公开(公告)号：CN108304684B

公开(公告)日：2021-06-11

申请号：CN201810238237.1

申请日：2018-03-22

Applicant: 北京航天动力研究所

Inventor： 李子亮 ,  薛薇 ,  吴瑾清 ,  胡慧 ,  武小平 ,  刘业奎

IPC: G06F30/17 ,  G06F30/15 ,  G06F30/23 ,  G06F111/10 ,  G06F119/08

Abstract: 本发明一种火箭发动机尾喷射流仿真方法及系统。(1)建立与火箭发动机喷管相同尺寸的三维几何模型；(2)对三维几何模型进行网格划分并加密，确定边界条件；(3)建立计算模型，确保尾喷射流过程满足粘性纳维‑斯托克斯方程；(4)采用计算模型对火箭发动机尾喷射流模型进行迭代求解，完成火箭发动机尾喷射流的仿真过程。本发明采用温度修正的SST k‑ω湍流模型计算火箭发动机尾喷射流，弥补了现有湍流模型无法准确预测大温度梯度下超音速可压缩射流的缺陷，仿真结果的准确性显著提高，仿真结果与实验结果误差缩小至1％。

公开(公告)号：CN108304684A

公开(公告)日：2018-07-20

申请号：CN201810238237.1

申请日：2018-03-22

Applicant: 北京航天动力研究所

Inventor： 李子亮 ,  薛薇 ,  吴瑾清 ,  胡慧 ,  武小平 ,  刘业奎

IPC: G06F17/50

Abstract: 本发明一种火箭发动机尾喷射流仿真方法及系统。(1)建立与火箭发动机喷管相同尺寸的三维几何模型；(2)对三维几何模型进行网格划分并加密，确定边界条件；(3)建立计算模型，确保尾喷射流过程满足粘性纳维-斯托克斯方程；(4)采用计算模型对火箭发动机尾喷射流模型进行迭代求解，完成火箭发动机尾喷射流的仿真过程。本发明采用温度修正的SST k-ω湍流模型计算火箭发动机尾喷射流，弥补了现有湍流模型无法准确预测大温度梯度下超音速可压缩射流的缺陷，仿真结果的准确性显著提高，仿真结果与实验结果误差缩小至1％。