液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法与流程

文档序号:20922577 发布日期:2020-05-29 14:21
液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法与流程
本发明属于运载火箭发射平台热防护设计
技术领域
,特别是液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法。
背景技术
:为了早日实现月球、木星和火星等深空探测,以及载人星际登陆计划,开发和利用太空资源,世界上一些航天技术大国正在研制新一代运载火箭技术,以提高有效载荷。其中,重型运载火箭技术已成为国际研究热点,大推力火箭的主要特点为:首先,构型围绕着捆绑助推器和多级组合构型,以提高任务适应性。20世纪80年代后的能源号火箭、战神v火箭、h-iia火箭以及重型猎鹰运载火箭等等都采用了多台发动机并联和多级组合的设计方案,这样既有效缩短了火箭总长,又保证了飞行稳定性。但是,当捆绑段的芯级发动机和助推发动机同时工作时,火箭底部的多股喷流相互干扰,同时外部来流空气挤压尾部喷流,使得整个流场波系结构十分复杂。其次,采用液体发动机作为动力装置,液体燃料具有比冲高、工作时间长、可在空中多次启动等优点。同时液体火箭发动机尾焰具有高温、高速、大流量的特点,喷出的高温燃气属于富燃气体,尾焰中未完全燃烧的高温可燃气体与大气中的氧气掺混易产生二次燃烧(复燃),进而影响尾焰温度场和燃气组分分布,因此预测火箭发射阶段的热环境必须考虑到燃气复燃反应,建立有效的液体火箭复燃计算数值模型对火箭发射平台的热防护设计具有重要的意义。但是目前相关工作的研究对象多为单发动机固体运载火箭(jiangy,may,wangw,shaol.,“inhibitioneffectofwaterinjectiononafterburningofrocketmotorexhaustplume,”chinesejournalandaeronautics,vol.23,2010,pp.653-659.),针对复燃反应对于多发动机液体运载火箭尾焰流场的影响研究还不够完善。同时,由于受计算资源限制,大多数学者在数值建模时,进行了很大程度简化,例如,只考虑简单二维模型、对几何模型进行四分之一简化、计算网格无边界层网格等(negishih,yamanishin,aritam,namurae,ohkubos.,“numericalanalysisofplumeheatingenvironmentforh-iialaunchvehicleduringpoweredascent,”43rdaiaa/asme/sae/aseejointpropulsionconferenceandexhibit,aiaapaper2007-5505,july2007.),这些处理方法均不同程度地影响了计算精度。技术实现要素:本发明的目的在于提供液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法,以实现液体运载火箭起飞阶段发射平台热防护的合理设计。实现本发明目的的技术解决方案为:液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法,包括以下步骤:步骤1、建立液体运载火箭发射阶段燃气冲击导流装置的三维几何模型;步骤2、采用网格分块方案对液体火箭冲击导流装置进行结构网格划分;步骤3、建立液体火箭燃气冲击模型:基于三维可压缩雷诺平均n-s方程、realizablek-ε双方程湍流模型,建立火箭燃气冲击模型;步骤4、建立液体火箭燃气化学动力学模型:基于有限速率化学动力学模型对火箭燃气的复燃反应进行数值模拟,建立火箭燃气化学动力学模型;步骤5、对液体运载火箭燃气冲击流场进行并行计算,输出马赫数云图、温度云图、co、co2、h2、h2o摩尔分数云图。本发明与当前技术方法相比,具有以下优势:(1)本发明数值模拟方法采用雷诺平均n-s方程,具有较高精度、低计算成本的特点,计算结果符合工程标准。(2)本发明采用的realizablek-ε两方程湍流模型对于平板射流的发散比率有着精确的预测,而且对于边界层流动、流动分离和二次流的计算有着更高精度。(3)本发明采用有限速率化学动力学模型是基于阿累尼乌斯方程,这样在燃气温度急剧升高的情况下,本发明数值方法可以考虑到温度和化学反应的关系,这有助于化学反应速率的正确计算。附图说明图1为液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法结构流程图。图2为液体运载火箭发射阶段冲击导流装置三维几何模型图。图3为液体运载火箭发射阶段冲击导流装置网格图。图4是液体运载火箭发射阶段冲击导流装置复燃流场马赫数场云图。图5是液体运载火箭发射阶段冲击导流装置复燃流场温度场云图。图6是液体运载火箭发射阶段冲击导流装置复燃流场co摩尔分数云图。图7是液体运载火箭发射阶段冲击导流装置复燃流场co2摩尔分数云图。图8是液体运载火箭发射阶段冲击导流装置复燃流场h2摩尔分数云图。图9是液体运载火箭发射阶段冲击导流装置复燃流场h2o摩尔分数云图。图10是利用本文数值方法计算出的复燃压力流场与实验结果对比图。具体实施方式结合图1,本发明的液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法,包括以下步骤:步骤1、建立液体运载火箭发射阶段燃气冲击导流装置的三维几何模型;1.1、结合图2,按照液体运载火箭1:1绘制三维模型,需要如下参数:运载火箭弹头-1曲率及半径、火箭箭体-2高度及半径、拉瓦尔喷管-3整体长度、喷管入口-4半径、喷管喉部-5半径、喷管出口-6半径;1.2、结合图2,按照导流装置1:1绘制三维模型,需要如下参数:导流装置入口-7长度及宽度、导流装置出口-8长度及宽度、导流装置底面-9曲率。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并进行加密;2.1、结合图3,对液体火箭冲击导流装置三维模型进行网格分块,将整个计算区域划分成运载火箭子域-a、火箭发动机与导流装置的过渡子域-b、导流装置子域-c;2.2、对火箭发动机与导流装置的过渡子域、导流装置子域网格进行加密,对运载火箭子域网格逐渐由密向疏过渡。步骤3、建立液体火箭燃气冲击模型:基于三维可压缩雷诺平均n-s方程、realizablek-ε双方程湍流模型,建立火箭燃气冲击模型;3.1、建立液体火箭燃气三维可压缩雷诺平均n-s方程:建立三维直角坐标系,以箭体底部中心为原点,以火箭飞行方向为z轴正方向,以垂直于z轴平面中任取两条互相垂直的直线为y、z轴。在三维直角坐标系下,质量、动量以及能量方程可以表示如下:其中u为液体火箭燃气流动变量;f、g、h分别为液体火箭燃气气流在x、y、z方向上通量矢量,fv、gv、hv分别为液体火箭燃气黏在性x、y、z方向上通量矢量;3.2、采用realizablek-ε两方程模型建立液体火箭燃气冲击导流装置的湍流模型:realizablek-ε两方程湍流模型对于平板射流的发散比率有着精确的预测,而且对于边界层流动、流动分离和二次流的计算有着更高精度,湍动能k方程与湍动耗散率ε方程为其中gk为平均速度梯度引起的湍动能k的产生项,μt为湍动黏性,σk和σε分别是湍动能k和湍动耗散率ε的普朗特数;α、β为张量中的指标符号,取值范围均为(1,2,3),c1和c2为方程常数系数,c1=1.44,c2=1.9。步骤4、建立液体火箭燃气化学动力学模型:基于有限速率化学动力学模型对火箭燃气的复燃反应进行数值模拟,建立火箭燃气化学动力学模型;4.1、基于质量作用定量,对任意一个化学反应方程有:式中,i为液体火箭燃气成分,r为化学反应步,v′ir为成分i在反应步r时的反应化学计量系数,v″ir为成分i在反应步r时的生成化学计量系数,mi是成分i的相对分子质量;4.2、成分i在反应步r时的生成率ωir为:式中,为成分i的分子量,ci是成分i的摩尔浓度,kfr、kbr分别是反应步r的正向反应常数和逆向反应常数;正向反应常数可表示为:式中,ar为反应步r的指前因子,nt和np分别为温度与压强的指数ear为反应步r的活化能,r0为普适气体常数,patm为一个标准大气压;逆向反应常数可表示为:其中,反应步r的吉布斯自由能变化量可表示为:式中,gi为成分i的吉布斯自由能;步骤5、对液体运载火箭燃气冲击流场进行并行计算,输出马赫数云图、温度云图、co、co2、h2、h2o摩尔分数云图。5.1、选择co-h2-air化学反应模型,将各步反应的指前因子、温度指数以及活化能输入数值模拟中;5.2、输入液体运载火箭发动机喷管总温、总压及各组分质量分数;5.3、并行计算输出马赫数云图、温度云图、co、co2、h2、h2o摩尔分数云图。实施例液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法,按上述具体实施方式中步骤,包括以下步骤:步骤1、建立运载火箭冲击导流槽的安全的三维几何模型;结合图2,三维几何模型需要如下参数:运载火箭弹头-1曲率及半径、火箭箭体-2高度及半径、拉瓦尔喷管-3整体长度、喷管入口-4半径、喷管喉部-5半径、喷管出口-6半径,导流装置入口-7长度及宽度、导流装置出口-8长度及宽度、导流装置底面-9曲率,确定各项参数后1:1建模。步骤2、采用网格分块方案对液体火箭冲击导流装置进行结构网格划分;结合图3,对液体火箭冲击导流装置三维模型进行网格分块,液体运载火箭冲击导流装置流场网格总数在989万;步骤3、建立液体火箭燃气冲击模型:基于三维可压缩雷诺平均n-s方程、realizablek-ε双方程湍流模型,建立火箭燃气冲击模型;步骤4、建立液体火箭燃气化学动力学模型:基于有限速率化学动力学模型对火箭燃气的复燃反应进行数值模拟,建立火箭燃气化学动力学模型;步骤5、对液体运载火箭燃气冲击流场进行并行计算,输出马赫数云图、温度云图、co、co2、h2、h2o摩尔分数云图。输入以下参数:各项化学反应的指前因子ar,温度指数nt,活化能ear,如下表所示序号化学反应arntear序号化学反应arntearr1co+oh=co2+h2.25e+101.55-3.34r10n2+o=n+no1.81e+140318r2oh+h2=h2o+h1.8e+121.315.3r11n+o2=o+no2.69e-10127.19r3h+o2=oh+o9.75e+13062.11r12n+oh=h+no2.83e-1000r4h2+o=oh+h1.84e+112.726.19r13h+o+m=ho+m2.62e-08-10r5oh+oh=h2o+o6.14e+111.4-1.66r14n+o+m=no+m3.28e-090-1.29r6co+o+m=co2+m8.79e-110-18.96r15no+no=o2+n23.01e+120.5254r7h+h+m=h2+m5.32e-09-0.60r16o+no2=no+o23.92e+120-1r8h+oh+m=h2+m8.91e-07-1.22.58r17no2+h=no+oh8.85e+1300r9o+o+m=o2+m3.13e-110-7.48r18no+o+m=no2+m6.20e-07-2.6.49环境温度:300k;环境压强:101325pa;发动机总压:1.8*107pa;发动机总温:3400k。本发明的液体火箭复燃反应计算的数值模拟方法,利用v4-2697a计算平台30个线程计算989万网格,计算时间总计46小时,输出马赫数云图、温度云图、co、co2、h2、h2o摩尔分数云图,如下图所示,图4显示液体运载火箭尾焰冲击马赫数复燃流场,羽流在冲击至导流槽之前共形成两个马赫波,第三个马赫波出现在导流面上,图5显示液体运载火箭尾焰冲击温度复燃流场,高温区域主要出现在燃气直接冲击在导流面上的堆积区以及与空气接触的混合区,图6、7、8、9分别是液体运载火箭尾焰冲击co、co2、h2、h2o摩尔分数复燃流场,与不考虑复燃情况相比,co和h2明显减小,co2和h2o明显增加,图10为本发明数值方法计算结果与试验对比(caod,heg,qinf,danm.,“localsupersonicandsubsoniccombustionmodeltransitioninasupersonicjetflame,”proceedingsofthecombustioninstitute,vol.37,2018,pp.3723-3731.),两者吻合良好,表示本发明具有高精度的特点。本发明数值模拟方法能够在提高计算精度的同时降低计算成本,计算结果能为液体运载火箭发射阶段热防护设计提供理论基础。当前第1页1 2 3
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