CN109408915B - 固体火箭超燃冲压发动机燃烧流场仿真方法 - Google Patents

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Abstract

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。

Description

固体火箭超燃冲压发动机燃烧流场仿真方法
技术领域
本发明属于发动机技术领域，具体涉及一种固体火箭超燃冲压发动机燃烧流场仿真方法。
背景技术
数值仿真是发动机燃烧流动研究的重要手段，固体火箭超燃冲压发动机燃烧流动仿真十分复杂，燃气发生器内富燃料推进剂燃烧产生一次燃气，一次燃气喷入补燃室后，一次燃气中的可燃成分与来流空气发生燃烧化学反应。
对于固体火箭超燃冲压发动机燃烧流场仿真，难点主要在于模拟一次燃气燃烧的质量流率和成分，以及模拟在高速气流中的燃烧过程。
现有的固体燃料冲压发动机燃烧流场仿真方法见表1，其采用商用软件自带模型，其一次燃烧分解产物采用简化单一物质，二次燃烧化学反应物未考虑化学平衡，而是直接反应成最终产物，热值全部释放，而实际的燃烧过程存在一个化学平衡，热值不会全部释放，因此按照上述方法计算的燃烧温度将远远高于实际燃烧温度，燃烧温度对于超声速燃烧的模态判断及流场分析影响重大。
表1现有仿真方法简表
Figure BDA0001825015630000011
Figure BDA0001825015630000021
发明内容
(一)要解决的技术问题
本发明要解决的技术问题是：如何提供一种固体火箭冲压发动机燃烧仿真方法，提高固体火箭超燃冲压发动机燃烧仿真精度。
(二)技术方案
为了解决上述技术问题，本发明提供了一种固体火箭超燃冲压发动机燃烧流场仿真方法，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。
优选地，步骤4中所述湍流模型采用Realizablek-ε模型。
优选地，步骤5中所述气相燃烧模型为涡团耗散模型。
优选地，步骤6具体为：求解FLUENT软件自带的雷诺N-S方程组，对流体的速度、温度、密度进行求解；如果方程组收敛，则所有流场参数为最终结果，如果方程组不收敛，对所有初始参数加松弛因子后重新返回步骤1，直至方程收敛。
(三)有益效果
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。
附图说明
图1是本发明的仿真方法流程图。
具体实施方式
为使本发明的目的、内容、和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。
本发明提供了一种固体火箭超燃冲压发动机燃烧流场仿真方法，如图1所示，该方法包括以下步骤：
步骤1、计算一次燃气成分(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，命名为G。
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，使燃料完全反应(燃烧)对应的温度等于理论燃烧温度，更接近实际流场。除标准状态摩尔生成焓需要修改之外，其他二次燃烧物性参数均按照物质的原有属性参数填写。
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，包括：
采用Realizablek-ε模型，在FLUENT软件中选取该模型；
步骤5、建立气相燃烧模型，包括：
采用涡团耗散模型，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到5的模型，求解气相控制方程，包括：
求解FLUENT自带的雷诺N-S方程组，对流体的速度、温度、密度进行求解；如果方程组收敛，则所有流场参数为最终结果，如果方程组不收敛，对所有初始参数加松弛因子后重新进行第1步的计算，重复步骤全过程，循环往复上述步骤，直至方程收敛。
超音速燃烧对仿真温度的计算精确度要求很高，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。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。

Claims (4)

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。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤4中所述湍流模型采用Realizablek-ε模型。
3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，步骤5中所述气相燃烧模型为涡团耗散模型。
4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，步骤6具体为：求解FLUENT软件自带的雷诺N-S方程组，对流体的速度、温度、密度进行求解；如果方程组收敛，则所有流场参数为最终结果，如果方程组不收敛，对所有初始参数加松弛因子后重新返回步骤1，直至方程收敛。
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