CN116738894B - 一种火箭发动机燃气流动数值仿真的方法 - Google Patents

一种火箭发动机燃气流动数值仿真的方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种火箭发动机燃气流动数值仿真的方法，涉及火箭发动机技术和流体力学数值仿真技术领域,该方法包括将燃气处理为一种高温高压下的空气，数值仿真只需要模拟一种流动介质；基于热完全气体假设，通过燃气的气体参数拟合定压比热Cp和比热比γ关于温度T的函数关系；通过网格划分软件构建流场域并划分网格；通过数值仿真软件设置边界条件、物性参数、初始条件、湍流模型、计算方法等模型和参数，计算燃气与物面、外流的相互干扰，获取燃气流动特性、燃气干扰效应和发动机、燃气舵、扰流板等气动力特性。以此方式，在提高模拟准确度的同时降低计算难度，获得准确度高、计算难度低、仿真效率高的工程实践方法。

Description

一种火箭发动机燃气流动数值仿真的方法
技术领域
本发明涉及火箭发动机技术和流体力学数值仿真技术领域，尤其涉及一种火箭发动机燃气流动数值仿真的方法。
背景技术
火箭发动机依靠向外喷射气体而产生推力，涉及到流体动力学、化学反应、传热现象等很多复杂过程，为使复杂系统成为能够认识和驾驭的现象，需要突出主要部件和现象，突出主要因素，忽略其他次要因素。除了燃烧以外，火箭发动机最重要的两个能量转换过程——燃气内能向气体动能转化和气体动能向火箭动能的转化，都是通过燃气的流动完成的，燃气的流动特性显著影响火箭发动机的性能和其他部组件的受力特性。例如火箭发动机燃气与发动机壁面的相互作用和燃气与外界大气的相互作用是发动机推力产生来源，还可以利用发动机燃气与燃气舵、扰流板等部件的相互作用产生控制力，火箭发动机的燃气流动是火箭发动机研究的重要基础。
燃气是一种指向比较宽泛的称呼，从复合推进剂固体火箭发动机燃烧室流出的物质不完全是气体，其中包含沸点远高于推进剂燃烧温度的金属氧化物，如Al2O3。此外，燃烧产物中的某些成分还可能再次反应。因此，燃烧产物的流动可能是同时具有气相和凝聚相的多相流流动和化学反应过程。聚焦纯气相的燃气流动，燃气是包含多种气体成分的混合物，其组成可以用摩尔分数表示，也可以用质量分数表示。给定成分，可以计算混合物的属性参数，比如定压比热Cp、气体常数R以及比热比γ。
燃气流动与物面相互作用的规律可以分为两大类：一类是气体动力学相关的流动规律；一类是气体属性（主要是气体成分、物性及其变化规律）。对这两类因素的模拟方法不同，反应到燃气的流动模型复杂度差别巨大，得到的模拟精度也差别巨大。由于火箭发动机燃气的组分复杂，高温（200-4000K）高压（0.1-15MPa）状态下的物性参数也很难测量，通过计算流体力学（CFD）方法准确模拟燃气的流动特性难度较大，而通过计算燃烧学（CCD）方法模拟燃烧过程需要处理非常复杂的火箭发动机的燃烧反应方程，且不同推进剂的特性区别较大，模拟难度非常大。
发明内容
本发明的目的在于提供一种火箭发动机燃气流动数值仿真的方法，以解决现有技术中无法准确、高效模拟燃气流动的难题。
根据本发明的实施例，提供了一种火箭发动机燃气流动数值仿真的方法，包括以下步骤：
步骤S101、根据火箭发动机总体设计得到发动机燃气的气体参数和发动机模型；其中，所述气体参数至少包括燃烧室截面、喷管喉道截面、喷管出口截面的燃气压力、温度、定压比热、比热比和分子质量；
步骤S102、设燃气为混合均匀、组分不变的热完全气体，根据燃气的所述气体参数，拟合得到定压比热Cp和比热比γ随温度T变化的函数关系；
步骤S103、将燃气简化为热完全气体下的高温（200-4000K）高压（0.1-15MPa）空气，并在空气的物性参数基础上修改定压比热Cp和比热比γ随温度T变化的函数关系，构建定压比热Cp和比热比γ随温度T变化的多项式函数关系或分段多项式函数关系；
步骤S104、在所述发动机模型基础上，根据数值仿真分析的目标构建数值仿真的流体域并划分网格；
步骤S105、根据定压比热Cp和比热比γ是温度T变化的多项式函数关系或分段多项式函数关系、所述气体参数，对数值仿真设置求解器的流体介质的物性参数；
步骤S106、根据燃气的所述气体参数和数值仿真分析的目标，确定数值仿真的边界条件；
步骤S107、设置数值仿真所需参数，开展数值仿真计算；
步骤S108、数值仿真计算收敛后分析获得流场内的流动特征，确认数值仿真计算得到的流场特征参数是否符合流体力学基本规律，如果不收敛或不符合流体力学基本规律则检查并重置所述气体参数、所述边界条件、所述网格的质量、所述数值仿真所需参数中不合理设置，重复步骤S101至步骤S107。
在一种可能的实现方式中，所述燃气的分子质量与空气分子质量相同。
在一种可能的实现方式中，在构建定压比热Cp和比热比γ随温度T变化的多项式函数关系或分段多项式函数关系时，在200K至空气物性温度T1区间段定压比热Cp=1004J/(kg·K)表征量热完全气体状态下的空气物性，在T1至T2区间段构建多项式函数表征高温空气和高温燃气的物性；
其中，T1取600K至1200K之间值；T2要大于燃烧室温度T0。
在一种可能的实现方式中，在所述发动机模型基础上，根据数值仿真分析的目标构建数值仿真的流体域并划分网格时，
所述流体域要包含发动机外部流体区域，根据数值仿真分析的目标选取是否包含喷管喉道前部型面和燃烧室型面；
燃气射流后的流体域长度L1与喷管出口直径De要满足L1/De≥20至30，喷管出口后长度L2=（5-10）×De区域内要加密网格。
在一种可能的实现方式中，在所述发动机模型基础上，根据数值仿真分析的目标构建数值仿真的流体域并划分网格时，
在喷管型面、燃气舵、扰流板的物面预设距离，设置边界层网格，如果关注压力变化，第一层边界层网格高度设为0.1mm，若关注温度变化第一层边界层网格高度不大于0.01mm。
在一种可能的实现方式中，所述根据燃气的所述气体参数和数值仿真分析的目标，确定数值仿真的边界条件，包括：
根据燃烧室压力、温度设置燃气的入射边界条件；
燃气入口设置为压力入口的边界条件或者流量入口的边界条件、速度入口的边界条件；
根据数值仿真分析的目标设置发动机外空气域的边界条件，包括自由远场边界条件和压力出口边界条件；
设置喷管物面、燃气舵、扰流板的物面无滑移边界条件。
在一种可能的实现方式中，所述设置数值仿真所需参数，至少包括：初始条件、通量格式、湍流模型、CFL数。
本发明提供的一种火箭发动机燃气流动数值仿真的方法，将燃气处理为一种高温（200-4000K）高压（0.1-15MPa）下的空气，数值仿真只需要模拟一种流动介质，降低计算难度；基于热完全气体假设，通过燃气的气体参数拟合定压比热Cp和比热比γ关于温度T的函数关系；通过网格划分软件构建流场域并划分网格；通过数值仿真软件设置边界条件、物性参数、初始条件、湍流模型、计算方法等模型和参数，计算燃气与物面、外流的相互干扰，获取燃气流动特性、燃气干扰效应和发动机、燃气舵、扰流板等气动力特性，不需要模拟推进剂的燃烧等化学反应过程，基于火箭发动机的设计方法给出燃烧室、喉道、喷管出口等几处特征位置的燃气流动参数就可以开展数值模拟，大大降低数值仿真难度，在提高模拟准确度的同时降低计算难度，获得准确度高、计算难度低、仿真效率高的工程实践方法。
应当理解，发明内容部分中所描述的内容并非旨在限定本发明的实施例的关键或重要特征，亦非用于限制本发明的范围。本发明的其它特征将通过以下的描述变得容易理解。
附图说明
结合附图并参考以下详细说明，本发明各实施例的上述和其他特征、优点及方面将变得更加明显。在附图中，相同或相似的附图标记表示相同或相似的元素，其中：
图1示出了本发明提供的方法所涉及的流程图；
图2为本发明燃气定压比热Cp随温度T变化函数拟合示意图；
图3为本发明燃气仿真计算流体域示意图；
图4为本发明扰流板不偏转时流场对称面的马赫数分布图；
图5为本发明扰流板不偏转时流场对称面的压力分布图；
图6为本发明扰流板偏转15°时流场对称面的马赫数分布图；
图7为本发明扰流板偏转15°时流场对称面的压力分布图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。
工程应用中模拟火箭发动机燃气流动需要根据计算能力和计算模型进行一些合理简化。
在分析火箭发动机燃气对喷管壁面、燃气舵、扰流板等物面的相互作用时，重点在于燃气在物面的作用下流动特征，如压力和温度分布等。可压缩流动的特征通常可以用总压P0和总温T0表示，对于热完全气体，基于等熵流动过程可以得到总压P0与静压P之间的关系如下：
；
量热完全气体的定压比热Cp不随温度T变化，Cp为常数，此时总压P0与静压P之间关系为比热比γ与马赫数Ma之间关系，具体为：
；
。
如果采用量热完全气体状态下的空气作为代替介质（定压比热Cp=1004 J/(kg·K)），将发动机燃气作为一种高温（200-4000K）高压（0.1-15MPa）射流进行模拟计算，计算比较简单，只是模拟气体流动过程中的总焓和气体压缩特性的误差偏大。如果将燃气假定为一种成分与空气相同、定压比热Cp随温度T变化的热完全气体，则能显著提高模拟燃气流动与物面相互作用时的准确度，且计算难度没有太大变化。
本发明将燃气处理为一种高温（200-4000K）高压（0.1-15MPa）下的空气，数值仿真只需要模拟一种流动介质，降低计算难度；基于热完全气体假设，通过燃气参数拟合定压比热Cp和比热比γ关于温度T的函数关系；通过网格划分软件构建流场域并划分网格；通过数值仿真软件设置边界条件、物性参数、初始条件、湍流模型、计算方法等模型和参数，计算燃气与物面、外流的相互干扰，获取燃气流动特性、燃气干扰效应和发动机、燃气舵、扰流板等气动力特性。不仅解决了现有技术中对高温燃气流动模拟的准确度不够的问题，而且在提高模拟准确度的同时降低计算难度，获得准确度高、计算难度低、仿真效率高的工程实践方法。
如图1所示，本发明实施例提供了一种火箭发动机燃气流动数值仿真的方法，包括以下步骤：
步骤S101，根据火箭发动机总体设计得到发动机燃气的气体参数和发动机模型。火箭发动机燃烧室可以视为产生燃气的点源，其输出的燃气具有明确的成分及成分间比例、总压、总温。在本发明实施例中，根据火箭发动机理论性能预估方法或试验方法提供火箭发动机燃气的气体参数，在完成发动机总体设计后，给出燃烧室、喷管喉道和喷管出口处的燃气气体特性，包括压力、温度、定压比热、分子质量等气体参数。
在本发明实施例中，火箭发动机燃气的气体参数包括燃烧室、喷管喉道、喷管出口等截面的燃气压力、温度、定压比热Cp和比热比γ等参数，用于拟合燃气的定压比热Cp和比热比γ随温度T变化的函数关系并提供数值模拟的边界条件；发动机模型用于构建燃气流动的喷管型面和燃烧室内型面，在此基础上构建数值仿真的流体域和网格划分；
步骤S102，假设燃气为混合均匀、组分不变的热完全气体，拟合燃气的气体参数，包括定压比热Cp和比热比γ随温度T变化的函数关系、分子质量等参数。假定燃气为一种混合均匀、组分不变的热完全气体，不需要计算化学反应与组分输运方程，计算变量更少，更容易收敛，效率更高。
在本步骤中，根据燃烧室、喷管喉道、喷管出口处的燃气温度和定压比热Cp以及T1=800K、Cp=1004 J/(kg·K)的空气物性拟合二次函数，得到定压比热Cp和比热比γ随温度T变化的函数关系。
在本发明实施例中，基于化学平衡流假设或者化学冻结假设，计算燃烧室、喷管喉道、喷管出口等处的燃气的气体参数，构建二次多项式函数拟合定压比热Cp随温度T变化的函数关系。
为了在简化计算难度的同时对计算精度的影响较小，可以将燃气的分子质量设为与空气分子质量相同。
步骤S103，将燃气简化为热完全气体下的高温（200-4000K）高压（0.1-15MPa）空气；在空气的物性参数基础上修改定压比热Cp和比热比γ随温度T变化的函数关系，构建多项式函数关系，也可以构建分段多项式函数关系。将燃气简化为高温（200-4000K）高压（0.1-15MPa）下的空气，发动机外流场模拟空气流动，修改空气的物性参数，采用热完全气体假设，拟合定压比热Cp和比热比γ随温度T变化的函数关系；此时发动机燃气流和大气中的空气为相同气体组分，只设计温度T、压力和速度V等参数的计算，不涉及多组分、多相流动等复杂流动的模拟和组分方程的计算。
在本步骤中，空气在100K至800K区间采用量热完全气体假设，Cp=1004 J/(kg·K)不随温度T变化，限制流体介质温度在100至T2范围内。因此，基于热完全气体假设的气体定压比热Cp随温度变化的函数关系可以用分段多项式表示。
在构建分段函数拟合压比热Cp和比热比γ随温度T变化的函数关系时，温度T在200K至T1区间段Cp=1004J/(kg·K)表征量热完全气体状态下的空气物性，在T1至T2区间段构建多项式函数表征高温空气和高温燃气的物性；T1可以取600K至1200K之间某一值，如T1=800K或T1=1000K，T1可以取值较大，T2要大于燃烧室温度T0，如T2=4000K至6000K。
步骤S104，在发动机模型和其他部组件模型基础上，根据通过网格划分软件（网格划分软件可以划分结构网格、非结构网格等多种网格形式）构建模拟的流体域并划分网格；发动机燃烧室、喷管喉道、燃气舵、扰流板、火箭尾段等受到燃气相互作用的部组件模型，可以简化掉不受燃气作用的火箭其他部组件，用于构建数值模拟的流体域和网格划分。流体域要包含发动机外部流体区域，可以根据仿真目标选取是否包含喷管喉道前部型面和燃烧室型面；燃气射流后的流体域长度L1与喷管出口直径De要满足L1/De≥20至30，喷管出口后长度L2=（5-10）×De区域内要加密网格；在喷管型面、燃气舵、扰流板等物面预设距离（预设距离要尽量小），设置边界层网格，如果重点关注压力变化，第一层边界层网格高度可以设为0.1mm，若关注温度变化及热流特性，第一层边界层网格高度不大于0.01mm。
在不同的数字仿真分析的目标下，可以构建不同的流体域，可以假设燃气从燃烧室开始流动也可以从喷管喉道开始喷射。如果只设计燃气对外流的影响或者燃气对燃气舵等壁面的作用力，可以从喉道开始计算，简化计算量。如果计算火箭发动机推力，可以从燃烧开始计算，模拟壁面压力分布更精准，避免喉道位置的流动分布不均匀对喷管流动模拟精准度的影响。
在本步骤中，根据仿真分析的目标合理地构建流体力学数值仿真的流体域，可以将火箭发动机燃烧室或者喷管喉道作为燃气的喷射入口，划分计算网格。
在分析燃气对燃气舵、扰流板等的相互作用时可以从喷管喉道处开始计算，并假设喉道截面处流动均匀分布；如果需要精细刻画全喷管流道内的流动特征，建议从燃烧室开始计算，燃烧室流速较低，而喉道处受边界层等因素影响流动不均匀，也不一定是声速截面。
如果为了同时计算发动机推力和燃气舵、扰流板等部组件的干扰特性，从发动机燃烧室开始计算，构建封闭腔室，腔室一侧为压力入口，给定总压，通过计算得到实际的静压和流动马赫数。完全模拟喷管及飞行器其他部组件的外形；为构建发动机射流的反压环境，在模拟发动机流场外围建立较大的计算域。采用划分计算网格，在喷管、扰流板、喷管后燃气主要干扰区域加密网格。
步骤S105，根据定压比热Cp和比热比γ是温度T变化的函数关系、气体参数，对开展数值仿真以及模拟燃气流动和燃气与物面、空气的相互作用的计算流体力学的数值仿真软件设置求解器的流体介质的物性参数；本发明实施例采用可靠的数值计算求解器开展数值仿真，可以用通用的商业软件和开源软件，也可以用其他的数值仿真软件，求解器需要能够模拟热完全气体的流动。数值仿真软件需要能够模拟热完全气体流动，即定压比热Cp和比热比γ是随温度T变化的函数关系而不是固定值的气体；根据燃气的气体参数的物性修改空气的物性参数，主要是定压比热随温度T变化或者比热比γ随温度T变化的函数关系，可以不修改分子质量等参数。
在本发明实施例中，假设全部流体域只有空气一种气体，火箭发动机燃气和火箭发动机外的流体域都以修改物性参数后的空气作为仿真对象，基于热完全气体方法模拟流动特征；计算流体域只模拟空气流动，空气为热完全气体，满足气体状态方程。
步骤S106，根据燃气的气体参数和仿真目标，确定数值仿真的边界条件；通过数值仿真软件根据燃烧室压力、温度设置燃气的入射边界条件；燃气入口可以采用压力入口的边界条件或者流量入口的边界条件、速度入口的边界条件等多种边界条件；根据仿真目标设置发动机外空气域的边界条件，包括自由远场边界条件和压力出口边界条件等多种边界条件设置方法；设置喷管物面、燃气舵、扰流板等物面无滑移边界条件，可以根据模拟目标设置为绝热壁面或者等温壁面；给定燃气的总压和总温，外界大气可以采用压力远场、压力出口等多种边界，火箭发动机内壁面、喷管壁面等设为无滑移物面。
例如，可以在燃气入口采用压力入口为边界条件，根据燃烧室压力和温度设置入口总压和总温；发动机外空气流动可以采用压力远场条件，根据试验或飞行状态设置边界参数；燃气与空气掺混后的后方采用压力出口，根据试验或飞行状态的环境压力设置反压；发动机内壁面、喷管壁面为无滑移壁面边界，如果考虑传热效应可以设置为等温壁面，也可以简化为绝热壁面；压力入口、出口和压力远场的边界条件设置组合会使得数值仿真计算比较稳定不易发散。
步骤S107，通过数值仿真软件设置初始条件、通量格式、湍流模型等数值仿真计算所需参数，开展数值仿真计算；在本发明实施例中，可以将压力远场的边界条件作为计算初始条件，设置湍流模型、计算格式、CFL数等参数，合理的初始条件和求解方法可以更容易获得收敛后的流场分布，还可以采用多重网格迭代等算法加速收敛。基于通用的数值仿真程序，适配性高、通用性强，不需要专门开发火箭发动机燃气流动仿真软件。
步骤S108，数值仿真计算收敛后分析获得流场内的流动特征，确认数值仿真计算得到的流场特征参数是否符合流体力学基本规律，如果不收敛或不符合流体力学基本规律则检查气体参数、边界条件、网格质量、数值仿真计算所需参数等是否合理，并对不合理参数重新设置后，重复整个计算分析流程（步骤S101至步骤S107）。流场特征参数包含压力、速度温度等参数的分布规律。
本发明实施例能够通过数值仿真软件模拟燃气流动，获取流场域的压力、温度等参数的分布规律，通过分析压力分布、速度分布、温度分布等流场特征参数，分析发动机的气动力特性、燃气舵、扰流板的气动力特性、发动机燃气流与空气相互作用干扰特性等流动规律，确认数值仿真计算结果复合流体力学基本规律。
本发明提供的火箭发动机燃气流动仿真方法可以应用于固体火箭发动机、液体火箭发动机、航空发动机、亚燃/超燃发动机等各种发动机的燃气流动模拟，在不考虑燃烧过程、假设燃气组分固定不变时模拟燃气的喷流与外流的相互作用、燃气与物面的相互作用，简化模拟化学反应、组分输运等复杂物理规律，可以比较准确的模拟流动的压力、温度、能量等特征参数，在保证一定的模拟精度时极大降低计算难度，提高仿真效率。
下面以一具体实施例对本发明提供的一种火箭发动机燃气流动数值仿真的方法进行详细说明。
以某发动机在扰流板干扰下的燃气流动仿真为例，发动机总体设计给出燃气特性，燃气的气体参数如附表1所示。
表1 某火箭发动机的燃气的气体参数表
根据典型的火箭发动机特征及受力分布，在本实施例的设计中定义如下：
坐标系：
体轴系OXYZ：描述发动机和扰流板所受气动力的坐标系；
原点O：发动机轴线与扰流板转轴平面交点；
X轴正向：沿体轴从发动机燃烧室指向喷管出口，单位矢量；
Y轴正向：飞行器或扰流板对称面上与X轴垂直的方向，单位矢量；
Z轴正向：按照右手法则确定，单位矢量；
本具体实施例的一种火箭发动机燃气流动数值仿真的方法包括以下步骤：
（1）发动机设计给出的燃气的物性参数，如附表1所示。
（2）根据燃烧室、喷管喉道、喷管出口处的燃气温度和定压比热Cp以及T1=800K、Cp=1004 J/(kg·K)的空气物性拟合二次函数，如附图2所示。如此，定压比热Cp与温度T的函数关系如下：
。
（3）基于空气的物性参数修改动压比热Cp和温度的变化关系。空气在100K至800K区间采用量热完全气体假设，Cp=1004 J/(kg·K)不随温度T变化，限制流体介质温度在100至4000K范围内。因此，基于热完全气体假设的气体定压比热Cp随温度变化的函数关系可以用分段多项式表示：
。
（4）为了同时计算发动机推力和扰流板干扰特性，从发动机燃烧室开始计算，构建封闭腔室，腔室一侧为压力入口，给定总压，通过计算得到实际的静压和流动马赫数。完全模拟喷管、扰流板及平台的外形；为构建发动机射流的反压环境，在模拟发动机流场外围建立较大的计算流体域，以马赫数Ma=0.4的自由来流远场来流构建反压环境，计算流体域如附图3所示，XYZ轴交点处轮廓为发动机。采用四面体网格与六面体混合非结构网格，在喷管、扰流板、喷管后5倍喷管出口直径区域加密网格。
（5）计算流体域只模拟空气流动，空气为热完全气体，满足气体状态方程。采用上述步骤中构建的分段多项式作为空气的定压比热Cp随温度T的变化关系，分子质量为28.966g/mol，粘性系数基于Sutherland法则计算，热传导系数为。
（6）在燃气入口采用压力入口，计算域入口采用压力远场条件，以Ma=0.4、P=101325Pa、T=288.15K的空气来流作为发动机飞行的背景流动；燃气与空气掺混后的后方采用压力出口，发动机内壁面、喷管壁面为绝热无滑移壁面边界，此种边界条件设置组合会使得数值仿真计算比较稳定不易发散。
（7）根据气体物性参数和边界条件设置，以压力远场来流作为初始计算条件，通量计算采用Roe-FDS方法，二阶迎风格式，时间推进采用隐式方法，通过多重网格迭代加速收敛，湍流模型采用Menter的SST两方程模型。在判断迭代残差、流场不同位置所设置的监测点的压力、速度等变量收敛后停止计算迭代，分析收敛后的流场分布。
图4-7体现燃气仿真计算燃气流动的规律分布，扰流板不偏转和偏转15°时流场对称面的马赫数和压力分布如图4、图5、图6和图7所示。
（8）分析流场参数，马赫数和压力分布特征复核流动基本规律。在此实施案例中，带扰流板的变推力发动机在完成发动机设计后，依据数值仿真开展变推力方案设计和扰流板优化设计，并通过地面发动机试验验证仿真计算的准确性，发动机推力仿真数据与试验数据偏差约1%，扰流板所受气动力、发动机受力符合设计规律，仿真计算结果准确、可信。
此种发动机燃气流动仿真方法可以在研制工作中发挥重要作用，作为设计研制过程中的主要方法，降低试验研制成本，提高研制效率。
该火箭发动机燃气流动数值仿真的方法的使用过程如下：
使用时，设计人员通过发动机总体设计方法给出燃气参数；将燃气假定为一种热完全气体，拟合定压比热Cp和比热比γ随温度T变化的函数关系；在空气的物性参数基础上，修改定压比热Cp随温度T变化的函数关系；通过网格划分软件构建流场域并划分网格；通过数值仿真软件设置边界条件、物性参数、初始条件、湍流模型、计算方法等模型和参数，计算燃气与物面、外流的相互干扰，获取燃气流动特性、燃气干扰效应和发动机、燃气舵、扰流板等气动力特性。
以上所述仅是本发明的部分实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种火箭发动机燃气流动数值仿真的方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤S101、根据火箭发动机总体设计得到发动机燃气的气体参数和发动机模型；其中，所述气体参数至少包括燃烧室截面、喷管喉道截面、喷管出口截面的燃气压力、温度、定压比热、比热比和分子质量；
步骤S102、设燃气为混合均匀、组分不变的热完全气体，根据燃气的所述气体参数，拟合得到定压比热Cp和比热比γ随温度T变化的函数关系；
步骤S103、将燃气简化为热完全气体下的高温高压空气，高温为200-4000K，高压为0.1-15MPa；并在空气的物性参数基础上修改定压比热Cp和比热比γ随温度T变化的函数关系，构建定压比热Cp和比热比γ随温度T变化的多项式函数关系或分段多项式函数关系；
在本步骤中，空气在100K至800K区间采用量热完全气体假设，Cp=1004 J/(kg·K)不随温度T变化；限制流体介质温度在100至T2范围内；T2大于燃烧室温度T0，T2=4000K；
在构建分段函数拟合压比热Cp和比热比γ随温度T变化的函数关系时，温度T在200K至T1区间段Cp=1004J/(kg·K)表征量热完全气体状态下的空气物性，在T1至T2区间段构建多项式函数表征高温空气和高温燃气的物性；T1=800K；
基于热完全气体假设的气体定压比热Cp随温度变化的函数关系用分段多项式表示如下：
；
步骤S104、在所述发动机模型基础上，根据数值仿真分析的目标构建数值仿真的流体域并划分网格；
步骤S105、根据定压比热Cp和比热比γ是温度T变化的多项式函数关系或分段多项式函数关系、所述气体参数，对数值仿真设置求解器的流体介质的物性参数；
步骤S106、根据燃气的所述气体参数和数值仿真分析的目标，确定数值仿真的边界条件；
步骤S107、设置数值仿真所需参数，开展数值仿真计算；
步骤S108、数值仿真计算收敛后分析获得流场内的流动特征，确认数值仿真计算得到的流场特征参数是否符合流体力学基本规律，如果不收敛或不符合流体力学基本规律则检查并重置所述气体参数、所述边界条件、所述网格的质量、所述数值仿真所需参数中不合理设置，重复步骤S101至步骤S107。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述燃气的分子质量与空气分子质量相同。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在构建定压比热Cp和比热比γ随温度T变化的多项式函数关系或分段多项式函数关系时，在200K至空气物性温度T1区间段定压比热Cp=1004J/(kg·K)表征量热完全气体状态下的空气物性，在T1至T2区间段构建多项式函数表征高温空气和高温燃气的物性；
其中，T1取600K至1200K之间值；T2要大于燃烧室温度T0。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述发动机模型基础上，根据数值仿真分析的目标构建数值仿真的流体域并划分网格时，
所述流体域要包含发动机外部流体区域，根据数值仿真分析的目标选取是否包含喷管喉道前部型面和燃烧室型面；
燃气射流后的流体域长度L1与喷管出口直径De要满足L1/De≥20至30，喷管出口后长度L2=（5-10）×De区域内要加密网格。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，在所述发动机模型基础上，根据数值仿真分析的目标构建数值仿真的流体域并划分网格时，
在喷管型面、燃气舵、扰流板的物面预设距离，设置边界层网格，如果关注压力变化，第一层边界层网格高度设为0.1mm，若关注温度变化第一层边界层网格高度不大于0.01mm。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据燃气的所述气体参数和数值仿真分析的目标，确定数值仿真的边界条件，包括：
根据燃烧室压力、温度设置燃气的入射边界条件；
燃气入口设置为压力入口的边界条件或者流量入口的边界条件、速度入口的边界条件；
根据数值仿真分析的目标设置发动机外空气域的边界条件，包括自由远场边界条件和压力出口边界条件；
设置喷管物面、燃气舵、扰流板的物面无滑移边界条件。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述设置数值仿真所需参数，至少包括：初始条件、通量格式、湍流模型、CFL数。
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