[发明专利]一种火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法及装置

说明书

一种火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法，包括如下步骤：步骤一、根据单喷管火箭发动机的初始参数，确定自由飞行状态单喷管火箭燃气流初始烧蚀范围；步骤二、根据单喷管火箭发动机参数，修正步骤一中所述的初始烧蚀范围获得修正烧蚀范围；步骤三、重复步骤一到步骤二，获得自由飞行状态多喷管火箭燃气流的修正烧蚀范围。本发明方法能够快速预估燃气流直接冲击与烧蚀发射系统的大致范围，从而有助发射系统初步识别燃气流烧蚀风险，规划燃气流烧蚀风险解决预案，设计发射系统防护初步方案。

技术领域

本发明涉及一种火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法及装置，属于火箭发射技术领域。

背景技术

火箭发射时，发动机喷管喷出的高温、高速燃气流会对发射系统(包括发射平台、导流设备或设施、箭体支撑与系留装置等)产生烧蚀作用，其烧蚀作用范围是发射系统烧蚀与热防护设计的直接且重要的依据。在火箭实际发射试验前，发动机燃气流烧蚀范围主要采用理论预示方法开展，过去经常依托发射燃气流场三维数值模拟方法确定。然而真实的火箭发射系统种类繁多，尺度差异很大，具体结构往往十分复杂，并且外表面通常为异形结构表面，这会使得燃气流场三维数值模拟的网格量特别巨大，对计算资源的要求特别高，计算周期特别长，无法满足反复迭代计算以及工程快速设计的需求，当外界条件(例如火箭发动机工作条件、火箭起飞姿态)变化时，燃气流场三维数值模拟的工作量将更加繁重。

对于多喷管火箭而言，喷管数量往往很多，进一步增加了燃气流场数值模拟的工作量以及研究周期。火箭发射工程实践过程中，热防护设计经常在方案论证阶段即需要初步明确燃气流烧蚀范围，以大致确定热防护重点关注区域，快速预估燃气流烧蚀范围在此阶段已经变得十分迫切。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法及装置，根据单喷管火箭发动机的初始参数确定初始烧蚀范围；然后利用单喷管火箭发动机的实际参数，修正初始烧蚀范围获得修正烧蚀范围；并给出了自由飞行状态多喷管火箭燃气流的修正烧蚀范围。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：

一种火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法，包括如下步骤：

步骤一、根据单喷管火箭发动机的初始参数，确定自由飞行状态单喷管火箭燃气流初始烧蚀范围；

步骤二、根据单喷管火箭发动机参数，修正步骤一中所述的初始烧蚀范围获得修正烧蚀范围；

步骤三、重复步骤一到步骤二，获得自由飞行状态多喷管火箭燃气流的修正烧蚀范围。

上述火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法，步骤一中所述单喷管火箭发动机的初始参数包括喷管直径、预设膨胀角、预设发动机工作压力；所述自由飞行状态单喷管火箭燃气流初始烧蚀范围为圆锥台形。

上述火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法，所述圆锥台的锥角为所述预设膨胀角的一半，所述预设膨胀角的取值范围为6°～8°，所述圆锥台较小的端面直径为喷管直径，所述圆锥台的高度L_a的取值范围为65～120倍的喷管直径。

上述火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法，步骤二中所述的发动机参数为发动机工作压力。

上述火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法，当所述发动机工作压力小于等于步骤一中所述初始参数中的预设发动机工作压力时，初始烧蚀范围等于修正烧蚀范围；否则调整步骤一所述初始参数中的预设膨胀角，获得修正烧蚀范围；

所述预设发动机工作压力的取值范围为1.15～1.25倍的发动机工作压力。

上述火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法，步骤三中所述获得自由飞行状态多喷管火箭燃气流的修正烧蚀范围的方法为：将多个自由飞行状态单喷管火箭燃气流的修正烧蚀范围进行几何叠加。