CN112613246A - 一种固体火箭发动机在飞行过载下的两相流仿真方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种固体火箭发动机在飞行过载下的两相流仿真方法，该方法包括：(1)根据飞行弹道中的时间和过载情况，选取研究的目标时间点和过载值；(2)构建固体火箭发动机三维流场的物理模型；(3)采用六面体结构化网格离散仿真区域；(4)将推进剂的燃烧产物视为燃烧的气相和凝相颗粒两部分，设定仿真边界条件；(5)两相流流场采用欧拉‑拉格朗日方法计算求解；(6)设计凝相颗粒收集试验实验装置，获取凝相颗粒的粒径分布规律；(7)再次开展固体火箭发动机两相流流场仿真计算，即可获得颗粒在流场中的运动及分布规律。本发明仿真计算准确度高，适用范围广，技术难度低，工程可行性高，可在型号研制中方便应用。
Description
技术领域
本发明属于固体火箭发动机技术领域，涉及一种固体火箭发动机的流场仿真计算方法，尤其涉及一种发动机燃烧室内流场在飞行过载条件下的两相流仿真方法。
背景技术
临近空间飞行器在助推段飞行过程中，需要压低弹道以满足交班点要求，作为飞行器助推动力，固体火箭发动机在工作过程中需要面临较长时间持续的横向过载环境。推进剂燃烧产物中的凝相颗粒受过载条件影响，在燃烧室流场中汇集成颗粒流，撞击在绝热层上，产生很强的冲刷烧蚀效果，增大燃烧室后部绝热结构沿承载方向的烧蚀速率，进而增加了发动机局部烧穿的风险。国内在固体火箭发动机研制过程中由于过载影响导致绝热结构失效的案例时有发生，成为固体火箭发动机发展的瓶颈之一。
近年来，国内外对评估过载条件下绝热结构烧蚀情况的研究，主要分为两个方面。一是通过地面小发动机试车，或利用旋转发动机达到离心加速度模拟过载的目的，或者利用带转折环的小发动机模拟燃气流对绝热层的直接冲刷作用，但是前者无法剥离科氏力的影响，后者目前无法建立一个与真实发动机之间的对应关系，两种手段均无法有效评估过载对绝热层可能产生的影响。二是通过两相流计算仿真，或通过商业软件假定一个模型进行初步的规律性研究，或者通过编程等手段实现对凝相颗粒行为的研究，但是前者假设过多，应用于工程实践的准确度太低，后者仅是针对二维模型的近似方法，对于具有复杂三维结构的发动机燃烧室内流场，尚不能实现有效的仿真计算。
发明内容
针对现有技术中固体火箭发动机过载条件下绝热结构烧蚀研究方法准确度底的技术问题，本发明提出一种固体火箭发动机在飞行过载下的两相流仿真方法，采用三维数值模拟方法，利用地面试验结果数据，可对任意结构的固体火箭发动机燃烧室两相流三维流场实现较为准确的仿真分析。
本发明解决上述技术问题采用的技术方案如下：
一种固体火箭发动机在飞行过载下的两相流仿真方法，包括如下步骤：
S1、根据飞行弹道中的时间和过载情况，选取仿真研究的目标时间点和过载值；
S2、构建固体火箭发动机三维流场的物理模型；
S3、采用六面体结构化网格离散仿真区域；
S4、根据固体火箭发动机实际工作时的技术特征确定仿真区域的边界条件，将推进剂的燃烧产物视为气相和凝相颗粒两部分；
S5、两相流流场采用欧拉-拉格朗日方法计算求解；
S6、设计凝相颗粒收集试验的实验装置，获取凝相颗粒的粒径分布规律；
S7、以步骤S6获取的粒径分布作为颗粒喷射的直径分布，再次开展固体火箭发动机两相流流场仿真计算。
进一步的，所述步骤S1中按照法向过载的最大值、或者燃面退移至筒段壁面的原则选取目标时间点，确定仿真计算用的过载值。
进一步的，所述步骤S4中气相边界以燃烧室燃面为流量入口边界，以燃烧室前封头壁面、筒段壁面、后封头壁面以及喷管壁面作为无滑移边界，以喷管出口端面为压力出口边界；
凝相颗粒边界以燃烧室燃面为颗粒喷射面，喷射方式为面喷射；以燃烧室前封头壁面、筒段壁面、喷管壁面为颗粒反射边界；以后封头壁面为颗粒捕捉边界，以喷管出口端面为颗粒逃逸边界。
进一步的，凝相颗粒喷射速度为当地气相速度的0.3～0.6倍，凝相颗粒切向反射系数为0.8～1.0，凝相颗粒法向反射系数为0.6～0.9。
进一步的，所述步骤S6具体包括如下步骤
S6.1、设计凝相颗粒收集试验的实验装置结构形式，建立实验装置的三维流场物理模型，并按照步骤S3、S4、S5对实验模型三位流场物理模型进行处理；
S6.2、采用相同的凝相颗粒粒径分布规律、相同的燃气气相参数，分别开展实验装置和目标固体火箭发动机的两相流流场仿真计算；
S6.3、调节实验装置的收敛段和喷管喉部直径尺寸，重复步骤S6.1、S6.2，直至实验装置中冷却剂表面的颗粒最大浓度与固体火箭发动机筒段后部的颗粒最大浓度相同；
S6.4、按照步骤S6.3中确定的实验装置尺寸制作实验装置，并开展凝相颗粒收集实验，获取凝相颗粒粒径分布规律。
进一步的，所述实验装置结构参照专利《具有氧化铝液滴收集功能的固体火箭发动机缩比实验装置》CN201610297802.2的结构设计。
本发明与现有技术相比的有益效果：
本发明提出的一种固体火箭发动机在飞行过载下的两相流仿真方法，具有如下优点：
(1)仿真计算准确度高，运用相同推进剂实验装置采集得到的粒径分布作为计算的输入条件，相较于假定颗粒直径，结果更加精确；
(2)适用范围广，采用三维数值仿真，其流场物理模型可以描述真实流场特征，适用于各种过载条件下的不同尺度的固体火箭发动机两相流仿真；
(3)技术难度低，工程可行性高，利用已有专利的实验装置和适当假设、简化的仿真计算模型，目前各环节不存在技术瓶颈，可在工程型号研制中方便应用。
附图说明
所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明提供的一种固体火箭发动机在飞行过载下的两相流仿真方法流程图；
图2为本发明具体实施例中固体火箭发动机某一时刻的三维流场物理模型；
图3为本发明具体实施例中实验装置测量得出的凝相颗粒粒径分布曲线；
图4为本发明具体实施例中计算得到的筒段后部及喷管的颗粒浓度分布。
具体实施方式
下面对本发明的具体实施例进行详细说明。在下面的描述中，出于解释而非限制性的目的，阐述了具体细节，以帮助全面地理解本发明。然而，对本领域技术人员来说显而易见的是，也可以在脱离了这些具体细节的其它实施例中实践本发明。
在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本发明，在附图中仅仅示出了与本发明的方案密切相关的设备结构和/或处理步骤，而省略了与本发明关系不大的其他细节。
本发明提供了一种固体火箭发动机在飞行过载下的两相流仿真方法，主要流程如图1所示，包括以下步骤：
S1：根据飞行弹道中的时间和过载情况，选取仿真研究的目标时间点和过载值。
本实施例中，根据飞行弹道中的时间和过载情况，结合固体火箭发动机工作过程的燃面退移规律，按照法向过载的最大值、或者燃面退移至筒段壁面的原则选取目标时间点，确定仿真计算用的过载值；其中，燃面退移规律可按照平行层燃烧规律确定。
S2：构建固体火箭发动机三维流场的物理模型。
三维流场的物理模型包含燃烧室内的自由容积、喷管内流场区域。
在实际应用中，可视情况对流场模型进行适当简化，在不影响计算结果的前提下提高计算效率，例如流场物理特征为几何面对称的，且过载无侧向分量时，可采用流场模型的一半；如喷管膨胀比较大，亦可适当进行截短。
S3：采用六面体结构化网格离散仿真区域。
在燃烧室壁面处尤其是筒段后部和后封头壁面位置，采用加密网格保证湍流和壁面附近的速度梯度计算精度，网格加密区域的流场Y+值应在30以下；在流场的其他区域无需对网格进行特殊加密。网格划分可以采用商业软件ICEM、gambit、TGrid、GeoMesh等。
S4：根据固体火箭发动机实际工作时的技术特征确定仿真区域的边界条件，将推进剂的燃烧产物视为气相和凝相颗粒两部分，针对这两部分分别设定边界条件，包括以下过程：
S4.1：气相边界以燃烧室燃面为流量入口边界，以燃烧室前封头壁面、筒段壁面、后封头壁面以及喷管壁面等作为无滑移边界，以喷管出口端面为压力出口边界；
S4.2：凝相颗粒边界以燃烧室燃面为颗粒喷射面，喷射方式为面喷射，喷射速度为当地气相速度的0.3～0.6倍；以燃烧室前封头壁面、筒段壁面、喷管壁面为颗粒反射边界，切向反射系数为0.8～1.0，法向反射系数为0.6～0.9；以后封头壁面为颗粒捕捉边界，以喷管出口端面为颗粒逃逸边界。
S5：两相流流场采用欧拉-拉格朗日方法计算求解，即气相视为连续相，其控制方程以欧拉形式表述，而凝相颗粒视为离散相，在拉格朗日坐标下求解。气相与凝相颗粒之间存在动量和能量的传递，从而影响气相流动和颗粒轨迹。该求解方法可参考《固体火箭发动机碳基材料喷管机械侵蚀特性》航空动力学报，2016年03期。
在上述两相流流场求解过程中，忽略颗粒在运动过程中的分裂与合并，并假设颗粒始终保持球形；凝相颗粒的湍流扩散采用随机轨道模型加以模拟，即通过流体瞬时速度的脉动分量考虑湍流对颗粒的随机性影响。
S6：设计凝相颗粒收集试验的实验装置，获取凝相颗粒的粒径分布规律，包括以下过程：
S6.1：参照专利《具有氧化铝液滴收集功能的固体火箭发动机缩比实验装置》(申请号CN201610297802.2)的实验装置结构，建立实验装置的三维流场物理模型，并按照步骤S3、S4、S5对实验模型的三维流场物理模型进行处理；
S6.2：采用相同的凝相颗粒粒径分布规律、相同的燃气气相参数，分别开展实验装置和目标固体火箭发动机的两相流流场仿真计算；
本实施例中，凝相颗粒粒径分布为宽域分布：10～400μm粒径范围、Rosin-Rammler模型、特征粒径为80μm，分布指数为3.5；燃气气相参数由推进剂热力计算获得，包括燃烧室压强、总温、定压比热、气相分子量、导热系数、粘性系数、比热比等。
S6.3：调节实验装置的收敛段和喷管喉部直径等尺寸，并重复开展步骤S6.1、S6.2，直至实验装置中冷却剂表面的颗粒最大浓度与固体火箭发动机筒段后部的颗粒最大浓度相同；
S6.4：按照步骤S6.3中确定的实验装置尺寸制作实验装置，并开展凝相颗粒收集实验，获取凝相颗粒粒径分布规律。
实验装置所采用的推进剂与目标固体火箭发动机相同；实验后利用马尔文激光粒径分析仪获取凝相颗粒粒径分布规律。
S7：以步骤S6获取的粒径分布作为颗粒喷射的直径分布，再次开展固体火箭发动机两相流流场仿真计算，即可获得颗粒在流场中的运动及分布规律。
步骤S7中固体火箭发动机两相流流场仿真计算方法如下：首先采用基于密度的隐式因子分解算法，求解气相流场至收敛；再加入凝相颗粒，对气相、凝相进行耦合非稳态计算，气相每迭代十步，凝相迭代一步，直至二者均收敛为止。流场的求解计算可使用商业软件Fluent、CFX、StarCCM+等。计算完毕即可获得颗粒在流场中的运动及分布规律，以及筒段后部、后封头等过载冲刷风险点的颗粒聚集浓度。
采用本发明所述方法对一型固体火箭发动机在飞行过程中的两相流流场进行仿真。如图2所示，该固体火箭发动机在法向过载最大值时刻的流场包括燃烧的自由容积和喷管内流道，此时燃面已经退移到燃烧室筒段，前封头部分区域、筒段后部、后封头均处于燃气环境中。该时刻轴向过载为6g，法向过载为2.5g，侧向过载为0。推进剂为丁羟推进剂，由热力计算得出燃气参数如下：压强7.5MPa，总温3550K，定压比热1850kg/(kgK)，气相分子量19g/mol、导热系数0.0242W/(m·K)、粘性系数1.789×10-5kg/(m·s)、比热比1.18。图3为采用相同推进剂、最大颗粒浓度相同时的实验装置测量得出的凝相颗粒粒径分布曲线，在70～80μm和300～400μm两个区间内各有一个分布峰值，粒径分布为双峰分布，粒径分布范围为0.18μm～730μm，特征粒径为119.206μm。图4为采用本发明所述方法计算得到的流场结果(为筒段后部及喷管的颗粒浓度分布)，可以看出，在筒段后部与法向过载对应的方向，出现了凝相颗粒的聚集，最高浓度为40.0kg/m3。与飞行试验结果相比，本发明所述方法得出的浓度高点位置与飞行试验的烧蚀严重点相吻合。
如上针对一种实施例描述和/或示出的特征可以以相同或类似的方式在一个或更多个其它实施例中使用，和/或与其它实施例中的特征相结合或替代其它实施例中的特征使用。
应该强调，术语“包括/包含”在本文使用时指特征、整件、步骤或组件的存在，但并不排除一个或更多个其它特征、整件、步骤、组件或其组合的存在或附加。
这些实施例的许多特征和优点根据该详细描述是清楚的，因此所附权利要求旨在覆盖这些实施例的落入其真实精神和范围内的所有这些特征和优点。此外，由于本领域的技术人员容易想到很多修改和改变，因此不是要将本发明的实施例限于所例示和描述的精确结构和操作，而是可以涵盖落入其范围内的所有合适修改和等同物。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。
Claims (6)
1.一种固体火箭发动机在飞行过载下的两相流仿真方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1、根据飞行弹道中的时间和过载情况，选取仿真研究的目标时间点和过载值；
S2、构建固体火箭发动机三维流场的物理模型；
S3、采用六面体结构化网格离散仿真区域；
S4、根据固体火箭发动机实际工作时的技术特征确定仿真区域的边界条件，将推进剂的燃烧产物视为气相和凝相颗粒两部分；
S5、两相流流场采用欧拉-拉格朗日方法计算求解；
S6、设计凝相颗粒收集试验的实验装置，获取凝相颗粒的粒径分布规律；
S7、以步骤S6获取的粒径分布作为颗粒喷射的直径分布，再次开展固体火箭发动机两相流流场仿真计算。
2.根据权利要求1所述的两相流仿真方法，其特征在于，所述步骤S1中按照法向过载的最大值、或者燃面退移至筒段壁面的原则选取目标时间点，确定仿真计算用的过载值。
3.根据权利要求1所述的两相流仿真方法，其特征在于，所述步骤S4中气相边界以燃烧室燃面为流量入口边界，以燃烧室前封头壁面、筒段壁面、后封头壁面以及喷管壁面作为无滑移边界，以喷管出口端面为压力出口边界；
凝相颗粒边界以燃烧室燃面为颗粒喷射面，喷射方式为面喷射；以燃烧室前封头壁面、筒段壁面、喷管壁面为颗粒反射边界；以后封头壁面为颗粒捕捉边界，以喷管出口端面为颗粒逃逸边界。
4.根据权利要求3所述的两相流仿真方法，其特征在于，凝相颗粒喷射速度为当地气相速度的0.3～0.6倍，凝相颗粒切向反射系数为0.8～1.0，凝相颗粒法向反射系数为0.6～0.9。
5.根据权利要求1所述的两相流仿真方法，其特征在于，所述步骤S6具体包括如下步骤
S6.1、设计凝相颗粒收集试验的实验装置结构形式，建立实验装置的三维流场物理模型，并按照步骤S3、S4、S5对实验模型三位流场物理模型进行处理；
S6.2、采用相同的凝相颗粒粒径分布规律、相同的燃气气相参数，分别开展实验装置和目标固体火箭发动机的两相流流场仿真计算；
S6.3、调节实验装置的收敛段和喷管喉部直径尺寸，重复步骤S6.1、S6.2，直至实验装置中冷却剂表面的颗粒最大浓度与固体火箭发动机筒段后部的颗粒最大浓度相同；
S6.4、按照步骤S6.3中确定的实验装置尺寸制作实验装置，并开展凝相颗粒收集实验，获取凝相颗粒粒径分布规律。
6.根据权利要求5所述的两相流仿真方法，其特征在于，所述实验装置结构参照专利《具有氧化铝液滴收集功能的固体火箭发动机缩比实验装置》CN201610297802.2的结构设计。
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2020
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