[发明专利]一种确定火箭发射燃气流场边界条件封闭的方法

说明书

本发明公开了一种确定火箭发射燃气流场边界条件封闭的方法，该方法包括如下步骤：步骤1，获取火箭发动机的参数；步骤2，确定推力系数和流量系数的范围；步骤3，利用膨胀比确定压力比随比热比的变化规律；步骤4，利用推力系数确定压力比随比热比的变化规律；步骤5，确定比热比和压力比；步骤6，确定燃气总温；步骤7，判断发动机推力和发动机流量是否符合边界条件封闭，如果满足，则执行步骤8；否则重新确定比热比、压力比及燃气总温；步骤8，确定物性参数。本发明创新地提供了一种保证发射燃气动力学三维仿真进口边界参数和物性参数符合封闭性的方法，从而极大地降低了仿真结果与试验结果之间的误差，提高仿真结果的真实性和可靠性。

技术领域

本发明涉及火箭发射技术领域，更为具体来说，本发明为一种确定火箭发射燃气流场边界条件封闭的方法。

背景技术

火箭发射设备具有种类多样、结构复杂等特点。当前，为解火箭发射过程中燃气流对发射设备的实际影响情况，通常需借助计算流体力学方法开展发射燃气动力学三维仿真研究。发射燃气动力学三维仿真过程中需要设置准确的进口、出口边界条件及物性条件，且特别要求进口边界参数与物性参数之间必须具备严格的数学封闭性条件，否则，三维仿真的结果将难以解释或难以预测试验测试结果。比如，如果忽略进口边界参数和物性参数的封闭性条件，往往导致仿真结果与试验结果偏差很大，也就失去了三维仿真的意义。

解决上述问题的常规方法是：技术人员依靠经验设置进口边界参数和物性参数，但是这种方法由于缺乏科学的理论依据而导致误差仍然很大，最终导致发射燃气动力学三维仿真难以解释或无法预测试验测试结果。

因此，如何保证发射燃气动力学三维仿真进口边界参数和物性参数的封闭性条件，成为了本领域技术人员研究的重点和始终追求的目标。

发明内容

为了解决现有技术无法保证发射燃气动力学三维仿真进口边界参数和物性参数的封闭性条件的问题，本发明创新地提供了一种确定火箭发射燃气流场边界条件封闭的方法，将火箭发动机的不同参数之间建立了满足封闭性的联系，以保证发射燃气动力学三维仿真进口边界参数和物性参数的封闭性条件，最终达到有效减小三维仿真结果与试验结果误差的目的，供本领域技术人员借鉴和使用。

为实现上述技术目的，本发明公开了一种确定火箭发射燃气流场边界条件封闭的方法，该方法包括如下步骤：

步骤1，获取火箭发动机的参数：所述参数包括喷管内型面尺寸参数、燃气参数及弹道参数，所述喷管内型面尺寸参数包括喷管喉径和喷管出口内径，所述燃气参数包括喷口压力、燃烧室压力及燃气温度，所述弹道参数包括发动机推力、发动机流量及燃烧室压力；

步骤2，确定推力系数和流量系数的范围：利用发动机推力值范围及其对应的燃烧室压力值范围、喷喉截面积确定推力系数的范围，利用所述燃烧室压力值范围及其对应的发动机流量值范围、喷喉截面积确定流量系数的范围；其中，所述发动机推力值、燃烧室压力值、发动机流量值统一随时间变化；

步骤3，利用膨胀比确定压力比随比热比的变化规律：建立膨胀比、压力比及比热比之间的第一关系；其中，通过喷口截面积和喷喉截面积确定膨胀比，所述压力比为喷口压力与燃烧室压力的比；

步骤4，利用推力系数确定压力比随比热比的变化规律：建立推力系数、比热比、压力比、膨胀比之间的第二关系；

步骤5，确定比热比和压力比：根据推进剂特性选用比热比，利用所述第一关系、第二关系及比热比确定压力比；

步骤6，确定燃气总温：建立流量系数、比热比、燃气总温之间的第三关系，利用所述第三关系确定燃气总温；