一种火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法及装置制造方法及图纸

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。本发明专利技术方法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。

A Rapid Prediction Method and Device for Ablation Range of Gas Flow during Rocket Launching

【技术实现步骤摘要】
一种火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法及装置
本专利技术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

技术介绍
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。
技术实现思路
本专利技术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。本专利技术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。本专利技术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，本专利技术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)本专利技术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)本专利技术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，证明了本专利技术的有效性。附图说明图1为本专利技术方法的步骤流程图；图2为本专利技术实施例的步骤流程图；图3为本专利技术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为本专利技术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为本专利技术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为本专利技术实施例多喷管火箭发射初期燃气流烧蚀范围示意图；图7为本专利技术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为本专利技术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专利技术的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本专利技术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。一本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法，其特征在于：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。

【技术特征摘要】
1.一种火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法，其特征在于：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。2.根据权利要求1所述的一种火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法，其特征在于：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。3.根据权利要求2所述的一种火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法，其特征在于：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。4.根据权利要求1所述的一种火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法，其特征在于：步骤二中所述的发动机参数为发动机工作压力。5.根据权利要求4所述的一种火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法，其特征在于：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。6.根据权利要求1所述的一种火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法，其特征在于：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...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈劲松，杜小坤，吴新跃，王明华，何冠杰，贾延奎，平仕良，
申请(专利权)人：北京航天发射技术研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11