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基于fluent的液体火箭发动机喷管三维流场数值模拟
摘要：According to the double arc nozzle drawing method, a supersonic nozzle based on pure gas phase medium flow is designed, and Rocket Propulsion Analysis is used for basic thermodynamic calculations. The CFD method is used to calculate the thrust and verify the nozzle by integrating the nozzle. The Spalart-Allmaras turbulence model and the commercial software fluent are used to numerically simulate the flow field characteristics of the nozzle under the main working conditions. The nozzle profile and its three-dimensional pressure, distribution diagram and velocity distribution diagram are obtained. And the thrust, temperature, pressure and other parameters are obtained through the integral outlet to verify the rationality of the nozzle.
0 引 言
随着越来越多的爱好者研究有关喷管及其效率方面提升的问题。并且设计制造以及测试了一系列的异形喷管。但是不乏大量爱好者欠缺一些理论和实际知识。由于实际试车难以获得其喷管效率及其反压等影响对于喷管效率的影响我们则可以通过成本更低的CFD进行计算，研究其变化规律，以及对比效率。因此本文以一个简单的案例来进行演示其计算过程。
一 喷 管 模 型 以 及 控 制 方 程
1.1喷管模型
喷管为双圆弧喷管
入口压力0.8MPa
出口压力1atm完全膨胀
扩张比为2.0259
喉部半径为0.02365m
收缩比3.88
相对长度1.8
扩张角度15度
K1.5
计算流体域模型如上宽度为出口直径的30倍，高度为出口直径的10倍
1.2控制方程
采用Double precision 和3D计算求解
1，燃气与壁面没有换热
2，燃气没有热辐射
3，燃气为理想气体
4，不考虑燃气化学反应
三维可压缩并控制方程考虑了压缩性，粘性等影响
连续方程
动量方程
粘性模型k-epsilon Standard
方法采用三阶耦合求解
二 网 格 与 边 界 条 件
2.1网 格
本文网格使用icem划分了一个网格数量为860000的结构化网格。不考虑计算条件下直接增加了许多网格数因此没有进行网格无关行验证。
网格质量如下
网格
2.2边界条件
边界命名
扩张段命名wall_k
收缩段命名wall_s
其他地方命名wall
inlet
T 3045.5534K
P 8e5Pa
Cp 2248
M 21.8429
outlet
T 300K
P 1atm
三 相 关 计 算
3.1
F = Velocity Velocity Density
Cf = F / At * Pc
理论Cf由计算软件Rocket Propulsion Analysis得到
也可以由公式
喷管效率 = Cf实际 / Cf理想
理想推力系数 = 1.2152
4.1计算结果
出口截面积速度和温度
推力结果
速度云图
压力云图
由仿真其数据带入公式或者是自定义表达式即可得到。有关固体火箭发动机对比还需要考虑二相流等等
速度沿轴线变化
结论，
结论，使用这种方法计算出来的推力和理论设计推力误差仅有2.672%并且其效率对应图表几乎吻合使用此种方法能够满足一些理论层面的对比和仿真结果
[ 修改于1年10个月前 - 2024/12/28 23:59:25 ]