一種運載火箭大氣層內飛行段艙段溫度場分布確定方法
【技術領域】
[0001] 本發明涉及一種運載火箭大氣層內飛行段艙段溫度場分布確定方法，屬于運載火 箭熱環境分析與設計內容。
【背景技術】
[0002] 運載火箭大氣層內飛行過程中（飛行高度0km彡h彡71km)，影響艙段熱環境的主 要因素包括：艙段外壁氣動加熱、艙內儀器設備工作自身發熱、貯箱推進劑的熱傳導、艙內 空氣存在導致的自然對流換熱、艙段內部由于飛行加速度和艙內氣體不斷外泄引起的強制 對流換熱。其中，氣動加熱、艙內氣體的自然對流換熱和強迫對流換熱占艙段熱環境影響因 素的比例最大，是影響艙段溫度環境分布的主要因素，同時其確定方法也比較復雜。在艙段 熱環境的分析過程中，準確確定氣動加熱、艙內氣體的自然對流換熱和強迫對流換熱，是圓 滿完成艙段熱耦合分析、準確給出艙段溫度場分布的重要保證。
【發明內容】
[0003] 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大氣層內 飛行段（飛行高度〇km < h < 71km)艙段溫度場分布確定方法，該方法能夠準確計算艙段 的溫度場分布，為火箭的熱環境設計提供準確可靠的設計依據。
[0004] 本發明的技術解決方案是：
[0005] -種運載火箭大氣層內飛行段艙段溫度場分布確定方法，步驟如下：
[0006] (1)確定運載火箭艙段外壁所受隨飛行高度h變化的氣動加熱熱流qh，具體為：
[0007] (1. 1)確定來流參數，所述來流參數包括來流壓力P"、來流溫度T"和來流密度 P 〇〇 ?
[0008] (1. 1. 1)所述來流壓力P〇〇由公式
[0009]
【主權項】
1. 一種運載火箭大氣層內飛行段艙段溫度場分布確定方法，其特征在于步驟如下： (1)確定運載火箭艙段外壁所受隨飛行高度h變化的氣動加熱熱流qh，具體為： (I. 1)確定來流參數，所述來流參數包括來流壓力P00、來流溫度T00和來流密度P "， (I. I. 1)所述來流壓力P00由公式
面為基準的火箭飛行高度； (I. 1. 2)所述來流溫度T00由公式
mol ? K ； (1. 2)確定艙段外壁邊界層外緣參數，所述艙段外壁邊界層外緣參數包括邊界層外緣 壓力匕、密度P JP溫度Te;所述艙段為柱段，物面角為0°，邊界層外緣參數取來流參數值， 艮P : Pe= P OO，P e= P OO，Te= T 〇〇 ;
頭的縱向距離，單位為m，^為邊界層外緣的動力粘性系數，且y e= y "，為來流的動
(1. 5)確定當地恢復焓值hM，根據當地恢復溫度T M和壓力P j角定； (1. 5. 1)根據空氣可壓縮因子數值表格確定空氣可壓縮因子Z，空氣可壓縮因子數值 表格表示Z隨當地恢復溫度Tm、壓力P00的變化； (1. 5. 2)根據無量綱因子表格確定無量綱因子Y，無量綱因子表格表示Y隨當地恢復溫 度Tre、壓力P00的變化；
(1. 6)確定艙段外壁氣動加熱冷壁熱流q。： 當RexS Re。時，艙段外壁邊界層為層流邊界層，qc=0. 332Pr _2/3P eue(Rex) ^0'5 (hre~hw)； 當Rex^ Re。時，艙段外壁邊界層為為湍流邊界層，
壓比熱，A為空氣的導熱系數，式中Re。為臨界雷諾數， 所述hw為壁焓，h w= c p ? Tw，1；為艙段的外壁面溫度；
(2) 確定艙段封閉腔內儀器殼壁表面隨飛行高度h變化的平均自然對流換熱系數a n; (3) 確定艙段內部由于飛行加速度和艙內氣體不斷外泄引起的強制對流換熱系數 a (4) 建立艙段節點熱網絡模型，根據氣動加熱熱流qh、自然對流換熱系數a "和強制對 流換熱系數a ,進行熱耦合分析，得到艙段溫度場分布。
2. 根據權利要求1所述的一種運載火箭大氣層內飛行段艙段溫度場分布確定方法，其 特征在于：所述步驟（2)確定艙段封閉腔內儀器殼壁表面隨飛行高度h變化的平均自然對 流換熱系數a n，具體為：
度，A為空氣導熱系數；
備的壁面溫度V與艙內氣體溫度T'之差，T為定性溫度，取V與T'算術平均值，T = (V +T，）/2; 當量重力加速度c = b+g，b為飛行器的運行加速度，g為不同高度下的重力加速度，
3. 根據權利要求1所述的一種運載火箭大氣層內飛行段艙段溫度場分布確定方法，其 特征在于：所述步驟（3)確定艙段內部由于飛行加速度和艙內氣體不斷外泄引起的強制對 流換熱系數a f，具體為： (3. 1)建立艙內氣體流場：以火箭的飛行速度、加速度及不同高度的大氣壓強為邊界 條件，采用CFD方法數值模擬艙內氣體由于飛行加速度產生的流場，得到流場內速度分布； (3. 2)計算強制對流努塞爾數Nuf，Nuf = (0. 037Re 4/5-871) ? Pr1/3, Re為雷諾數，
4.根據權利要求1所述的一種運載火箭大氣層內飛行段艙段溫度場分布確定方法，其 特征在于：所述空氣可壓縮因子Z的數值表格為：
O
5.根據權利要求1所述的一種運載火箭大氣層內飛行段艙段溫度場分布確定方法，其 特征在于：所述無量綱因子Y的數值表格為：
C
6.根據權利要求1所述的一種運載火箭大氣層內飛行段艙段溫度場分布確定方法，其 特征在于：所述采用建立節點熱網絡模型，進行熱親合分析具體采用Sinda-Fluint軟件實 現。
【專利摘要】一種運載火箭大氣層內飛行段艙段溫度場分布確定方法，步驟為:(1)確定艙段外壁所受隨飛行高度變化的氣動加熱熱流qh；(2)確定艙段封閉腔內儀器殼壁表面隨飛行高度變化的平均自然對流換熱系數αn；(3)確定艙段內部由于飛行加速度和艙內氣體不斷外泄引起的強制對流換熱系數αf，(4)建立艙段節點熱網絡模型，完成熱耦合分析，得到艙段溫度場分布。該方法綜合考慮了艙外氣動加熱，艙內空氣自然對流和強制對流對艙段熱環境的影響，有效解決了運載火箭大氣層內飛行段艙段溫度場分布確定的難題。
【IPC分類】G06F17-50
【公開號】CN104820748
【申請號】CN201510228072
【發明人】蘇虹, 馬小亮, 李凰立, 杜濤, 吳彥森, 徐珊姝, 沈丹, 秦曈, 陳風雨, 何巍
【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
【公開日】2015年8月5日
【申請日】2015年5月7日