一种运载火箭防热计算方法及其系统与流程

本申请涉及火箭领域，具体地，涉及一种运载火箭防热计算方法及其系统。

背景技术：

1、当运载火箭在空气中高速运动时，其壁面与气体之间发生剧烈摩擦，紧靠壁面的一层空气质点受壁面的吸附作用被加速，但同时受到距离壁面较远部分低度气体的阻滞作用。吸附或阻滞的结果在壁面附近形成附面层，附面层内空气质点的动能被“耗散”，转变为热能，空气温度升高。高温不仅将给结构材料的强度和刚度带来不利影响；而且运载火箭表面的热传入箭体内部，影响动力装置燃料的贮存，影响箭体内制导系统、仪器、电子设备及其元器件的正常工作，引起事故。此外，箭体内部还会受到发动机喷流辐射热及其他辐射热、对流热。为此，针对气动热环境以及内部热辐射，需对全箭进行防热设计并进行试验验证。全箭热流的来源主要有两种：气动热和辐射热。飞行器上升过程中，为气动加热。针对气动专业提供的热流条件，进行防热设计和试验验证。目前尚缺一套完整的理论和工程实际结合的防热计算方法。

2、因此，如何提供一种将理论和工程实际结合的防热计算方法，成为本领域急需解决的问题。

技术实现思路

1、本申请提出一种运载火箭防热计算方法，包括以下步骤：确定输入条件；根据输入条件，将表面换热系数和恢复温度作为换热表面条件，通过防热模型，获取防热层外表面及其内部的温度变化情况；对获取的防热层外表面及其内部的温度变化情况进行验证。

2、如上的，其中，确定输入条件包括以下子步骤：确定热流密度；确定恢复焓。

3、如上的，其中，热流密度q表示为：

4、q＝λ(tr-tw)

5、λ表示对流换热系数，tr表示恢复温度，tw表示壁面温度。

6、如上的，其中，在热流密度中，包括有冷壁热流ql和热壁热流qr。

7、如上的，其中，冷壁热流ql表示为：

8、ql＝λ(tr-t0)

9、t0表示壁面参考温度，λ表示对流换热系数，tr表示恢复温度。

10、一种运载火箭防热计算系统，包括输入条件确定单元、防热层温度变化获取单元以及验证单元；输入条件确定单元，用于确定输入条件；防热层温度变化获取单元，用于根据输入条件，将表面换热系数和恢复温度作为换热表面条件，通过防热模型，获取防热层外表面及其内部的温度变化情况；验证单元，用于对获取的防热层外表面及其内部的温度变化情况进行验证。

11、如上的，其中，输入条件确定单元确定输入条件包括以下子步骤：确定热流密度；确定恢复焓。

12、如上的，其中，输入条件确定单元中热流密度q表示为：

13、q＝λ(tr-tw)

14、λ表示对流换热系数，tr表示恢复温度，tw表示壁面温度。

15、如上的，其中，输入条件确定单元中的热流密度，包括有冷壁热流ql和热壁热流qr。

16、如上的，其中，输入条件确定单元中冷壁热流ql表示为：

17、ql＝λ(tr-t0)

18、t0表示壁面参考温度，λ表示对流换热系数，tr表示恢复温度

19、本申请具有以下有益效果：

20、本申请根据飞行阶段气动计算的恢复焓和冷壁热流作为输入，利用恢复焓和冷壁热流求解工程问题，根据输入条件，得到最外层壁面和最内侧壳段铝蒙皮的温度-时间曲线。并且本申请通过试验验证，结果误差小于10％，验证计算方法可行性。通过本申请提供的方法能够为运载火箭工程研制提供了计算的依据，具有工程应用价值。

技术特征：

1.一种运载火箭防热计算方法，其特征在于，包括以下步骤：

2.如权利要求1所述的运载火箭防热计算方法，其特征在于，确定输入条件包括以下子步骤：

3.如权利要求1所述的运载火箭防热计算方法，其特征在于，热流密度q表示为：

4.如权利要求3所述的运载火箭防热计算方法，其特征在于，在热流密度中，包括有冷壁热流ql和热壁热流qr。

5.如权利要求4所述的运载火箭防热计算方法，其特征在于，冷壁热流ql表示为：

6.一种运载火箭防热计算系统，其特征在于，包括输入条件确定单元、防热层温度变化获取单元以及验证单元；

7.如权利要求6所述的运载火箭防热计算系统，其特征在于，输入条件确定单元确定输入条件包括以下子步骤：

8.如权利要求6所述的运载火箭防热计算系统，其特征在于，输入条件确定单元中热流密度q表示为：

9.如权利要求6所述的运载火箭防热计算系统，其特征在于，输入条件确定单元中的热流密度，包括有冷壁热流ql和热壁热流qr。

10.如权利要求9所述的运载火箭防热计算系统，其特征在于，输入条件确定单元中冷壁热流ql表示为：

技术总结
本申请公开了一种运载火箭防热计算方法及其系统，其中运载火箭防热计算方法包括以下步骤：确定输入条件；根据输入条件，将表面换热系数和恢复温度作为换热表面条件，通过防热模型，获取防热层外表面及其内部的温度变化情况；对获取的防热层外表面及其内部的温度变化情况进行验证。本申请根据飞行阶段气动计算的恢复焓和冷壁热流作为输入，利用恢复焓和冷壁热流求解工程问题，根据输入条件，得到最外层壁面和最内侧壳段铝蒙皮的温度‑时间曲线。并且本申请通过试验验证，结果误差小于10％，验证计算方法可行性。通过本申请提供的方法能够为运载火箭工程研制提供了计算的依据，具有工程应用价值。

技术研发人员：杨浩亮,诸方舟,闫家琪,马静
受保护的技术使用者：广州中科宇航探索技术有限公司
技术研发日：
技术公布日：2024/3/11