[发明专利]一种复杂燃气流场计算快速校验方法及介质

说明书

一种复杂燃气流场计算快速校验方法，包括如下步骤：步骤一、基于发射燃气流场计算结果，获取发射燃气流场内的特征区域；步骤二、采用二阶及以上精度数值模拟方法对步骤一中所述特征区域内的燃气流场进行计算获得校验计算结果；步骤三、利用步骤二中所述的校验计算结果对步骤一中所述发射燃气流场内特征区域的流场计算结果进行校验。本发明方法能够利用较少的计算资源和较短的计算时间完成复杂燃气流场计算的校验工作，确保复杂燃气流场计算结果的正确性。

技术领域

本发明涉及一种复杂燃气流场计算快速校验方法及介质，属于火箭发射技术领域。

背景技术

火箭或导弹往往都需要配套结构复杂的发射装置以提高发射安全性，这直接造成了火箭或导弹起飞过程中燃气流推进、扰流的复杂性。这类复杂燃气流场的仿真计算有如下限制：一是其依据的网格模型往往十分复杂，网格数量十分庞大，在当前条件下网格质量及分辨率难以达到理想状况；二是复杂燃气流计算建模及计算进程周期都很长，往往以月计，计算工况以及计算进程不能轻易往复；三是复杂燃气流计算进程受影响因素很多，容易出现发散，计算结果的可信度及精度难以一次到位。由于复杂燃气流场计算存在上述限制，导致每个复杂燃气流场算例都需要耗费大量时间和计算资源，而计算的可信度和精度也难以得到充分保证。这一方面表明了对复杂燃气流场计算结果进行校验的必要性，另一方面从工程应用的角度也对计算结果校验所需的计算资源和时间提出了更严格的要求。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种复杂燃气流场计算快速校验方法及介质。通过对复杂燃气流场的特征位置进行识别，采用典型燃气流场模型对复杂燃气流场中的局部类似流场结构进行对比，建立了一套高效可靠的复杂燃气流场计算校验方法。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：

一种复杂燃气流场计算快速校验方法，包括如下步骤：

步骤一、基于发射燃气流场计算结果，获取发射燃气流场内的特征区域；

步骤二、采用二阶及以上精度数值模拟方法对步骤一中所述特征区域内的燃气流场进行计算获得校验计算结果；

步骤三、利用步骤二中所述的校验计算结果对步骤一中所述发射燃气流场内特征区域的流场计算结果进行校验。

上述复杂燃气流场计算快速校验方法，步骤一中所述的特征区域包括燃气流自由推进区域、冲击类平板区域、冲击类楔形体区域。

上述复杂燃气流场计算快速校验方法，所述燃气流自由推进区域为发动机喷管与发射装置之间的无扰动燃气流流动区域。

上述复杂燃气流场计算快速校验方法，所述冲击类平板区域为发射装置表面且发射装置表面无棱角且发射装置表面的最大曲率δ满足如下条件：

其中D_e为喷管出口直径，α为比例常数。

上述复杂燃气流场计算快速校验方法，所述冲击类楔形体区域为发射装置表面且发射装置表面无棱角且发射装置表面的最大曲率δ满足如下条件：

其中D_e为喷管出口直径，为比例常数；

或，所述冲击类楔形体区域为发射装置表面且发射装置表面有棱角。

上述复杂燃气流场计算快速校验方法，所述燃气流自由推进区域为发动机喷管与发射装置之间的燃气流动区域；所述冲击类平板区域至少包括发射装置的导流面、台体框架的迎风面、发射筒外表面、保温筒外表面；所述冲击类楔形体区域至少包括发射装置的导流锥、台体斜支撑、弹体支撑、起竖油缸、发射台支腿、发射筒锁紧机构、保温筒锁紧机构。

上述复杂燃气流场计算快速校验方法，步骤三中所述校验的方法为：