一种火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法及装置与流程

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。

技术实现要素：

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la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。

上述火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法，在所述步骤三之后，根据步骤二或步骤三中所述的修正烧蚀范围，确定火箭起飞过程燃气流依次的烧蚀区域。

一种火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估装置，包括初始烧蚀范围预估模块、修正烧蚀范围预估模块、多喷管修正烧蚀范围预估模块；

所述初始烧蚀范围预估模块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；

所述修正烧蚀范围预估模块根据单喷管火箭发动机参数，修正所述初始烧蚀范围获得修正烧蚀范围；

所述多喷管修正烧蚀范围预估模块根据每个自由飞行状态单喷管火箭燃气流修正烧蚀范围，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装置，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装置，当所述单喷管火箭发动机参数中的发动机工作压力小于等于所述初始参数中的预设发动机工作压力时，所述修正烧蚀范围预估模块将初始烧蚀范围作为修正烧蚀范围；否则所述修正烧蚀范围预估模块调整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装置，所述多喷管修正烧蚀范围预估模块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，获得自由飞行状态多喷管火箭燃气流的修正烧蚀范围。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果：

(1)在发射系统方案论证、方案设计阶段甚至发射系统研制、生产阶段，本发明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；

(2)本发明充分吸收了燃气流场研究验，可以基于快速计算结果指导复杂发射系统、箭体结构条件下燃气流场精细化数值模拟工况的精简、优化，从而减少复杂发射技术的燃气流场数值模拟工作量，对于仅需确定发射燃气流重点防护大致范围的发射工程实践，则无需再开展复杂发射技术的燃气流场数值模拟工作；

(3)本发明的方法经过与实际测试结果比对，能够有效预示实际烧蚀范围，证明了本发明的有效性。

附图说明

图1为本发明方法的步骤流程图；

图2为本发明实施例的步骤流程图；

图3为本发明实施例单喷管火箭自由飞行状态燃气流初步烧蚀范围示意图；

图4为本发明实施例单喷管火箭自由飞行状态燃气流修正烧蚀范围示意图；

图5为本发明实施例多喷管火箭自由飞行状态燃气流烧蚀范围示意图；

图6为本发明实施例多喷管火箭发射初期燃气流烧蚀范围示意图；

图7为本发明实施例多喷管火箭起飞一定高度燃气流烧蚀范围示意图；

图8为本发明实施例多喷管火箭起飞一定高度发射平台台面附近燃气流烧蚀范围示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。

一种火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法，如图1所示，包括如下步骤：

步骤101、根据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；确定自由飞行状态单喷管火箭燃气流初始烧蚀范围；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。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la的取值范围为65～120倍的喷管直径。

步骤102、根据单喷管火箭发动机参数，包括发动机工作压力；修正步骤101中所述的初始烧蚀范围获得修正烧蚀范围。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。

步骤103、重复步骤101到步骤102，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，获得自由飞行状态多喷管火箭燃气流的修正烧蚀范围。

步骤104、根据步骤102或步骤103中所述的修正烧蚀范围，确定火箭起飞过程燃气流依次的烧蚀区域。

一种火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估装置，包括初始烧蚀范围预估模块、修正烧蚀范围预估模块、多喷管修正烧蚀范围预估模块。

所述初始烧蚀范围预估模块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，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。

所述修正烧蚀范围预估模块根据单喷管火箭发动机参数，修正所述初始烧蚀范围获得修正烧蚀范围。当所述单喷管火箭发动机参数中的发动机工作压力小于等于所述初始参数中的预设发动机工作压力时，所述修正烧蚀范围预估模块将初始烧蚀范围作为修正烧蚀范围；否则所述修正烧蚀范围预估模块调整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。

所述多喷管修正烧蚀范围预估模块根据每个自由飞行状态单喷管火箭燃气流修正烧蚀范围，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，获得自由飞行状态多喷管火箭燃气流的修正烧蚀范围。

实施例：

火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法具体实施步骤见图2：

步骤1：确定自由飞行状态单喷管火箭燃气流烧蚀范围

自由飞行状态一般指火箭飞离发射系统后箭体及其发动机燃气流不受发射系统及周围设备、设施扰动时的无约束飞行状态。单喷管火箭自由飞行状态，燃气流的烧蚀范围主要与发动机喷口直径、发动机工作条件(例如发动机工作压力)有关，围绕发射试验与数值模拟开展的统计结果明确，自由飞行状态单喷管火箭燃气流笼罩区域如图3，图3所示燃气流笼罩区域为圆锥台形。

图3所示燃气流笼罩区域的外轮廓或边界需要数学意义上严格界定，空气动力学研究领域以喷口燃气流总温tf与环境气温th差(也称燃气余温)达到临界值定义烧蚀范围：

tnrc＝th+εnrc(tf-th)(1)

实践中，按下式定义燃气流烧蚀范围：

tnrc＝th+0.05(tf-th)(2)

自由飞行状态单喷管燃气流烧蚀范围主要以图3所示参数表述，分别为燃气流的膨胀角2θ、燃气流膨胀最大直径dmax、达到燃气流膨胀最大直径时燃气流膨胀推进距离la、燃气流尾流影响的最远距离lmax，分别按下述式估算：

dmax＝2latanθ+de(5)

lmax≈120de(6)

步骤2：校验自由飞行状态单喷管火箭燃气流烧蚀范围

单喷管火箭真实自由飞行状态条件下，发动机工作条件及喷管结构都是具体的，而单喷管火箭自由飞行状态燃气流场利用二维数值模拟手段或试验手段都有能比较便捷地准确确定，可以用于校验上述单喷管火箭燃气流烧蚀范围。

例如，发动机工作条件分别为：喷口马赫数ma＝3.0、喷口直径de＝0.2m、发动机工作压力pc＝6.5mpa、推进剂燃烧温度为tf＝3000k时，利用(2)～(6)式估算θ≈3.5°，la＝16.0m，dmax＝2.2m，lmax＝24.0m，采用二维数值模拟手段，计算确定θ≈3.9°，la＝17.4m，dmax＝2.6m，lmax＝28.1m，估算结果略偏小，较数值模拟结果分别低10.2％、8.0％、10.2％、15.3％、14.6％，燃气流场研究领域可以接受的相对偏差范围为±20.0％，说明估算方法可行，可以用于后续工程实践。

估算结果与数值模拟结果对比如图4，图4估算结果以虚线形式表示，数值模拟结果以实线形式表示。

步骤3：确定自由飞行状态多喷管火箭燃气流烧蚀范围

多喷管火箭自由飞行状态，各喷管喷出的燃气流也不受发射系统及周围设备、设施扰动，各喷管火箭燃气流相互干扰较小，可视作由单喷管火箭自由喷流状态燃气流组合叠加所致，如图5所示。

自由飞行状态多喷管燃气流烧蚀范围主要以图5所示参数表述，分别为单喷管燃气流的膨胀角2θ、多喷管组合燃气流膨胀角2α、多喷管组合燃气流膨胀最大直径dmaxb、多喷管组合燃气流达到燃气流膨胀最大直径时推进距离lb、多喷管组合燃气流尾流影响的最远距离lmaxb，其中单喷管燃气流的膨胀角2θ继续按上述(3)式计算，多喷管组合燃气流膨胀角2β按外围助喷管彼此之间最大安装夹角计算，其余参数分别按下述式估算：

lb≈la(7)

dmaxb≈2lbtanα+dr(8)

lmaxb≈1.10lmax(9)

步骤4：确定火箭起飞过程燃气流依次烧蚀范围

如上所述，火箭发射技术十分复杂，体现发射技术具体形式的设备及结构多种多样。以图6～图8所示发射技术形式为例，多喷管火箭包括芯级火箭1、两个助推火箭2，发射系统包括发射平台4、安放于发射平台上用于辅助固定多喷管火箭的脐带塔3、模拟发射场坪5、排导燃气的导流槽6。多喷管火箭发射试验起飞过程中，燃气流将受发射系统结构扰动，反过来，发射系统结构表面承受燃气流直接冲击的区域即是燃气流烧蚀影响剧烈区域，这些区域边界包络范围即是研究人员重点关注的燃气流烧蚀范围。

图6中，多喷管火箭点火瞬间至起飞初期，燃气流主要下泻至导流槽内，燃气流烧蚀导流槽的范围由上述自由喷流燃气流烧蚀区域覆盖导流槽空间区域确定，燃气流烧蚀导流槽范围采用燃气流覆盖区域直径dc表述，基于火箭喷管喷口外侧缘相对发射平台台面高度h0、燃气流冲击导流槽导流面外轮廓相对模拟发射平台台面高度h1、外侧发动机喷管相对安装角α等参数发动机确定：

dc≈(h0+h1)tan(α+θ)+dr(10)

图7、图8中，多喷管火箭已经起飞一定高度，燃气流一方面下泻至导流槽内，一方面下泻到发射平台台面及脐带塔上，燃气流烧蚀导流槽、发射平台、脐带塔的范围继续沿用以上方法，由上述自由喷流燃气流烧蚀区域覆盖导流槽、发射平台、脐带塔空间区域确定，燃气流烧蚀导流槽、发射平台、脐带塔范围采用燃气流覆盖区域直径dc2、dd2、hb1表述，分别基于火箭喷管喷口外侧缘相对发射平台台面高度h02、外侧发动机喷管相对安装角α、燃气流相对脐带塔冲击角度β、发射平台上外围导流孔侧边跨距离dc1、脐带塔下边缘离外围导流孔侧边距离dc3等参数确定：

dc2≈dc1(11)

dd2≈h02tan(α+θ)+dr(12)

按照上述步骤即完成了图6～图8所示发射技术案例发射系统中发射平台、导流槽、脐带塔等结构承受燃气流烧蚀的大致范围。图6中示出了火箭芯级1、火箭助推2、脐带塔3、发射台4、发射场坪5、导流槽6；图8中示出了左侧燃气流烧蚀范围7、助推导流孔8、芯级导流孔9、火箭芯级头部10、右侧燃气流烧蚀范围11。

本发明以案例形式说明了燃气流烧蚀范围快速预估方法，不局限于图6～图8所示具体发射系统结构形式，更多喷管的多喷管火箭燃气流烧蚀发射系统范围、单喷管火箭燃气流烧蚀发射系统范围也可采用本说明书所述方法快速预估。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。