基于浸入边界法的侧向加质流与表面涡脱落的流动稳定性研究

Currently the methodology used to simulate the internal flow of solid rocket motor cannot precisely capture the real burn back of the solid propellant. The propellant burning surface should be modeled as non-slip wall to investigate the vortex shedding generated by fluid injection through a permeable wall. Then the instability due to the internal pressure oscillations, whose frequencies are close to those of the longitudinal acoustic modes, can be analyzed. The present project will use numerical simulation to develop a computational method with the coupling of the heat transfer of propellant and the gas flow, along with tracking the interface of the gas flow and the solid propellant by using the level-set method. The fluid injection of the solid wall can be obtained through the immersed boundary method. The purpose is to establish a simulation method which can estimate the vortex shedding on the propellant surface due to the high strength shear flow. At the same time, the interaction between the vortex shedding and the acoustic wave, and the effects on the turbulent fluctuation over the burning surface due to parietal injection, will be investigated through direct numerical simulation as well. The numerical method can be applied in the precise simulations of the solid rocket motor and the results can finally be used to direct the designs of the solid rocket motor in the future.

当前固体火箭发动机内部流动的数值计算不能考虑燃面的无滑移壁面引起的旋涡脱落，难以准确模拟推进剂燃面的真实退移，这对基于涡声耦合的发动机不稳定燃烧的研究带来了很大的困难。本项目拟开发新的数值计算方法，通过开发适用于火箭发动机固体推进剂与内流场的浸入边界法，并与用于捕捉燃面退移的水平集方法实现耦合，实现火箭发动机工作过程的一体化数值计算。新方法预期能准确扑捉发动机燃面处，在强剪切流作用下引起的壁面旋涡脱落过程，研究成果可用来进一步研究表面旋涡脱落规律，并进一步研究涡声耦合的发动机不稳定燃烧现象。此外，将利用新的方法对发动机燃面附近进行直接数值模拟，探索侧向加质流动在边界处的湍流结构，并最终可为未来火箭发动机高精度计算提供有效方法，指导固体火箭发动机设计。

以航空航天推进系统中固体火箭发动机内流动不稳定性为研究背景，深入研究了固体推进剂表面随燃烧与主流产生的旋涡脱落规律。首先，调研了固体推进剂的燃烧过程，通过影响因素分析确定了固体推进剂燃速模型。然后，基于水平集界面追踪法，对推进剂燃面退移进行高精度捕捉并计算随时间变化的燃面，开发了一套能捕捉任意复杂推进剂燃面变形的燃烧室流动以及固体推进剂热传递全耦合的计算方法和计算程序，使固体发动机内流场数值仿真摆脱当前所惯用的在燃面采用质量与能量注入边界条件的人为设定方案。在此基础上开展了推进剂表面为固体壁面条件，且带有质量、能量注入的固体火箭发动机内流场数值模拟，并对两种典型固体火箭发动机设计形态的内流场旋涡流动稳定性进行了研究，分析了发动机内不同位置处旋涡脱落的频率分布，并与文献中的试验结果进行对比验证。最后，对存在障碍物旋涡脱落、转角旋涡脱落和表面旋涡脱落的流场噪声进行了模拟，进一步对发动机内流动不稳定性问题进行分析。项目成果可为固体火箭发动机燃面退移规律和涡声耦合的发动机不稳定燃烧现象的研究提供理论依据，进而用于指导试验研究和工程研制。