网格网格技术

第3l卷第4期固体火箭技术Journalof,SolidRocketTechnologyV01.
31No.
42008动网格在固体火箭发动机非稳态工作过程中的应用①王志健,杜佳佳(西北工业大学航天学院,西安710072)摘要:利用Fluent流场计算软件、动网格技术、UDF文件.
用DEFINE_GRID—MOTION定义燃面边界的移动,用DEFINE_PROFILE定叉边界类型,考虑侵蚀燃烧、压强变化率对推进弃l燃速的影响,时轴对称变截面固体火箭发动机的非稳态工作过程内流场进行了瞬态分析.
得到了变截面轴对称固体发动机稳态工作过程中蓑药燃面推移图像.
并得到了发动机内弹道参数分布云图及其随时同的变化规律.
关键词:固体火箭发动机;动网格;内流场;数值仿真中图分类号:V435文献标识码:A文章编号:1006-2793(2008)04-0350-04ApplicationofdynamicmeshtounsteadyburningofsolidrocketmotorWANGZhi-jian,DUJia-jia(CollegeofAstronautics,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xitm710072,China)Abstract:Basedonflowfieldcalculationsoftware(Fluent),dynamicmeshtechniqueandUDFdocument,definingshm0fburningsurfacebouncIarybyusingDEFINE_GRID—MOTIONfunctionandboundarytypebyusingDEFINE—PROFILEfunction,theunsteadyinternalflowfieldofaxisymmetricsolidrocketmotorwithvariablecross—sectionwasanalyzedinconsiderationoftheeffectoferosiveburningandpressurechangerateonbumingrate.
Thegrainburningsurfacerecessingimagesduringtheunsteadyburn-ingprocessandthechangelawofinternalballisticparameterswitlltimewereobtained.
Keywords:solidrocketmotor;dynamicmesh;internalflowfield;numericalsimulation1引言为了满足一定的内弹道性能,现代固体火箭发动机的药形越来越复杂,同时在工作过程中,由于侵蚀、压强变化、加速度等因素的影响,流场越来越复杂.
而传统的内弹道计算方法采用准定常方法,燃面推移采用"平行层"方法….
显然,这种方法不能准确描述复杂流场的细节.
而Fluent中采用动网格技术描述流场的形状变化,利用瞬态方法对流场进行数值分析.
其中,柱形内孔装药拉J、端面装药"1都利用Fluent中动网格技术和瞬态方法成功地进行了流场分析,且作为比较给出了相应的实验数据∞J,验证了这种方法的可行性和精确性.
目前,动网格在瞬态流场分析中的应用主要局限于简单形状的装药,而在复杂形状装药中的应用研究还不多.
实现动网格在复杂形状装药及三维流场仿真中的应用,就为利用Fluent进行发动机工作过程的非定常流场计算,为三维工作过程瞬态流场分析提供了前提条件.
文中利用动网格技术,采用编程的方式处理边界的移动,以及侵蚀、压强变化率对推进剂燃速的影响.
采用Fluent提供的显式、非定常的分离式解法器,对某一变截面圆柱形装药药形的发动机流场进行一体化计算.
计算结果可在发动机设计阶段定性揭示发动机的内弹道性能变化规律.
2数学模型2.
1基本假设(1)将变截面圆柱形装药简化为二维变截面轴对称内流场模型(图1),在此模型中对发动机燃烧室、喷管进行一体化计算;(2)不考虑化学反应,燃烧等效为在燃面附近的一层单元加入质量、能量、动量源项,假设燃气为具有①收稿日期:2008-01-07;修回日期:2008-05-07.
作者简介:王志健(1976一).
男,博L.
研究方向为发动机总体没汁.
E·mail:fibao@nwpu.
edu.
cn·--——350---——万方数据2008年8月王志健,等:动网格在固体火箭发动机非稳态工作过程中的应用第4期某种热力学性质与输运性质的理想气体;(3)假设流动为纯气相流动,不考虑二相流、辐射换热以及壁面烧蚀.
Ⅳ图1发动机内流场模型r'i8.
1Modelofinternalflowfield2.
2控制方程二维轴对称流体运动控制方程'41,包括连续性方程、动量方程、能量方程.
掣+娑+筹+H:0(1)巩础升、7U=pPHpvE,F=pupu'+Ppuv(E+P)M,G=pvp"秽pv'+P(E+p)秽r酗v/y1日:l8puv/yII枷2/yJ06(E+P)v/yJ式中P为流体密度;u、秽为流体戈、Y向速度;E为单位体积内能;p为流体压强.
对方程进行离散化.
采用一阶迎风格式对时间进行离散,用有限体积法对空间方程进行离散;采用带漩流修正k-e湍流模型,利用标准壁面函数法和近壁面网格处理流动中壁面条件.
2.
3网格划分由于流动区域形状复杂,采用非结构化网格;在Gambit中对计算区域进行网格划分,初始网格数为48688.
2.
4边界条件模型的边界条件主要有燃面、固体壁面、对称轴线(图1日)、压强出口边界条件.
燃面边界条件(图l曰、C、D),包括燃面加质和燃面移动边界条件.
燃面加质边界,推进剂燃面的燃速"1为r0=ap"(2)rb=roll+K2pg"(一‰产+警害](3)式中口、rt、ol、K.
、墨、K.
、K.
都是与推进剂有关的经验常量.
压强P和压强变化率dp/dt利用F—P(face,thread)分别取各自单元表面的压强值及其变化率,侵蚀燃烧速度也是取各自单元所在截面流体的最大速度值.
这样就保证了每个单元燃速的大小只与单元表面的流场参数有关,各个单元的燃速就各不相同,利用动网格技术进行燃面边界退移时,各个单元的运动速度也就不相同.
在图1所示程序流程图的更新流场参数模块中,更新流场参数时利用函数DEFINE—SOURCE定义源项的方法在推进剂表面附近一层单元定义质量源项pr¨动量源项pr.
移、能量源项pr.
Q等值.
固体壁面边界条件(图l中边A、E、F).
固体壁面采用无滑移壁面条件,并假设壁面绝热,气体与壁面之间没有能量、热量交换,也无组分交换.
喷管出口边界条件(图1中边G).
由于喷管出口为超音速流,所以其全部流动参数由上流的流动参数外推插值得到.
当喷管出口为亚音速流动时,需要给定边界条件,一般用压强出口边界条件.
2.
5动网格技术动网格的控制方程:善J尸州y+上尸币(i一吾.
)·缸=I.
vFV4,aff+.
I:vS击dVaV(4)式中咖为待求变量;五为流体速度矢量;五.
为边界网格速度矢量;F为扩散系数;&为源项;aV为有限容积的边界.
图l中,召、C、D为燃面移动边界采用动网格技术.
利用UDF程序中函数DEFINE—GRID—MOTION定义边曰、C、D上每一个节点的运动.
节点在单位时间内运动的距离为该节点的燃烧速度rb与时间步长山的乘积,运动方向垂直于燃烧表面.
在节点运动过程中,网格动态更新采用Fluent中网格变形光滑法、网格重新划分法.
此外,为了使燃面边界能够运动,必须把与燃面相联的边界设置为变形边界,图1中A、E.
流场数值计算程序的主程序流程图如图2(a)所示.
主程序主要有更新流场参数、流场计算和动网格技术更新网格等几个模块.
其中,初始化流场参数模块作用是在程序开始运行时,对整个流场的边界条件和初始条件进行初始化;更新流场参数及计算方法模块是在每个时间步开始时,利用上一个时刻的流场参数对此时刻的流场参数进行更新;流场计算模块是Fluent提供的流场计算程序;动网格更新网格模块作用是在当前时间步下流场计算结束后,计算并更新燃面在下一个时刻的位置,并更新网格.
图2(b)是动网格更新网格程序的程序流程图.
由图2(b)可看出动网格技术的具体应用手段.
一35l一万方数据2008年8月固体火箭技术第3l卷(a)主程序流程图·(b)动网格更新网格模块程序流程图圈2流场计算程序流程图Fig.
2FlowchartofCFDprogram3计算结果与分析程序运行2、4s及推进剂燃烧结束时的发动机模型见图3.
由图3可见,在燃烧过程中,曰、C形成的交点在燃烧过程中保持为尖点,而c、D形成的交点变成圆弧,向两边扩散.
随着燃烧结束,圆弧及尖点均消失·-——352·-·——于壁面处,且在燃烧过程中由于各个单元燃速的不同,可看到燃面的不光滑变化.
(a)2s(b)4s(c)燃烧结束图3内流场模型的变化图飚.
3Changeofmodelofinternalflow施u仿真得到发动机燃烧室内头部、喷管入口处压强随着推进剂燃烧的变化趋势(图4).
在推进剂刚开始燃烧时,由于药柱通道面积较小,燃气速度较大,局部发生侵蚀燃烧,导致头部压强较大;同时,由于在药柱中部装药通道突然扩张,燃气在此处膨胀,速度变大,压强降低,从而导致燃烧室出口压强较低(图5、图6).
随着药柱通道面积不断增大,侵蚀燃烧消失,头部压强降低;而后随着燃烧面积增大,头部压强升高,燃烧室出口处压强一直升高.
当发动机后部装药D燃尽后,压强下降;之后,c为减面燃烧,曰为增面燃烧,发动机工作过程压强总的变化趋势较平稳.
最后药柱燃烧结束,工作过程结束,进入拖尾过程,压强下降.
图4工作过程燃烧室头部、尾部压强随时间的变化Fig.
4Changeofheadandendpressureduringtheprocessofunsteadyburning万方数据2008年8月王志健,等:动网格在固体火箭发动机非稳态工作过程中的应用第4期图5初始时刻下流场速度矢量图Fig.
5Velocityvectorsattheb曙inni岫g图6初始时刻下流场压强云图Fig.
6Pressurecontoursattheh曙inning相比二维而言,动网格在三维仿真中的应用可采用与二维中一样的边界类型和边界运动设置方式;但在三维中,燃面变化规律更加复杂,节点数目众多,运动规律也更加复杂.
因此,对三维燃面上节点运动的定义较困难.
在边界运动过程中,有时会因为节点运动冲突流场中出现负网格而导致流场计算失败;同时,三维网格在边界运动更新的过程中,会由于参数设置不当而出现网格质量恶化.
这将影响流场计算结果精度,严重时会直接导致计算结果发散和流场计算失败.
这些都是三维动网格应用所需要重点解决的问题.
4结论(1)利用移动网格技术,可较好得到变截面发动机工作过程中的燃面随时间的变化规律以及压强等内弹道参数的变化;(2)利用动网格技术的关键是准确分析燃面的运动规律,并精确定义边界上每一个节点的运动,选择合适的网格更新方法,可防止出现负体积网格或网格质量变差而导致流场计算失败.
参考文献:[1]李宜敏,张中饮,张远君.
固体火箭发动机原理[M].
北京:北京航空航天大学出版社,1991.
[2]张世英,孙振生.
移动网格技术在求解固体火箭发动机侵蚀流场中的应用[J].
弹箭与制导学报,2006,26:204-206.
[3]谢丽宽,马拯,俞红博.
基于燃面推移的内流场数值仿真[J].
弹箭与制导学报,2007,27(3):179-182.
[4]何洪庆,张振鹏.
固体火箭发动机气体动力学[M].
西安:西北工业大学出版杜,1988.
[5]蔡体敏.
固体火箭发动机工作过程的数值分析[M].
西安:西北工业大学出版社,1991.
(编辑:崔贤彬)枣e枣eg斗辜斗e辜g枣ee枣e艇ee窜窜ee斗e鲁搴斗e斗辜膏e枣膏ee枣斗搴膏枣膏拳e斗e膏窜螅'.
e斗留枣斗e窘斗枣斗窖拳'.
宰e(上接第330页)[2]GujarathiA,LiD,AndersonW,SankaranV.
CFDModelingofaductedrocketcombinedwithafuel—richpfimarythruster[R].
AIAA2006-4577.
[3]StoweRA,DuboisC,HarrisPG.
etⅡz.
Performancepre—dictionofaductedrocketcombustorusingasimulatedsolidfuel[J].
JournalofPropulsionandPower,2004,20(5):936-944.
[4]WilsonR,LimageC,HewittP.
Theevolutionoframjetmis·silepropulsionintheU.
S.
andwherewea豫[R].
AIAA96-3148.
[5]FryRS.
Acenturyoframjetpropulsionte(·hnologyevolution[J].
JournalofPropulsionandPower,2004,20(1):27-58.
[6]BAOFu—ting,HUANGXi-jun,ZHANGZhen-peng,etc.
Sol—idcombinedrocket—ramjetengine[M].
Beijing:ChinaAero-spacePublishingHouse.
2006:31-43.
[7][8][9][10][12]HurrelHG.
Experitmentalinvestigationofdynamicrelationsina48一inch,Hm-jetengine[R].
NACA—E56F28.
WentworthCB,DunbarWR,CrawlRJ.
Altitudefree-jetinvestigationofdynamicsoftit28--inch··diameterram-jetenginefR1.
NACA-528E6Fb.
HurrelHG.
Simplifiedtheoryfordynamicrelationoframjetpressuresandfuelflow『R1.
NACA.
E57113.
QIANBo.
shun.
Numericalsimulationanddynamicalmodelofsupersonicramjet[D].
Xi"an:NorthwesternPolytechnicalUniversity,1988.
QIANBo—shun,ZENGQing—fu.
Lineardynamicsoframjet[J].
JournalofAerospacePower,1990,5(2):179—181.
HulTelHG.
Analysisofshockmotioninductsduringdis.
turbancesindownstreampressurelR1.
NACA-4090.
(编辑:薛永利)'—·——353.
-———万方数据