CN114996866A - 一种用于射流式脉冲发动机内部的数学模型和离散方法 - Google Patents
一种用于射流式脉冲发动机内部的数学模型和离散方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN114996866A CN114996866A CN202210512362.3A CN202210512362A CN114996866A CN 114996866 A CN114996866 A CN 114996866A CN 202210512362 A CN202210512362 A CN 202210512362A CN 114996866 A CN114996866 A CN 114996866A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- flow
- equation
- grid
- formula
- phi
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/10—Geometric CAD
- G06F30/17—Mechanical parametric or variational design
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
- G06F30/23—Design optimisation, verification or simulation using finite element methods [FEM] or finite difference methods [FDM]
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
- G06F30/28—Design optimisation, verification or simulation using fluid dynamics, e.g. using Navier-Stokes equations or computational fluid dynamics [CFD]
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
- G06F2111/10—Numerical modelling
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F2113/00—Details relating to the application field
- G06F2113/08—Fluids
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
- G06F2119/08—Thermal analysis or thermal optimisation
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
- G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Theoretical Computer Science (AREA)
- Geometry (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Computer Hardware Design (AREA)
- Evolutionary Computation (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Mathematical Optimization (AREA)
- Mathematical Analysis (AREA)
- Pure & Applied Mathematics (AREA)
- Computing Systems (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Algebra (AREA)
- Mathematical Physics (AREA)
- Computational Mathematics (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
本发明提供一种用于射流式脉冲发动机内部的数学模型和离散方法,包括如下步骤:步骤一:建立数学模型,以RANS方程为控制方程,步骤二:对步骤一建立的数学模型及流体计算域进行网格划分,对步骤一中得到的水下固体火箭发动机喷管几何模型建立流体计算域;步骤三:控制方程的离散和求解;步骤四:基于步骤一至步骤三开展水下固体火箭发动机喷管摆动高速射流流动特性的数值计算分析,该设计解决了用单域网格生成方法无法解决或效果不佳的复杂构型的流场计算问题;分区网格生成以后,不同区域允许采用不同的网格***或用不同的数值计算格式求解。
Description
技术领域
本发明是一种用于射流式脉冲发动机内部的数学模型和离散方法,属于射流式脉冲发动机技术领域。
背景技术
超音速射流元件结构复杂,难以生成高质量的单域结构计算网格,而内部流场又是复杂的粘性流场,采用非结构网格对边界层的计算精度影响较大,现有技术中采用非结构网格,但计算结果不太理想,不能很好地反映控制口附近的边界层分离现象和激波与边界层的相互干扰现象,现在急需一种用于射流式脉冲发动机内部的数学模型和离散方法来解决上述出现的问题。
发明内容
针对现有技术存在的不足,本发明目的是提供一种用于射流式脉冲发动机内部的数学模型和离散方法,以解决上述背景技术中提出的问题,本发明结构合理,解决用单域网格生成方法无法解决或效果不佳的复杂构型的流场计算问题。
为了实现上述目的,本发明是通过如下的技术方案来实现:一种用于射流式脉冲发动机内部的数学模型和离散方法,包括如下步骤:
步骤一:建立数学模型,以RANS方程为控制方程,结合Realizable k-epsilon湍流模式、近壁区处理、封闭性方程、边界条件和初始条件,作为超音速射流元件数值计算的数学模型;
步骤二:对步骤一建立的数学模型及流体计算域进行网格划分,对步骤一中得到的水下固体火箭发动机喷管几何模型建立流体计算域,并对两流体计算域交界面进行几何优化,在计算域之间进行数据传递,实现对喷管摆动工况的模拟,分块对流域进行网格划分,并进行网格无关性验证,得到最优网格数;
步骤三:控制方程的离散和求解;
步骤四:基于步骤一至步骤三开展水下固体火箭发动机喷管摆动高速射流流动特性的数值计算分析。
进一步地,在步骤一中,建立数学模型包括控制方程、湍流模式、近壁区的湍流模式以及改进壁面函数,控制方程根据超音速射流元件内部的流动特点,忽略体积力和热源,并假定壁面为绝热壁面,在以下各式中,以ui取代其时均值u'i为脉动值,在笛卡儿坐标系中有:
(1)连续方程
(2)动量方程
质点的体积膨胀率—δij是Kronecker符号;μ'是“容积粘性系数”或“第二粘性系数”,它反映由体积变化引起流体偏离热力学压强的粘性应力,除高温和高频声波等极端情况外,一般的气体运动中可近似认为μ'=0;
(3)能量方程
式中:
Jj'是混合气体组元j'的扩散量
有效湍流涡旋粘性系数μeff和湍流涡旋粘性系数μt将在湍流模式中给出其表达式;
湍流模式中在超音速射流元件的流动边界层存在强的逆压梯度和流动分离,并且在一定条件下还有较大回流出现,采用Realizable k-epsilon模式来计算湍流,湍动能k和湍流耗散率ε的定义如下:
(1)湍动能k的输运方程
式中:
(2)湍流耗散率ε的输运方程
式中:
(3)湍流涡旋粘性系数μt
在高雷诺数时,湍流涡旋粘性系数μt表示为
式中:
在低雷诺数时,有效湍流涡旋粘性系数μeff可由下式求得
(5)模型常数
C2=1.9,σk=1.0,σε=1.2;
在近壁区的湍流模式中采用一种将二层壁面模型与改进壁面函数有机结合的壁面处理方法:在二层近壁模型中,按湍流雷诺数的大小将整个流动区域分成粘性影响区和完全湍流区;湍流雷诺数Rey的定义如下:
在受粘性影响的近壁区用Wolfstein一方程模型[89],在该模型中,湍动能k的输运方程与Realizable k-epsilon湍流模式的相同,湍流涡旋粘性系数μt,2layer和湍流耗散率εt,2layer的计算如下:
上式中:
μt是高雷诺数时的湍流涡旋粘性系数,其计算见式
lμ和lε是长度尺度,计算如下:
lμ=cly[1-exp(-Rey/Aμ)]
lε=cly[1-exp(-Rey/Aε)]
为了使两层模型定义的μt,2layer能够与外层高雷诺数定义的μt平稳过渡,定义了一个改进的湍流涡旋粘性系数μt,enh,其定义如下
μt,enh=λεμt+(1-λε)μt,2layer
式中λε是折衷函数,其作用是:当外层的k—ε解与两层模型计算的解不匹配时,防止解的收敛过程受阻,它的定义如下:
改进壁面函数为一种混合函数,该函数将线性壁面律和对数壁面律有机结合在一起;对于平均速度,其改进壁面函数可表示为
对式求导得
改进湍流壁面律可以表示为
其中
从上述α、β和γ的表示式可知,改进后的湍流壁面律考虑了压强梯度和热的影响;
改进层流壁面律可以表示为
改进温度壁面函数表示为
封闭性方程
为了使上述方程封闭,须加如下封闭性方程:
状态方程:f(p,ρ,T)=0
本文利用完全气体状态方程计算流场的密度,即:ρ=p/RT;
R是通用气体常数,M是气体的分子量,f是分子运动的自由度数,对多原子分子,取f=7;
分子粘性系数μ,当温度不太高也不特别低时采用Sutherland公式计算,即
μ0是参考温度T0时的粘性系数,S为Sutherland常数;
对空气(210K~1900K),μ0=1.716×10-5Pa﹒s,T0=273K,S=111K;
当温度较低时,采用Keyes公式计算,即
超音速射流元件由三个入口、两个出口和壁面组成,在三个入口中,有一个是主气源入口,另外两个为控制流入口,根据超音速射流元件的流动特点和FLUENT软件中对边界条件的定义方法,将主气源入口边界条件定义为压力入口边界条件,两控制流入口边界条件定义为质量流入边界条件,两输出口边界条件定义为压力出口边界条件,对于定常或非定常流动,当采用时间推进算法求解时,除了应给出边界条件外,还需要给出初始条件,以下为计算超音速射流元件内部的定常或非定常流动时各边界条件和初始条件的提法及相应的数学处理;
在压力入口边界条件给出总压(P0)、总温(T0)、流动方向、湍流强度和水力直径;此外,还给出静压(Ps),用来初始化流场,由理想气体的等熵关系式可得
上式中
其中,c是音速,k=cp/cv是等熵指数,
密度可由理想气体的状态方程求得,即
在式上式中的静温Ts可由下式求出
可得到压力入口处的密度、静温和速度标量值,再根据给定的流动方向得到压力入口处在各方向上的速度分量值;
质量流入边界条件
水力直径;则质量流量按下式计算
上式中,vn为法向速度,A为入口面积
入口处的密度由理想气体状态方程求得,即
上式中,如果入口处的流动为超音速流动,Ps采用给定的静压值,入口处的流动为亚音速流动,则Ps由入口处计算网格的格心值外推得到;
式中的静温可由下式求出
在质量流入边界条件中,通过法向速度vn和变量的入口值,可得到入口处相应变量的通量,如:质量的通量为ρvn,湍动能的通量为ρkvn。
进一步地,网格分为超音速射流元件网格分区和边界层网格,整个计算区域分成10个子域,每个子域网格单独生成,其中,子域1采用非结构网格,子域8采用结构网格和非结构网格共存的混合网格,余下的8个子域采用结构网格,在对各子域生成计算网格时,尽量使各子域连接处的网格完全连续,不需要进行插值计算,以便减少区域边界的信息交换量,使边界的处理变得简单,这样,在射流元件内部流场的跨区域激波捕捉过程中,因为区域边界的变量传递守恒,就可以保证激波在跨区域处连续,根据超音速射流元件内各壁面附近的流动特点,通过给定适当的h1、m和R值,就可生成疏密程度与流场参数的变化梯度大体一致的边界层网格。
进一步地,在步骤三中,控制方程的离散和求解,超音速射流元件内部的流动为跨音速粘性内流,且存在扭曲区域,因此,采用有限体积法在物理空间曲线网格上将控制方程离散为能进行数值计算的代数方程;
有限体积法是用积分形式的控制方程进行描述的,故对任意二维控制体S,将控制方程改成积分形式的矢量方程为:
空间离散及线性化
计算域所生成的网格中,对任一网格单元S,某一标量φ的稳态守恒输运方程可表示为:
式中
Γφ—φ的耗散系数;
Sφ—单位面积φ的源项;
应用有限体积法对方程进行离散,则该方程在网格单元上的离散形式为:
式中
Nlines—包围网格单元S的边数;
φf—通过边f输运的φ值;
S—网格单元的面积;
通过对网格单元中心值进行Taylor级数展开,可得到各个网格单元交界线上的流动参数φl的二阶迎风格式表达式,即:
式中
φ—网格单元的中心值;
用有限体积法对湍动能k和湍动能耗散率ε的输运方程进行离散,离散方程是含有未知变量φ及其相邻网格单元未知量的非线性方程,须进行线性化,其线性化形式为:
下标nb代表相邻的网格单元,ap和anb分别为φ和φnb的线性化系数;
非定常方程空间方向的离散和定常方程的空间离散相同,时间方向的离散如下:
若某一标量φ随时间变化的历程用微分形式表示为
式中,F表示空间方向的离散项,则一阶精度的离散形式为
二阶精度的离散形式为
时间导数离散后,对F(φ)可以采取不同时间层上的φ值进行估算,根据估算F(φ)所采用φ值的时间层不同,时间方向的离散方法分隐式和显式两种算法;
(1)隐格式
在隐格式中,采用未知时间层上的φ值估算F(φ),改写为
则一阶精度的隐格式为
φn+1=φn+ΔtF(φn+1)
非线性方程,须先围绕φn+1进行线性化,然后采用迭代法求解,其迭代格式为
φi=φn+ΔtF(φi)
类似地,可得二阶精度的隐格式为
迭代格式为
(2)显格式
在显格式中,采用未知时间层上的φ值估算F(φ),改写为
第n+1时间层的φn+1值可以根据已存在的第n时间层的φn计算,即
φn+1=φn+ΔtF(φn)。
进一步地,附壁流动工作状态的推力验证和切换过程中的切换时间验证是通过单通道冷气测试***完成的,该测试***由高压大流量调压***、数据采集与处理***、射流元件试验台动架和控制台四部分组成,高压大流量调压***包含高压压气机和高压气瓶组,主要为射流元件提供高压主气源和控制气流;试验台动架用于固定射流元件,在射流元件试验台动架上安装着两个高频响高精度的力传感器,用来检测射流元件在附壁流动工作状态时的合推力大小和切换过程中合推力的变化,数据采集与处理***用于采集力传感器传来的电压信号,并对其进行去噪处理;截止阀的通断、控制阀的转换、数据的采集与处理由控制台控制。
本发明的有益效果:本发明的一种用于射流式脉冲发动机内部的数学模型和离散方法,该设计解决了用单域网格生成方法无法解决或效果不佳的复杂构型的流场计算问题;分区网格生成以后,不同区域允许采用不同的网格***或用不同的数值计算格式求解;分区网格生成后的求解过程中,任何时刻,只有一个子域的数据存于计算机缓冲区,因此放宽了对计算机存储器的要求;采用分区网格计算,适合于多处理机上的并行计算,具有良好的守恒性,适合于内流和带激波的流场计算;能方便地描述复杂的计算域,可以采用笛卡儿坐标系处理扭曲区域,同时保持精度较高的近似解,第二类边界条件和第一类条件一样易于处理,适应于跨音速无粘流动和粘性流动计算。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述,本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显:
图1为本发明一种用于射流式脉冲发动机内部的数学模型和离散方法中射流元件测试***示意图;
图2为本发明一种用于射流式脉冲发动机内部的数学模型和离散方法中Ps为80ba推力变化波形图;
图3为本发明一种用于射流式脉冲发动机内部的数学模型和离散方法中Ps为100ba推力变化波形图;
图中:1-空气压缩机、2-过滤器、3-气瓶、4-减压阀、5-压力表、6-力传感器、7-超音速射流元件、8-三位三通电磁方向控制阀、9-可调节流阀、10-截止阀。
具体实施方式
为使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解,下面结合具体实施方式,进一步阐述本发明。
请参阅图1,本发明提供一种技术方案:一种用于射流式脉冲发动机内部的数学模型和离散方法,一种用于射流式脉冲发动机内部的数学模型和离散方法,包括如下步骤:
步骤一:建立数学模型,以RANS方程为控制方程,结合Realizable k-epsilon湍流模式、近壁区处理、封闭性方程、边界条件和初始条件,作为超音速射流元件数值计算的数学模型;
步骤二:对步骤一建立的数学模型及流体计算域进行网格划分,对步骤一中得到的水下固体火箭发动机喷管几何模型建立流体计算域,并对两流体计算域交界面进行几何优化,在计算域之间进行数据传递,实现对喷管摆动工况的模拟,分块对流域进行网格划分,并进行网格无关性验证,得到最优网格数;
步骤三:控制方程的离散和求解;
步骤四:基于步骤一至步骤三开展水下固体火箭发动机喷管摆动高速射流流动特性的数值计算分析。
进一步地,在步骤一中,建立数学模型包括控制方程、湍流模式、近壁区的湍流模式以及改进壁面函数,控制方程根据超音速射流元件内部的流动特点,忽略体积力和热源,并假定壁面为绝热壁面,在以下各式中,以ui取代其时均值u'i为脉动值,在笛卡儿坐标系中有:
(1)连续方程
(2)动量方程
质点的体积膨胀率—δij是Kronecker符号;μ'是“容积粘性系数”或“第二粘性系数”,它反映由体积变化引起流体偏离热力学压强的粘性应力,除高温和高频声波等极端情况外,一般的气体运动中可近似认为μ'=0;
(3)能量方程
式中:
Jj'是混合气体组元j'的扩散量
有效湍流涡旋粘性系数μeff和湍流涡旋粘性系数μt将在湍流模式中给出其表达式;
湍流模式中在超音速射流元件的流动边界层存在强的逆压梯度和流动分离,并且在一定条件下还有较大回流出现,采用Realizable k-epsilon模式来计算湍流,湍动能k和湍流耗散率ε的定义如下:
(1)湍动能k的输运方程
式中:
(2)湍流耗散率ε的输运方程
式中:
(3)湍流涡旋粘性系数μt
在高雷诺数时,湍流涡旋粘性系数μt表示为
式中:
在低雷诺数时,有效湍流涡旋粘性系数μeff可由下式求得
(5)模型常数
C2=1.9,σk=1.0,σε=1.2;
在近壁区的湍流模式中采用一种将二层壁面模型与改进壁面函数有机结合的壁面处理方法:在二层近壁模型中,按湍流雷诺数的大小将整个流动区域分成粘性影响区和完全湍流区;湍流雷诺数Rey的定义如下:
在受粘性影响的近壁区用Wolfstein一方程模型[89],在该模型中,湍动能k的输运方程与Realizable k-epsilon湍流模式的相同,湍流涡旋粘性系数μt,2layer和湍流耗散率εt,2layer的计算如下:
上式中:
μt是高雷诺数时的湍流涡旋粘性系数,其计算见式
lμ和lε是长度尺度,计算如下:
lμ=cly[1-exp(-Rey/Aμ)]
lε=cly[1-exp(-Rey/Aε)]
为了使两层模型定义的μt,2layer能够与外层高雷诺数定义的μt平稳过渡,定义了一个改进的湍流涡旋粘性系数μt,enh,其定义如下
μt,enh=λεμt+(1-λε)μt,2layer
式中λε是折衷函数,其作用是:当外层的k—ε解与两层模型计算的解不匹配时,防止解的收敛过程受阻,它的定义如下:
改进壁面函数为一种混合函数,该函数将线性壁面律和对数壁面律有机结合在一起;对于平均速度,其改进壁面函数可表示为
对式求导得
改进湍流壁面律可以表示为
其中
从上述α、β和γ的表示式可知,改进后的湍流壁面律考虑了压强梯度和热的影响;
改进层流壁面律可以表示为
改进温度壁面函数表示为
封闭性方程
为了使上述方程封闭,须加如下封闭性方程:
状态方程:f(p,ρ,T)=0
本文利用完全气体状态方程计算流场的密度,即:ρ=p/RT;
R是通用气体常数,M是气体的分子量,f是分子运动的自由度数,对多原子分子,取f=7;
分子粘性系数μ,当温度不太高也不特别低时采用Sutherland公式计算,即
μ0是参考温度T0时的粘性系数,S为Sutherland常数;
对空气(210K~1900K),μ0=1.716×10-5Pa﹒s,T0=273K,S=111K;
当温度较低时,采用Keyes公式计算,即
超音速射流元件由三个入口、两个出口和壁面组成,在三个入口中,有一个是主气源入口,另外两个为控制流入口,根据超音速射流元件的流动特点和FLUENT软件中对边界条件的定义方法,将主气源入口边界条件定义为压力入口边界条件,两控制流入口边界条件定义为质量流入边界条件,两输出口边界条件定义为压力出口边界条件,对于定常或非定常流动,当采用时间推进算法求解时,除了应给出边界条件外,还需要给出初始条件,以下为计算超音速射流元件内部的定常或非定常流动时各边界条件和初始条件的提法及相应的数学处理;
在压力入口边界条件给出总压(P0)、总温(T0)、流动方向、湍流强度和水力直径;此外,还给出静压(Ps),用来初始化流场,由理想气体的等熵关系式可得
上式中
其中,c是音速,k=cp/cv是等熵指数,
密度可由理想气体的状态方程求得,即
在式上式中的静温Ts可由下式求出
可得到压力入口处的密度、静温和速度标量值,再根据给定的流动方向得到压力入口处在各方向上的速度分量值;
质量流入边界条件
水力直径;则质量流量按下式计算
上式中,vn为法向速度,A为入口面积
入口处的密度由理想气体状态方程求得,即
上式中,如果入口处的流动为超音速流动,Ps采用给定的静压值,入口处的流动为亚音速流动,则Ps由入口处计算网格的格心值外推得到;
式中的静温可由下式求出
在质量流入边界条件中,通过法向速度vn和变量的入口值,可得到入口处相应变量的通量,如:质量的通量为ρvn,湍动能的通量为ρkvn。
进一步地,网格分为超音速射流元件网格分区和边界层网格,整个计算区域分成10个子域,每个子域网格单独生成,其中,子域1采用非结构网格,子域8采用结构网格和非结构网格共存的混合网格,余下的8个子域采用结构网格,在对各子域生成计算网格时,尽量使各子域连接处的网格完全连续,不需要进行插值计算,以便减少区域边界的信息交换量,使边界的处理变得简单,这样,在射流元件内部流场的跨区域激波捕捉过程中,因为区域边界的变量传递守恒,就可以保证激波在跨区域处连续,根据超音速射流元件内各壁面附近的流动特点,通过给定适当的h1、m和R值,就可生成疏密程度与流场参数的变化梯度大体一致的边界层网格。
进一步地,在步骤三中,控制方程的离散和求解,超音速射流元件内部的流动为跨音速粘性内流,且存在扭曲区域,因此,采用有限体积法在物理空间曲线网格上将控制方程离散为能进行数值计算的代数方程;
有限体积法是用积分形式的控制方程进行描述的,故对任意二维控制体S,将控制方程改成积分形式的矢量方程为:
空间离散及线性化
计算域所生成的网格中,对任一网格单元S,某一标量φ的稳态守恒输运方程可表示为:
式中
Γφ—φ的耗散系数;
Sφ—单位面积φ的源项;
应用有限体积法对方程进行离散,则该方程在网格单元上的离散形式为:
式中
Nlines—包围网格单元S的边数;
φf—通过边f输运的φ值;
S—网格单元的面积;
通过对网格单元中心值进行Taylor级数展开,可得到各个网格单元交界线上的流动参数φl的二阶迎风格式表达式,即:
式中
φ—网格单元的中心值;
用有限体积法对湍动能k和湍动能耗散率ε的输运方程进行离散,离散方程是含有未知变量φ及其相邻网格单元未知量的非线性方程,须进行线性化,其线性化形式为:
下标nb代表相邻的网格单元,ap和anb分别为φ和φnb的线性化系数;
非定常方程空间方向的离散和定常方程的空间离散相同,时间方向的离散如下:
若某一标量φ随时间变化的历程用微分形式表示为
式中,F表示空间方向的离散项,则一阶精度的离散形式为
二阶精度的离散形式为
时间导数离散后,对F(φ)可以采取不同时间层上的φ值进行估算,根据估算F(φ)所采用φ值的时间层不同,时间方向的离散方法分隐式和显式两种算法;
(1)隐格式
在隐格式中,采用未知时间层上的φ值估算F(φ),改写为
则一阶精度的隐格式为
φn+1=φn+ΔtF(φn+1)
非线性方程,须先围绕φn+1进行线性化,然后采用迭代法求解,其迭代格式为
φi=φn+ΔtF(φi)
类似地,可得二阶精度的隐格式为
迭代格式为
(2)显格式
在显格式中,采用未知时间层上的φ值估算F(φ),改写为
第n+1时间层的φn+1值可以根据已存在的第n时间层的φn计算,即
φn+1=φn+ΔtF(φn)。
附壁流动工作状态的推力验证和切换过程中的切换时间验证是通过单通道冷气测试***完成的,该测试***由高压大流量调压***、数据采集与处理***、射流元件试验台动架和控制台四部分组成,高压大流量调压***包含高压压气机和高压气瓶组,主要为射流元件提供高压主气源和控制气流。试验台动架用于固定射流元件,在射流元件试验台动架上安装着两个高频响高精度的力传感器,用来检测射流元件在附壁流动工作状态时的合推力大小和切换过程中合推力的变化,数据采集与处理***用于采集力传感器传来的电压信号,并对其进行去噪处理。截止阀的通断、控制阀的转换、数据的采集与处理由控制台控制。
附壁流动工作状态中输出推力的大小是衡量超音速射流元件性能好坏的重要指标之一,因此,本课题首先计算出多种主气源压强产生的推力值,然后在同等条件下通过实验获得了各主气源压强对应的推力值。表1列出了不同主气源压强Ps对应的推力值,其中,test为射流元件在X方向上产生的合推力的测试值。fl、fr分别表示射流元件两输出口在X方向上的计算推力值,F为fl和fr的合力。在计算Ps=80bar、90bar和100bar时,fl、fr和F呈周期性波动,表中的计算值是时均值。Error表示计算值F与测试值Test的相对误差。
表1为推力的计算值与实验值
Ps(bar) | Test(N) | f<sub>r</sub>(N) | f<sub>l</sub>(N) | F(N) | Error(%) |
20 | 44.0 | 49.65 | 0.42 | 49.23 | 11.89 |
30 | 79.9 | 84.34 | 1.95 | 82.40 | 3.13 |
40 | 106.0 | 108.91 | 4.43 | 104.48 | -1.43 |
45 | 126.3 | 142.09 | 4.58 | 137.51 | 8.87 |
50 | 142.6 | 164.59 | 5.66 | 158.93 | 11.45 |
55 | 161.4 | 170.27 | 5.46 | 164.81 | 2.11 |
60 | 179.3 | 186.87 | 6.43 | 180.44 | 0.64 |
70 | 202.8 | 220.68 | 8.55 | 212.12 | 4.6 |
80 | 239.9 | 263.05 | 18.04 | 245.01 | 2.1 |
90 | 275.4 | 296.36 | 21.78 | 274.58 | -0.3 |
100 | 313.2 | 346.18 | 27.89 | 318.29 | 1.63 |
从表1中可看出,计算值与实验值吻合较好,尤其是当主气源压强超过50bar后,相对误差的绝对值小于5%。
图2为相同条件下通过实验获得的推力随时间变化的波形图,其中,上方的方波为输入的控制信号,下方的曲线为两个力传感器测得的合推力输出,曲线为消除噪音并光滑后的合推力输出,图2Ps=80bar,图3Ps=100bar,图2中,推力上升时间是1.82ms,推力下降时间是1.28ms;图3中,推力上升时间是1.18ms,推力下降时间是0.85ms。
由计算结果与实验结果的对比可知,计算获得的推力上升时间和推力下降时间与实验测得的数据比较接近
以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点,对于本领域技术人员而言,显然本发明不限于上述示范性实施例的细节,而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下,能够以其他的具体形式实现本发明。因此,无论从哪一点来看,均应将实施例看作是示范性的,而且是非限制性的,本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定,因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。
此外,应当理解,虽然本说明书按照实施方式加以描述,但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案,说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见,本领域技术人员应当将说明书作为一个整体,各实施例中的技术方案也可以经适当组合,形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。
Claims (5)
1.一种用于射流式脉冲发动机内部的数学模型和离散方法,其特征在于:包括如下步骤:
步骤一:建立数学模型,以RANS方程为控制方程,结合Realizable k-epsilon湍流模式、近壁区处理、封闭性方程、边界条件和初始条件,作为超音速射流元件数值计算的数学模型;
步骤二:对步骤一建立的数学模型及流体计算域进行网格划分,对步骤一中得到的水下固体火箭发动机喷管几何模型建立流体计算域,并对两流体计算域交界面进行几何优化,在计算域之间进行数据传递,实现对喷管摆动工况的模拟,分块对流域进行网格划分,并进行网格无关性验证,得到最优网格数;
步骤三:控制方程的离散和求解;
步骤四:基于步骤一至步骤三开展水下固体火箭发动机喷管摆动高速射流流动特性的数值计算分析。
2.根据权利要求1所述的一种用于射流式脉冲发动机内部的数学模型和离散方法,其特征在于:在步骤一中,建立数学模型包括控制方程、湍流模式、近壁区的湍流模式以及改进壁面函数,控制方程根据超音速射流元件内部的流动特点,忽略体积力和热源,并假定壁面为绝热壁面,在以下各式中,以ui取代其时均值u'i为脉动值,在笛卡儿坐标系中有:
(1)连续方程
(2)动量方程
δij是Kronecker符号;μ'是“容积粘性系数”或“第二粘性系数”,它反映由体积变化引起流体偏离热力学压强的粘性应力,除高温和高频声波等极端情况外,一般的气体运动中可近似认为μ'=0;
(3)能量方程
式中:
Jj'是混合气体组元j'的扩散量
有效湍流涡旋粘性系数μeff和湍流涡旋粘性系数μt将在湍流模式中给出其表达式;
湍流模式中在超音速射流元件的流动边界层存在强的逆压梯度和流动分离,并且在一定条件下还有较大回流出现,采用Realizable k-epsilon模式来计算湍流,湍动能k和湍流耗散率ε的定义如下:
(1)湍动能k的输运方程
式中:
(2)湍流耗散率ε的输运方程
式中:
(3)湍流涡旋粘性系数μt
在高雷诺数时,湍流涡旋粘性系数μt表示为
式中:
在低雷诺数时,有效湍流涡旋粘性系数μeff可由下式求得
(5)模型常数
C2=1.9,σk=1.0,σε=1.2;
在近壁区的湍流模式中采用一种将二层壁面模型与改进壁面函数有机结合的壁面处理方法:在二层近壁模型中,按湍流雷诺数的大小将整个流动区域分成粘性影响区和完全湍流区;湍流雷诺数Rey的定义如下:
在受粘性影响的近壁区用Wolfstein一方程模型[89],在该模型中,湍动能k的输运方程与Realizable k-epsilon湍流模式的相同,湍流涡旋粘性系数μt,2layer和湍流耗散率εt,2layer的计算如下:
上式中:
μt是高雷诺数时的湍流涡旋粘性系数,其计算见式
lμ和lε是长度尺度,计算如下:
lμ=cly[1-exp(-Rey/Aμ)]
lε=cly[1-exp(-Rey/Aε)]
为了使两层模型定义的μt,2layer能够与外层高雷诺数定义的μt平稳过渡,定义了一个改进的湍流涡旋粘性系数μt,enh,其定义如下
μt,enh=λεμt+(1-λε)μt,2layer
式中λε是折衷函数,其作用是:当外层的k—ε解与两层模型计算的解不匹配时,防止解的收敛过程受阻,它的定义如下:
改进壁面函数为一种混合函数,该函数将线性壁面律和对数壁面律有机结合在一起;对于平均速度,其改进壁面函数可表示为
对式求导得
改进湍流壁面律可以表示为
其中
从上述α、β和γ的表示式可知,改进后的湍流壁面律考虑了压强梯度和热的影响;
改进层流壁面律可以表示为
改进温度壁面函数表示为
封闭性方程
为了使上述方程封闭,须加如下封闭性方程:
状态方程:f(p,ρ,T)=0
本文利用完全气体状态方程计算流场的密度,即:ρ=p/RT;
R是通用气体常数,M是气体的分子量,f是分子运动的自由度数,对多原子分子,取f=7;
分子粘性系数μ,当温度不太高也不特别低时采用Sutherland公式计算,即
μ0是参考温度T0时的粘性系数,S为Sutherland常数;
对空气(210K~1900K),μ0=1.716×10-5Pa﹒s,T0=273K,S=111K;
当温度较低时,采用Keyes公式计算,即
超音速射流元件由三个入口、两个出口和壁面组成,在三个入口中,有一个是主气源入口,另外两个为控制流入口,根据超音速射流元件的流动特点和FLUENT软件中对边界条件的定义方法,将主气源入口边界条件定义为压力入口边界条件,两控制流入口边界条件定义为质量流入边界条件,两输出口边界条件定义为压力出口边界条件,对于定常或非定常流动,当采用时间推进算法求解时,除了应给出边界条件外,还需要给出初始条件,以下为计算超音速射流元件内部的定常或非定常流动时各边界条件和初始条件的提法及相应的数学处理;
在压力入口边界条件给出总压(P0)、总温(T0)、流动方向、湍流强度和水力直径;此外,还给出静压(Ps),用来初始化流场,由理想气体的等熵关系式可得
上式中
其中,c是音速,k=cp/cv是等熵指数,
密度可由理想气体的状态方程求得,即
在式上式中的静温Ts可由下式求出
可得到压力入口处的密度、静温和速度标量值,再根据给定的流动方向得到压力入口处在各方向上的速度分量值;
质量流入边界条件
上式中,vn为法向速度,A为入口面积
入口处的密度由理想气体状态方程求得,即
上式中,如果入口处的流动为超音速流动,Ps采用给定的静压值,入口处的流动为亚音速流动,则Ps由入口处计算网格的格心值外推得到;
式中的静温可由下式求出
在质量流入边界条件中,通过法向速度vn和变量的入口值,可得到入口处相应变量的通量,如:质量的通量为ρvn,湍动能的通量为ρkvn。
3.根据权利要求1所述的一种用于射流式脉冲发动机内部的数学模型和离散方法,其特征在于:网格分为超音速射流元件网格分区和边界层网格,整个计算区域分成10个子域,每个子域网格单独生成,其中,子域1采用非结构网格,子域8采用结构网格和非结构网格共存的混合网格,余下的8个子域采用结构网格,在对各子域生成计算网格时,尽量使各子域连接处的网格完全连续,不需要进行插值计算,以便减少区域边界的信息交换量,使边界的处理变得简单,这样,在射流元件内部流场的跨区域激波捕捉过程中,因为区域边界的变量传递守恒,就可以保证激波在跨区域处连续,根据超音速射流元件内各壁面附近的流动特点,通过给定适当的h1、m和R值,就可生成疏密程度与流场参数的变化梯度大体一致的边界层网格。
4.根据权利要求1所述的一种用于射流式脉冲发动机内部的数学模型和离散方法,其特征在于:在步骤三中,控制方程的离散和求解,超音速射流元件内部的流动为跨音速粘性内流,且存在扭曲区域,因此,采用有限体积法在物理空间曲线网格上将控制方程离散为能进行数值计算的代数方程;
有限体积法是用积分形式的控制方程进行描述的,故对任意二维控制体S,将控制方程改成积分形式的矢量方程为:
空间离散及线性化
计算域所生成的网格中,对任一网格单元S,某一标量φ的稳态守恒输运方程可表示为:
式中
Γφ—φ的耗散系数;
▽φ—φ的梯度;
Sφ—单位面积φ的源项;
应用有限体积法对方程进行离散,则该方程在网格单元上的离散形式为:
式中
Nlines—包围网格单元S的边数;
φf—通过边f输运的φ值;
S—网格单元的面积;
通过对网格单元中心值进行Taylor级数展开,可得到各个网格单元交界线上的流动参数φl的二阶迎风格式表达式,即:
式中
φ—网格单元的中心值;
用有限体积法对湍动能k和湍动能耗散率ε的输运方程进行离散,离散方程是含有未知变量φ及其相邻网格单元未知量的非线性方程,须进行线性化,其线性化形式为:
下标nb代表相邻的网格单元,ap和anb分别为φ和φnb的线性化系数;
非定常方程空间方向的离散和定常方程的空间离散相同,时间方向的离散如下:
若某一标量φ随时间变化的历程用微分形式表示为
式中,F表示空间方向的离散项,则一阶精度的离散形式为
二阶精度的离散形式为
时间导数离散后,对F(φ)可以采取不同时间层上的φ值进行估算,根据估算F(φ)所采用φ值的时间层不同,时间方向的离散方法分隐式和显式两种算法;
(1)隐格式
在隐格式中,采用未知时间层上的φ值估算F(φ),改写为
则一阶精度的隐格式为
φn+1=φn+ΔtF(φn+1)
非线性方程,须先围绕φn+1进行线性化,然后采用迭代法求解,其迭代格式为
φi=φn+ΔtF(φi)
类似地,可得二阶精度的隐格式为
迭代格式为
(2)显格式
在显格式中,采用未知时间层上的φ值估算F(φ),改写为
第n+1时间层的φn+1值可以根据已存在的第n时间层的φn计算,即
φn+1=φn+ΔtF(φn)。
5.根据权利要求1所述的一种用于射流式脉冲发动机内部的数学模型和离散方法,其特征在于:附壁流动工作状态的推力验证和切换过程中的切换时间验证是通过单通道冷气测试***完成的,该测试***由高压大流量调压***、数据采集与处理***、射流元件试验台动架和控制台四部分组成,高压大流量调压***包含高压压气机和高压气瓶组,主要为射流元件提供高压主气源和控制气流;试验台动架用于固定射流元件,在射流元件试验台动架上安装着两个高频响高精度的力传感器,用来检测射流元件在附壁流动工作状态时的合推力大小和切换过程中合推力的变化,数据采集与处理***用于采集力传感器传来的电压信号,并对其进行去噪处理;截止阀的通断、控制阀的转换、数据的采集与处理由控制台控制。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202210512362.3A CN114996866A (zh) | 2022-05-12 | 2022-05-12 | 一种用于射流式脉冲发动机内部的数学模型和离散方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202210512362.3A CN114996866A (zh) | 2022-05-12 | 2022-05-12 | 一种用于射流式脉冲发动机内部的数学模型和离散方法 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN114996866A true CN114996866A (zh) | 2022-09-02 |
Family
ID=83027785
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN202210512362.3A Pending CN114996866A (zh) | 2022-05-12 | 2022-05-12 | 一种用于射流式脉冲发动机内部的数学模型和离散方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN114996866A (zh) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN116522740A (zh) * | 2023-06-30 | 2023-08-01 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种发动机喷嘴的油气界面捕捉方法、装置、设备及介质 |
CN116579259A (zh) * | 2023-04-24 | 2023-08-11 | 中国人民解放军陆军装甲兵学院 | 弹道三维瞬态流场建模及多物理场数值计算方法及装置 |
CN116579271A (zh) * | 2023-07-13 | 2023-08-11 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 基于笛卡尔网格下对壁面函数的修正方法及装置 |
-
2022
- 2022-05-12 CN CN202210512362.3A patent/CN114996866A/zh active Pending
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN116579259A (zh) * | 2023-04-24 | 2023-08-11 | 中国人民解放军陆军装甲兵学院 | 弹道三维瞬态流场建模及多物理场数值计算方法及装置 |
CN116579259B (zh) * | 2023-04-24 | 2024-02-09 | 中国人民解放军陆军装甲兵学院 | 弹道三维瞬态流场建模及多物理场数值计算方法及装置 |
CN116522740A (zh) * | 2023-06-30 | 2023-08-01 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种发动机喷嘴的油气界面捕捉方法、装置、设备及介质 |
CN116522740B (zh) * | 2023-06-30 | 2023-09-05 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种发动机喷嘴的油气界面捕捉方法、装置、设备及介质 |
CN116579271A (zh) * | 2023-07-13 | 2023-08-11 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 基于笛卡尔网格下对壁面函数的修正方法及装置 |
CN116579271B (zh) * | 2023-07-13 | 2024-03-29 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 基于笛卡尔网格下对壁面函数的修正方法及装置 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN114996866A (zh) | 一种用于射流式脉冲发动机内部的数学模型和离散方法 | |
Alkishriwi et al. | A large-eddy simulation method for low Mach number flows using preconditioning and multigrid | |
Deiwert | Numerical simulation of high Reynolds number transonic flows | |
Arunajatesan et al. | Hybrid RANS-LES modeling for cavity aeroacoutics predictions | |
Meister | Comparison of different Krylov subspace methods embedded in an implicit finite volume scheme for the computation of viscous and inviscid flow fields on unstructured grids | |
Duraisamy et al. | Adjoint based techniques for uncertainty quantification in turbulent flows with combustion | |
Haider et al. | Mathematical analysis of flow passing through a rectangular nozzle | |
Chen et al. | A new robust carbuncle-free roe scheme for strong shock | |
Brehm et al. | Towards a viscous wall model for immersed boundary methods | |
Chen et al. | Cartesian grid method for gas kinetic scheme on irregular geometries | |
Kawai et al. | A dynamic wall model for large-eddy simulation of high Reynolds number compressible flows | |
Hinman | Laminar near wake of hypersonic blunt bodies | |
Subrahmanyam et al. | A universal velocity profile for near-wall flows | |
Zhan et al. | Linear discrete velocity model-based lattice Boltzmann flux solver for simulating acoustic propagation in fluids | |
Gopalakrishnan et al. | Computation of high-subsonic and transonic flows by a lattice Boltzmann method | |
Isaev et al. | Simulation of a turbulent supersonic underexpanded jet flowing into a submerged space with the help of a shear stress transfer model | |
Hamdi et al. | Link-Wise Artificial Compressibility Method for attached and separated flows past airfoils | |
Hiejima | Development of linear unstable modes in supersonic streamwise vortices using a weighted compact nonlinear scheme | |
Volkov | Preconditioning of the Euler and Navier-Stokes equations in low-velocity flow simulation on unstructured grids | |
Zhao et al. | Application of Gas-Kinetic Scheme for Continuum and Near-Continuum Flow on Unstructured Mesh | |
Suzen et al. | Application of several turbulence models for high speed shear layer flows | |
Raverdy et al. | Large-Eddy Simulation of the Flow Around a Low Pressure Turbine Blade | |
Jemcov et al. | A High-Resolution Primitive Variable Solver for Compressible Flow Simulation | |
Titarev et al. | Rarefied gas flow into vacuum through a long circular pipe composed of two sections of different radii | |
Hsu et al. | Numerical study of vortex-dominated flows for wings at high incidence and sideslip |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PB01 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination |