Численное моделирование внутрикамерных нестационарных турбулентных течений. Часть 1

Abstract

В работе представлена методика моделирования трехмерных внутренних нестационарных турбулентных течений, в частности, течения продуктов сгорания в твердотопливном ракетном двигателе. Приведена система определяющих уравнений, описывающая поток сжимаемого вязкого газа, записанная в цилиндрической системе координат. Предложен вычислительный алгоритм, разработанный на основе модифицированной схемы расщепления векторов потоков, относящийся к классу методов, использующих подход Годунова. Данный алгоритм пригоден для сквозного расчета внутреннего течения по всему тракту ракетного двигателя, включающего как зоны дозвукового течения в камере, так и зону сверхзвукового течения в сопле. Полученные результаты численного моделирования внутреннего турбулентного течения газа в модельном ракетном двигателе показывают осциллирующий ударно-волновой характер процессов, протекающих в камере двигателя на начальном этапе работы. Определено время выхода двигателя на стационарный режим. The technique of 3D internal unsteady turbulent flows simulation is proposed in this work, in particular the flow of combustion products into the solid fuel rocket engine. The system of governing equations describing the flow of viscous compressible gas written in the cylindrical coordinate system is presented. The computational algorithm based on a modified scheme of splitting vectors belonging to the class methods use Godunov approach is proposed. This algorithm is suitable for end-to-end calculation of the internal flow around all the paths of the rocket engine, including both subsonic flow in the chamber zone, and the zone of supersonic flow in nozzle. The simulation results of gas flow in the model rocket engine show oscillating shock wave processes the occurring into the engine chamber at the early stage. The time-stationary working mode engine is defined.