一種運載火箭低溫貯箱換熱過程仿真方法
【專利摘要】一種運載火箭低溫貯箱換熱過程仿真方法，對貯箱固壁沿軸向、徑向分別劃分三層熱容單元，并建立導熱、對流換熱數學模型，構建考慮了低溫環境下貯箱材料熱導率隨溫度的變化、增壓氣體與貯箱固壁之間的對流換熱、固壁熱容和導熱對氣枕壓力溫度影響的系統仿真模型，提高了模擬低溫貯箱增壓換熱過程中的氣枕壓力、溫度變化的仿真精度。
【專利說明】一種運載火箭低溫貯箱換熱過程仿真方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及一種運載火箭低溫貯箱換熱過程仿真方法，適用于低溫動力運載火箭貯箱在地面試驗、飛行工作過程中的換熱性能分析。
【背景技術】
[0002]低溫動力運載火箭貯箱在動力系統工作期間，推進劑出流的同時，增壓氣體進入貯箱，增壓氣體與貯箱壁面和推進劑之間均存在熱交換。影響貯箱內氣枕壓力的關鍵因素包括:增壓氣體流量、增壓氣體溫度、氣枕容積變化率、貯箱內氣枕的換熱。
[0003]現有增壓輸送系統仿真模型能夠較準確考慮增壓氣體流量、溫度、氣枕容積變化率對貯箱壓力的影響，但在計算氣枕換熱量時，一般使用根據遙測、試驗數據修正換熱系數的方法，該計算方法僅適用于特定工況，普適性差。要準確計算貯箱氣枕壓力，評估系統的增壓能力，需要對貯箱內的熱交換過程正確建模，減小由于貯箱內換熱計算誤差造成的氣枕壓力計算偏差。
[0004]同時，貯箱箱體多為鋁合金材料，由于低溫推進劑溫度低，該溫區內鋁合金材料的熱導率隨溫度變化顯著，且與常溫熱導率差別較大，如果不應用低溫環境下隨溫度變化的熱導率數據，在分析箱體內的導熱過程及箱體與增壓氣體、推進劑的換熱時，會產生較大的
計算誤差。
【發明內容】
[0005]本發明的技術解決問題是:克服現有技術的不足，提供了一種運載火箭低溫貯箱換熱過程仿真方法，用于箭上低溫貯箱增壓換熱過程仿真。
[0006]本發明的技術解決方案是:
[0007]—種運載火箭低溫貯箱換熱過程仿真方法，步驟如下:
[0008](I)根據運載火箭的工作時序，確定所述低溫貯箱的出流、增壓時序和推進劑液位高度數據；
[0009](2)根據集總參數方法建立所述低溫貯箱固壁導熱數學模型、增壓氣體與固壁之間的對流換熱數學模型以及貯箱氣枕壓力、溫度計算數學模型；
[0010](3)根據步驟(2)中得到的數學模型，在系統仿真軟件中建立運載火箭低溫貯箱換熱過程仿真模型；
[0011](4)根據低溫貯箱的工作溫度區間內低溫貯箱材料的熱導率數據，擬合該工作溫度區間內低溫貯箱材料熱導率隨溫度變化的曲線；
[0012](5)根據步驟(4)中得到的曲線，基于所述系統仿真軟件的子模型建模工具建立所述低溫貯箱材料導熱計算模型，并將該低溫貯箱材料導熱計算模型應用至所述低溫貯箱仿真模型之中；
[0013](6)根據運載火箭低溫貯箱的真實工況，在步驟(5)中更新后的低溫貯箱仿真模型中設置低溫貯箱的結構參數和環境參數，同時結合在所述低溫貯箱真實工況中低溫貯箱的材料參數和介質物性參數，在系統仿真軟件中進行所述低溫貯箱的換熱過程仿真。
[0014]所述步驟(2)中建立所述貯箱氣枕壓力、溫度計算數學模型具體為:
【權利要求】
1.一種運載火箭低溫貯箱換熱過程仿真方法，其特征在于步驟如下: (1)根據運載火箭的工作時序，確定所述低溫貯箱的出流、增壓時序和推進劑液位高度數據； (2)根據集總參數方法建立所述低溫貯箱固壁導熱數學模型、增壓氣體與固壁之間的對流換熱數學模型以及貯箱氣枕壓力、溫度計算數學模型； (3)根據步驟(2)中得到的數學模型，在系統仿真軟件中建立運載火箭低溫貯箱換熱過程仿真模型； (4)根據低溫貯箱的工作溫度區間內低溫貯箱材料的熱導率數據，擬合該工作溫度區間內低溫貯箱材料熱導率隨溫度變化的曲線； (5)根據步驟(4)中得到的曲線，基于所述系統仿真軟件的子模型建模工具建立所述低溫貯箱材料導熱計算模型，并將該低溫貯箱材料導熱計算模型應用至所述低溫貯箱仿真模型之中； (6)根據運載火箭低溫貯箱的真實工況，在步驟(5)中更新后的低溫貯箱仿真模型中設置低溫貯箱的結構參數和環境參數，同時結合在所述低溫貯箱真實工況中低溫貯箱的材料參數和介質物性參數，在系統仿真軟件中進行所述低溫貯箱的換熱過程仿真。
2.根據權利要求1所述的一種運載火箭低溫貯箱換熱過程仿真方法，其特征在于:所述步驟(2)中建立所述貯箱氣枕壓力、溫度計算數學模型具體為:
3.根據權利要求1所述的一種運載火箭低溫貯箱換熱過程仿真方法，其特征在于:所述步驟(2)中建立所述增壓氣體與固壁之間的對流換熱數學模型具體為: 將低溫貯箱的殼體沿箭體軸向方向劃分為三層，自上而下依次為:頂端固壁、中段固壁和后段固壁，其中，頂端固壁區域為與初始氣枕接觸的貯箱壁面區域，中段固壁為隨著貯箱出流逐漸暴露于氣枕中的貯箱壁面區域，后段固壁為始終與低溫推進劑接觸的貯箱壁面區域； 頂端固壁與增壓氣體之間的對流換熱數學模型為:
4.根據權利要求1所述的一種運載火箭低溫貯箱換熱過程仿真方法，其特征在于:所述步驟(2)中建立所述低溫貯箱固壁導熱數學模型具體為: 將低溫貯箱的殼體沿箭體軸向方向劃分為頂端固壁、中段固壁和后段固壁三層單元；同時沿箭體徑向方向劃分為三層單元，自內向外依次為:內壁面單元、中間單元和外壁面單元; 單元質量按下式計算:
Hii= P.Ai.δ i=l, 2, 3式中，S為貯箱厚度；相鄰單元間徑向導熱熱流密度按圓筒壁傅立葉導熱公式計算:
5.根據權利要求1所述的一種運載火箭低溫貯箱換熱過程仿真方法，其特征在于:所述系統仿真軟件為AMESim、EASY5或Flowmaster。
6.根據權利要求1所述的一種運載火箭低溫貯箱換熱過程仿真方法，其特征在于:所述低溫貯箱的工作溫 度區間為20K~150K。
【文檔編號】G06F17/50GK103473396SQ201310371589
【公開日】2013年12月25日 申請日期:2013年8月23日 優先權日:2013年8月23日
【發明者】葉超, 陳二鋒, 王海洲, 丁建春, 薛立鵬, 冉振華, 江海峰 申請人:北京宇航系統工程研究所, 中國運載火箭技術研究院