为火箭燃气的湍动能，ε为火箭燃气的湍动耗散率，μi为燃气组份i的湍动粘度，μeff为燃气扩散系数，xi与xj为方程对流项与扩散项的变量，C1ε、C2ε、C3ε为经验常数，Gk是由火箭燃气流速度梯度而产生的湍流动能，Gb是由火箭燃气浮力而产生的湍流动能；YM表示在可压缩湍流中火箭燃气从脉动耗散到完全耗散的贡献；αk和αε是k方程和ε方程的普朗特数；Sk和Sε是用户自定义的源项；
将建立好的RNG k-ε湍流模型输入仿真软件中求解，计算后可得到仿真结果。
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