CN109933849A - 一种复杂燃气流场计算快速校验方法及介质 - Google Patents
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Abstract
一种复杂燃气流场计算快速校验方法，包括如下步骤：步骤一、基于发射燃气流场计算结果，获取发射燃气流场内的特征区域；步骤二、采用二阶及以上精度数值模拟方法对步骤一中所述特征区域内的燃气流场进行计算获得校验计算结果；步骤三、利用步骤二中所述的校验计算结果对步骤一中所述发射燃气流场内特征区域的流场计算结果进行校验。本发明方法能够利用较少的计算资源和较短的计算时间完成复杂燃气流场计算的校验工作，确保复杂燃气流场计算结果的正确性。
Description
技术领域
本发明涉及一种复杂燃气流场计算快速校验方法及介质，属于火箭发射技术领域。
背景技术
火箭或导弹往往都需要配套结构复杂的发射装置以提高发射安全性，这直接造成了火箭或导弹起飞过程中燃气流推进、扰流的复杂性。这类复杂燃气流场的仿真计算有如下限制：一是其依据的网格模型往往十分复杂，网格数量十分庞大，在当前条件下网格质量及分辨率难以达到理想状况；二是复杂燃气流计算建模及计算进程周期都很长，往往以月计，计算工况以及计算进程不能轻易往复；三是复杂燃气流计算进程受影响因素很多，容易出现发散，计算结果的可信度及精度难以一次到位。由于复杂燃气流场计算存在上述限制，导致每个复杂燃气流场算例都需要耗费大量时间和计算资源，而计算的可信度和精度也难以得到充分保证。这一方面表明了对复杂燃气流场计算结果进行校验的必要性，另一方面从工程应用的角度也对计算结果校验所需的计算资源和时间提出了更严格的要求。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种复杂燃气流场计算快速校验方法及介质。通过对复杂燃气流场的特征位置进行识别，采用典型燃气流场模型对复杂燃气流场中的局部类似流场结构进行对比，建立了一套高效可靠的复杂燃气流场计算校验方法。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：
一种复杂燃气流场计算快速校验方法，包括如下步骤：
步骤一、基于发射燃气流场计算结果，获取发射燃气流场内的特征区域；
步骤二、采用二阶及以上精度数值模拟方法对步骤一中所述特征区域内的燃气流场进行计算获得校验计算结果；
步骤三、利用步骤二中所述的校验计算结果对步骤一中所述发射燃气流场内特征区域的流场计算结果进行校验。
上述复杂燃气流场计算快速校验方法，步骤一中所述的特征区域包括燃气流自由推进区域、冲击类平板区域、冲击类楔形体区域。
上述复杂燃气流场计算快速校验方法，所述燃气流自由推进区域为发动机喷管与发射装置之间的无扰动燃气流流动区域。
上述复杂燃气流场计算快速校验方法，所述冲击类平板区域为发射装置表面且发射装置表面无棱角且发射装置表面的最大曲率δ满足如下条件：
其中De为喷管出口直径，α为比例常数。
上述复杂燃气流场计算快速校验方法，所述冲击类楔形体区域为发射装置表面且发射装置表面无棱角且发射装置表面的最大曲率δ满足如下条件：
其中De为喷管出口直径，为比例常数；
或，所述冲击类楔形体区域为发射装置表面且发射装置表面有棱角。
上述复杂燃气流场计算快速校验方法，所述燃气流自由推进区域为发动机喷管与发射装置之间的燃气流动区域；所述冲击类平板区域至少包括发射装置的导流面、台体框架的迎风面、发射筒外表面、保温筒外表面；所述冲击类楔形体区域至少包括发射装置的导流锥、台体斜支撑、弹体支撑、起竖油缸、发射台支腿、发射筒锁紧机构、保温筒锁紧机构。
上述复杂燃气流场计算快速校验方法，步骤三中所述校验的方法为：
在所述燃气流自由推进区域内，采用发动机喷管轴线上相同位置的计算结果进行对比；在所述冲击类平板区域内，采用发射装置表面相同位置的计算结果进行对比；在所述冲击类楔形体区域内，采用发射装置表面相同位置的计算结果进行对比；
在所述相同位置，所述发射燃气流场计算结果和校验计算结果的差小于等于允许容差限值时，判定相应区域的发射燃气流场计算结果准确，否则判定相应区域的发射燃气流场计算结果异常。
上述复杂燃气流场计算快速校验方法，所述允许容差限值采用压力允许容差限值或温度允许容差限值或热流密度允许容差限值；
所述压力允许容差限值的取值范围为15～25％；所述温度允许容差限值的取值范围为25～35％；所述热流密度允许容差限值的取值范围为35～45％。
上述复杂燃气流场计算快速校验方法，当燃气流自由推进区域发射燃气流场计算结果异常或冲击类平板区域发射燃气流场计算结果异常或冲击类楔形体区域发射燃气流场计算结果异常时，则重新计算步骤一中所述的发射燃气流场计算结果。
一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现上述复杂燃气流场计算快速校验方法的步骤。
本发明相比于现有技术具有如下有益效果：
(1)提出了一种复杂燃气流场计算快速校验方法，能够利用较少的计算资源和较短的计算时间完成复杂燃气流场计算的校验工作，确保复杂燃气流场计算结果的正确性；
(2)采用典型燃气流场模型对复杂燃气流场中的局部类似流场结构进行对比，提供了一种通过局部来校验整体的校验方法，这种方法具有一定通用性，能够应用到其他仿真领域；
(3)提出了对复杂发射燃气流场特征区域的辨识分类方法，能够快速确定复杂燃气流场中的特征区域，有助于快速把握流场主要特征，从不同燃气流场计算中提取共性点，便于燃气流场计算的分析和校验。
附图说明
图1为本发明实施例的步骤流程图；
图2为本发明实施例的燃气流自由推进区域和冲击类平板区域示意图；
图3为本发明实施例的冲击类楔形体区域示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。
一种复杂燃气流场计算快速校验方法，包括如下步骤：
步骤一、基于发射燃气流场计算结果，获取发射燃气流场内的特征区域及燃气流场特征分布规律；所述特征区域包括燃气流自由推进区域、冲击类平板区域、冲击类楔形体区域；所述燃气流由发动机喷管喷向发射装置；燃气流由发动机喷管喷向发射装置。
步骤二、采用二阶及以上精度数值模拟方法对步骤一中所述特征区域内的燃气流场进行计算获得校验计算结果；
步骤三、利用步骤二中所述的校验计算结果对步骤一中所述发射燃气流场内特征区域的流场计算结果进行校验。具体校验的方法为：
在所述燃气流自由推进区域内，采用发动机喷管轴线上相同位置的计算结果进行对比；在所述冲击类平板区域内，采用发射装置表面相同位置的计算结果进行对比；在所述冲击类楔形体区域内，采用发射装置表面相同位置的计算结果进行对比。
在所述相同位置，所述发射燃气流场计算结果和校验计算结果的差小于等于允许容差限值时，判定相应区域的发射燃气流场计算结果准确，否则判定相应区域的发射燃气流场计算结果异常。所述允许容差限值采用压力允许容差限值或温度允许容差限值或热流密度允许容差限值；所述压力允许容差限值的取值范围为15～25％；所述温度允许容差限值的取值范围为25～35％；所述热流密度允许容差限值的取值范围为35～45％。当燃气流自由推进区域发射燃气流场计算结果异常或冲击类平板区域发射燃气流场计算结果异常或冲击类楔形体区域发射燃气流场计算结果异常时，则重新计算步骤一中所述的发射燃气流场计算结果。
步骤一中所述燃气流自由推进区域为发动机喷管与发射装置之间的燃气流动区域；所述冲击类平板区域为发射装置表面且发射装置表面无棱角且发射装置表面的最大曲率δ满足如下条件：
其中De为喷管出口直径，α为比例常数；所述冲击类平板区域至少包括发射装置的导流面、台体框架的迎风面、发射筒外表面、保温筒外表面；
所述冲击类楔形体区域为发射装置表面且发射装置表面无棱角且发射装置表面的最大曲率δ满足如下条件：
其中De为喷管出口直径，为比例常数；
或，所述冲击类楔形体区域为发射装置表面且发射装置表面有棱角。所述冲击类楔形体区域至少包括发射装置的导流锥、台体斜支撑、弹体支撑、起竖油缸、发射台支腿、发射筒锁紧机构、保温筒锁紧机构。
一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现上述复杂燃气流场计算快速校验方法的步骤。
实施例：
复杂燃气流场计算快速校验方法的主要思路是对燃气流场中的特征区域位置进行识别，提取出具有典型特征的局部流场结构，然后采用简单的燃气流场进行高阶精度计算，将计算结果与复杂燃气流场计算中提取的局部特征结构进行对比，实现对复杂燃气流场计算快速校验。
复杂燃气流场计算快速校验方法具体步骤如图1所示，具体按以下步骤开展：
步骤1：发射燃气流场计算
针对结构复杂、边界条件复杂的燃气流场建立计算模型，完成复杂燃气流场初步计算。
步骤2：燃气流场特征区域位置识别
对燃气流场中的特征区域位置进行识别。三种燃气流场特征结构的示意图如图2和图3所示，对特征区域的识别可分为如下情况：
a.燃气流由发动机喷管喷出到冲击发射装置之前的燃气流动区域取作燃气流自由推进区域；
b.对于燃气流冲击发射装置表面情况，若燃气流覆盖范围内结构表面无棱角特征且表面最大曲率δ满足：
其中De为喷管出口直径，单位m，α取2～4，则可取作燃气流冲击类平板区域；
c.对于燃气流冲击发射装置表面情况,若燃气流覆盖范围内结构表面无棱角特征或表面最大曲率满足δ满足：
其中De为喷管出口直径，单位m，α取2～4，则可取作燃气流冲击类楔形体区域；
d.对于燃气流冲击发射装置表面情况,若燃气流覆盖范围内结构表面有棱角特征，则可取作燃气流冲击类楔形体区域。
步骤3：将燃气流场校验模型的计算结果与所选特征区域进行对比校验
首先根据所选取的特征区域建立简单燃气流场校验模型进行计算，由于三种校验模型都非常简单，可以快速得到精度较高的计算结果。之后将校验模型的计算结果与原复杂燃气流场计算结果中相应的特征流场区域进行对比校验。对于燃气流自由推进区域，可取喷管轴线上对应位置参数进行对比；对于燃气流冲击类平板或类楔形体区域，可取燃气覆盖范围内结构表面对应位置参数进行对比，当对比参数相差小于允许容差限值(本实施例设定三类允许容差限值，压力允许容差限值为15～25％，温度允许容差限值为25～35％，热流密度允许容差限值为35～45％)判定结果准确，当对比参数相差超过允许容差限值时，判定结果异常，需改进后重新计算。
其中三种校验模型的流场计算方法为：
a.基于单喷管或双喷管自由喷流流场快速校验发射过程自由推进区域流场的方法
燃气流从发动机喷管喷出后到冲击到发射装置之前，为燃气流自由推进区域，基于导弹发动机喷管模型建立单喷管或双喷管自由喷流模型，采用二阶精度、双组份数值模拟方法预示自由喷流燃气流场，利用自由喷流燃气流场结果对比发射过程自由推进的燃气流场结果及分辨率。
b.基于燃气流冲击倾斜平板扰流场快速校验发射过程燃气流冲击类平板结构扰流结果的方法
导流装置的导流面、台体大部分框架的迎风面以及发射筒、保温筒等大尺度、低曲率结构均为类平板结构，采用二阶精度、双组份数值模拟方法预示带倾角的平板模型燃气流场，利用带倾角的平板模型燃气流场结果对比发射过程类平板结构扰动的燃气流场结果及分辨率。
c.基于燃气流冲击倾斜楔形体扰流场快速校验发射过程燃气流冲击类类楔形体结构扰流结果的方法
导流装置的导流锥、台体斜支撑、弹体支撑、起竖油缸、发射台支腿等结构以及发射筒、保温筒锁紧机构等小尺度、大曲率结构均为类楔形体结构，采用二阶精度预示带倾角的楔形体结构模型燃气流场，利用带倾角的钝头模型燃气流场结果对比发射过程类钝头结构扰动的燃气流场结果及分辨率。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
Claims (10)
1.一种复杂燃气流场计算快速校验方法，其特征在于：包括如下步骤：
步骤一、基于发射燃气流场计算结果，获取发射燃气流场内的特征区域；
步骤二、采用二阶及以上精度数值模拟方法对步骤一中所述特征区域内的燃气流场进行计算获得校验计算结果；
步骤三、利用步骤二中所述的校验计算结果对步骤一中所述发射燃气流场内特征区域的流场计算结果进行校验。
2.根据权利要求1所述的一种复杂燃气流场计算快速校验方法，其特征在于：步骤一中所述的特征区域包括燃气流自由推进区域、冲击类平板区域、冲击类楔形体区域。
3.根据权利要求2所述的一种复杂燃气流场计算快速校验方法，其特征在于：所述燃气流自由推进区域为发动机喷管与发射装置之间的无扰动燃气流流动区域。
4.根据权利要求2所述的一种复杂燃气流场计算快速校验方法，其特征在于：所述冲击类平板区域为发射装置表面且发射装置表面无棱角且发射装置表面的最大曲率δ满足如下条件：
其中De为喷管出口直径，α为比例常数。
5.根据权利要求2所述的一种复杂燃气流场计算快速校验方法，其特征在于：所述冲击类楔形体区域为发射装置表面且发射装置表面无棱角且发射装置表面的最大曲率δ满足如下条件：
其中De为喷管出口直径，为比例常数；
或，所述冲击类楔形体区域为发射装置表面且发射装置表面有棱角。
6.根据权利要求2所述的一种复杂燃气流场计算快速校验方法，其特征在于：所述燃气流自由推进区域为发动机喷管与发射装置之间的燃气流动区域；所述冲击类平板区域至少包括发射装置的导流面、台体框架的迎风面、发射筒外表面、保温筒外表面；所述冲击类楔形体区域至少包括发射装置的导流锥、台体斜支撑、弹体支撑、起竖油缸、发射台支腿、发射筒锁紧机构、保温筒锁紧机构。
7.根据权利要求2所述的一种复杂燃气流场计算快速校验方法，其特征在于：步骤三中所述校验的方法为：
在所述燃气流自由推进区域内，采用发动机喷管轴线上相同位置的计算结果进行对比；在所述冲击类平板区域内，采用发射装置表面相同位置的计算结果进行对比；在所述冲击类楔形体区域内，采用发射装置表面相同位置的计算结果进行对比；
在所述相同位置，所述发射燃气流场计算结果和校验计算结果的差小于等于允许容差限值时，判定相应区域的发射燃气流场计算结果准确，否则判定相应区域的发射燃气流场计算结果异常。
8.根据权利要求7所述的一种复杂燃气流场计算快速校验方法，其特征在于：所述允许容差限值采用压力允许容差限值或温度允许容差限值或热流密度允许容差限值；
所述压力允许容差限值的取值范围为15～25％；所述温度允许容差限值的取值范围为25～35％；所述热流密度允许容差限值的取值范围为35～45％。
9.根据权利要求7所述的一种复杂燃气流场计算快速校验方法，其特征在于：当燃气流自由推进区域发射燃气流场计算结果异常或冲击类平板区域发射燃气流场计算结果异常或冲击类楔形体区域发射燃气流场计算结果异常时，则重新计算步骤一中所述的发射燃气流场计算结果。
10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于：该程序被处理器执行时实现权利要求1～9之一所述方法的步骤。
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