[发明专利]一种助推器干扰气动热工程分析方法

说明书

本发明公开了一种助推器干扰气动热工程分析方法，包括：根据飞行弹道计算结果，获取得到不同时刻的空气来流参数；根据不同时刻的空气来流参数，计算得到不同时刻下的助推球头的激波角度；根据计算得到的助推球头的激波角度，确定激波直接冲击区域、第一区域和第二区域；将第一区域简化为球头驻点，并进行边界层外缘参数计算和冷壁热流密度计算；将第二区域简化为锥面，并进行边界层外缘参数计算和冷壁热流密度计算；根据边界层外缘参数计算结果和冷壁热流密度计算结果，形成捆绑运载火箭锥形助推器干扰气动加热环境。本发明可在运载火箭论证、方案初期或多弹道迭代过程中，快速给出一轮干扰气动加热计算情况，供开展箭体防热设计，评估载荷和强度问题。

技术领域

本发明属于运载火箭技术领域，尤其涉及一种助推器干扰气动热工程分析方法。

背景技术

运载火箭高速在空气飞行时，与大气进行摩擦，产生气动加热现象。气动加热计算得到的随时间变化的箭体表面的冷壁热流，可以为型号的结构设计以及防热设计提供依据。对于单芯级运载火箭，针对驻点、球面、锥面、柱面等，具有较为成熟的工程计算方法。但是对于捆绑运载火箭，高速飞行过程中，助推与芯级相互干扰，形成的干扰激波对箭体具有二次冲刷影响，会严重影响激波干扰区域的气动加热状态，且该干扰在整个上升段的不同时刻具有不同的激波角度。现有针对捆绑干扰的气动加热一般采用数值分析方法，数值分析方法需要建立大量网格模型，每个工况均需要大量的计算资源和时间，不能适应需要构型和弹道等快速迭代的需求，也无法对全弹道不同时刻进行分析。

发明内容

本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种助推器干扰气动热工程分析方法，可在运载火箭论证、方案初期或多弹道迭代过程中，快速给出一轮干扰气动加热计算情况，供开展箭体防热设计，评估载荷和强度问题。

为了解决上述技术问题，本发明公开了一种助推器干扰气动热工程分析方法，包括：

根据飞行弹道计算结果，获取得到不同时刻的空气来流参数；

根据不同时刻的空气来流参数，计算得到不同时刻下的助推球头的激波角度；

根据计算得到的助推球头的激波角度，确定激波直接冲击区域、第一区域和第二区域；其中，第一区域为激波直接冲击区域上下500mm的区域；第二区域为激波直接冲击区域上下500mm～1000mm的区域；

将第一区域简化为球头驻点，并进行边界层外缘参数计算和冷壁热流密度计算；

将第二区域简化为锥面，并进行边界层外缘参数计算和冷壁热流密度计算；

根据边界层外缘参数计算结果和冷壁热流密度计算结果，形成捆绑运载火箭锥形助推器干扰气动加热环境。

在上述助推器干扰气动热工程分析方法中，空气来流参数，包括：随时间变化的来流气体马赫数M_∞、来流气体温度T_∞、来流气体压力P_∞和来流气体密度ρ_∞。

在上述助推器干扰气动热工程分析方法中，通过如下公式计算得到不同时刻下的助推球头的激波角度θ_s：

θ_s＝θ_c{1.093+[0.06(7-θ_c·M_∞)/(θ_c·M_∞)^3/2]}

其中，θ_c表示助推球头的半锥角。

在上述助推器干扰气动热工程分析方法中，在将第一区域简化为球头驻点，进行边界层外缘参数计算时，计算得到的边界层外缘参数包括：边界层气体温度Ts、边界层气体压力Ps、边界层气体密度ρ_S、边界层气体粘度μ_S和边界层气体速度V_s。