一种火箭发射燃气流场准稳态预示方法及装置制造方法及图纸

一种火箭发射燃气流场准稳态预示方法，包括如下步骤：步骤一、根据火箭的喷口尺寸、火箭垂直起飞高度、发射系统的结构，确定火箭在多个垂直起飞高度条件下燃气流场预示的特征工况；步骤二、根据特征工况，建立燃气流场计算网格模型，采用某一数值模拟方法计算燃气流场；步骤三、确定网格分辨率，确定数值模拟方法；步骤四、根据火箭发射极限条件下燃气流场极限预示工况、步骤三中确定的网格分辨率，建立极限预示工况的燃气流场计算网格模型，利用步骤三中确定的数值模拟方法，计算火箭发射极限条件下的燃气流场。

A Quasi-steady Prediction Method and Device for Gas Flow Field of Rocket Launch

A quasi-steady-state prediction method for rocket launching gas flow field includes the following steps: first, according to the size of rocket nozzle, the vertical takeoff height of rocket and the structure of launching system, the characteristic conditions of rocket gas flow field prediction under multiple vertical takeoff heights are determined; second, according to the characteristic conditions, a grid model for calculating gas flow field is established and a numerical simulation is adopted. Methods To calculate the gas flow field; Step 3: Determine the grid resolution and determine the numerical simulation method; Step 4: According to the grid resolution of the gas flow field under the rocket launching limit condition, the gas flow field calculation grid model under the limit predicting condition and step 3 is established. The gas flow field calculation grid model under the limit predicting condition is calculated by the numerical simulation method determined in Step 3. The flow field of gas.

【技术实现步骤摘要】
一种火箭发射燃气流场准稳态预示方法及装置
本专利技术涉及一种火箭发射燃气流场准稳态预示方法及装置，属于火箭发射

技术介绍
火箭或导弹在起飞过程中，喷管喷出的高温高速燃气流会对底部发射系统产生剧烈的冲击和烧蚀作用，因此需要在设计阶段明确起飞过程发射系统所处的力、热环境，用于指导发射系统的结构强度和热防护设计。工程上通常采用燃气流场仿真来获取燃气流对发射系统的力、热影响。对发射燃气流场的仿真可分为稳态流场仿真和瞬态流场仿真。稳态燃气流场仿真可以得到火箭处于某一位置的稳定状态的燃气流场，由于稳态计算求解量较小，所以需要的计算资源较少，所需时间也较短，但稳态燃气流场仿真的时空局限性明显。瞬态燃气流仿真可以比较精确的获得火箭、导弹发射过程中各个时刻、位置的燃气流场分布情况，进而获得燃气流场对各个设备的影响情况。然而为获得比较精确的计算结果，瞬态燃气流场计算的时间步长通常都会很小，网格量也都很大，这就导致整个仿真所占用的计算资源十分多，而仿真的周期也十分漫长，这在工程上很多情况是不能接受的。
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燃气流场准稳态预示方法及装置，采用不同高度工况的稳态计算来模拟火箭起飞动态过程。采用燃气流场准稳态预示方法的关键是实现多点稳态计算结果对瞬态计算结果的包络，所以必须根据火箭起飞弹道合理规划燃气流场计算特征工况。对于火箭垂直起飞弹道而言，燃气流的影响范围基本随高度呈同心圆形式外扩，具有较强的规律性，所以在计算中可选取高度等间距的特征工况进行计算。而对于存在较大横向位移的极限起飞弹道而言，燃气流对发射系统的影响要更复杂，既有高度变化带来的流场影响范围和强度的变动，又有横向偏移造成的燃气流冲击中心的移动，需要综合考虑多种极限工况，确定特征设备受燃气流影响最恶劣的起飞弹道条件，由于极限弹道起飞初期对发射装置影响变化幅度更大，所以一般对极限弹道的预示特征工况间隔要更短，而且在初始起飞阶段应设置应更密集的特征工况。本专利技术目的通过以下技术方案予以实现：一种火箭发射燃气流场准稳态预示方法，包括如下步骤：步骤一、根据火箭的喷口尺寸、火箭垂直起飞高度、发射系统的结构，确定火箭在多个垂直起飞高度条件下燃气流场预示的特征工况；步骤二、根据步骤一中所述的多个垂直起飞高度条件下燃气流场预示的特征工况，建立燃气流场计算网格模型，采用某一数值模拟方法计算燃气流场；步骤三、调整步骤二中所述网格模型的网格分辨率，重新计算燃气流场后与步骤二中的燃气流场对比，直到对比结果小于等于第一预设值时，确定网格分辨率；基于步骤二中所述的网格模型，采用其他数值模拟方法重新计算燃气流场后与步骤二中的燃气流场对比，直到对比结果小于等于第二预设值时，确定数值模拟方法；步骤四、根据火箭发射极限条件下燃气流场极限预示工况、步骤三中确定的网格分辨率，建立极限预示工况的燃气流场计算网格模型，利用步骤三中确定的数值模拟方法，计算火箭发射极限条件下的燃气流场。上述火箭发射燃气流场准稳态预示方法，所述步骤一中根据火箭垂直起飞高度和火箭的喷口尺寸的比值，分为多个火箭垂直起飞特征高度范围；根据发射系统的结构，在多个火箭垂直起飞特征高度范围内选取多个不同的比值，确定火箭在多个垂直起飞高度条件下燃气流场预示的特征工况。上述火箭发射燃气流场准稳态预示方法，步骤三中进行燃气流场对比时，选取燃气流场中的压力作为对比参数，所述第一预设值和第二预设值的取值范围均为15～25％。上述火箭发射燃气流场准稳态预示方法，步骤四中所述火箭发射极限条件依据火箭极限起飞弹道条件、火箭发动机工作极限条件、极限环境风速条件、发射装置安放极限姿态条件确定。上述火箭发射燃气流场准稳态预示方法，当火箭起飞高度小于等于预设高度时，极限环境风速条件可以忽略；所述预设高度的取值范围为10～15倍火箭喷口直径。一种火箭发射燃气流场准稳态预示装置，包括特征工况确定模块、燃气流场计算模块、网格及算法验证模块、燃气流场预示模块；所述特征工况确定模块根据火箭的喷口尺寸、火箭垂直起飞高度、发射系统的结构，用于确定火箭在多个垂直起飞高度条件下燃气流场预示的特征工况；所述燃气流场计算模块根据特征工况确定模块输出的特征工况，建立燃气流场计算网格模型，采用某一数值模拟方法计算燃气流场；所述网格及算法验证模块用于调整燃气流场计算模块中的网格模型的网格分辨率，重新计算燃气流场后与燃气流场计算模块输出的燃气流场对比，直到对比结果小于等于第一预设值时，确定网格分辨率；基于燃气流场计算模块中的网格模型，采用其他数值模拟方法重新计算燃气流场后与燃气流场计算模块中的燃气流场对比，直到对比结果小于等于第二预设值时，确定数值模拟方法；所述燃气流场预示模块根据火箭发射极限条件下燃气流场极限预示工况、网格及算法验证模块中确定的网格分辨率，建立极限预示工况的燃气流场计算网格模型，利用网格及算法验证模块中确定的数值模拟方法，计算火箭发射极限条件下的燃气流场。上述火箭发射燃气流场准稳态预示装置，所述特征工况确定模块根据火箭垂直起飞高度和火箭的喷口尺寸的比值，分为多个火箭垂直起飞特征高度范围；根据发射系统的结构，在多个火箭垂直起飞特征高度范围内选取多个不同的比值，确定火箭在多个垂直起飞高度条件下燃气流场预示的特征工况。上述火箭发射燃气流场准稳态预示装置，所述网格及算法验证模块进行燃气流场对比时，选取燃气流场中的压力作为对比参数，所述第一预设值和第二预设值的取值范围均为15～25％。上述火箭发射燃气流场准稳态预示装置，所述火箭发射极限条件依据火箭极限起飞弹道条件、火箭发动机工作极限条件、极限环境风速条件、发射装置安放极限姿态条件确定。上述火箭发射燃气流场准稳态预示装置，所述当火箭起飞高度小于等于预设高度时，极限环境风速条件可以忽略；所述预设高度的取值范围为10～15倍火箭喷口直径。本专利技术相比于现有技术具有如下有益效果：(1)相比燃气流场稳态预示而言，本专利技术采用火箭发射燃气流场准稳态预示方法能够获取火箭起飞过程燃气流场的变化规律，得到箭体、发射系统承受的燃气流冲击载荷与烧蚀随时间(起飞高度)的变化规律，对结构强度和热防护设计更具指导意义；(2)相比燃气流场瞬态预示而言，本专利技术方法需要的计算资源较少，所需时间也较短，计算结果能够包络动态起飞过程，更符合工程应用的需要；(3)相比燃气流场瞬态预示而言，本专利技术方法无需生成动网格，网格生成更简单，计算更快速，计算结果的校验也更方便，能够更早发现问题，避免大量资源和时间的浪费；(4)本专利技术提供了一种通过多点稳态计算结果对瞬态计算结果进行包络预示的方法，这种方法具有一定通用性，能够应用在其他数值仿真领域。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的垂直起飞弹道的特征工况示意图；图4为本专利技术实施例的极限起飞条件的特征工况示意图。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。一种火箭发射燃气流场准稳态预示方法，如图1所示，包括如下步骤：步骤101、根据火箭的喷口尺寸、火箭垂直起飞高度、发射系统的结构，确定火箭在多个垂直起飞高度条件下燃气流场预示的特征工况。步骤101中本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种火箭发射燃气流场准稳态预示方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤一、根据火箭的喷口尺寸、火箭垂直起飞高度、发射系统的结构，确定火箭在多个垂直起飞高度条件下燃气流场预示的特征工况；步骤二、根据步骤一中所述的多个垂直起飞高度条件下燃气流场预示的特征工况，建立燃气流场计算网格模型，采用某一数值模拟方法计算燃气流场；步骤三、调整步骤二中所述网格模型的网格分辨率，重新计算燃气流场后与步骤二中的燃气流场对比，直到对比结果小于等于第一预设值时，确定网格分辨率；基于步骤二中所述的网格模型，采用其他数值模拟方法重新计算燃气流场后与步骤二中的燃气流场对比，直到对比结果小于等于第二预设值时，确定数值模拟方法；步骤四、根据火箭发射极限条件下燃气流场极限预示工况、步骤三中确定的网格分辨率，建立极限预示工况的燃气流场计算网格模型，利用步骤三中确定的数值模拟方法，计算火箭发射极限条件下的燃气流场。

【技术特征摘要】
1.一种火箭发射燃气流场准稳态预示方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤一、根据火箭的喷口尺寸、火箭垂直起飞高度、发射系统的结构，确定火箭在多个垂直起飞高度条件下燃气流场预示的特征工况；步骤二、根据步骤一中所述的多个垂直起飞高度条件下燃气流场预示的特征工况，建立燃气流场计算网格模型，采用某一数值模拟方法计算燃气流场；步骤三、调整步骤二中所述网格模型的网格分辨率，重新计算燃气流场后与步骤二中的燃气流场对比，直到对比结果小于等于第一预设值时，确定网格分辨率；基于步骤二中所述的网格模型，采用其他数值模拟方法重新计算燃气流场后与步骤二中的燃气流场对比，直到对比结果小于等于第二预设值时，确定数值模拟方法；步骤四、根据火箭发射极限条件下燃气流场极限预示工况、步骤三中确定的网格分辨率，建立极限预示工况的燃气流场计算网格模型，利用步骤三中确定的数值模拟方法，计算火箭发射极限条件下的燃气流场。2.根据权利要求1所述的一种火箭发射燃气流场准稳态预示方法，其特征在于：所述步骤一中根据火箭垂直起飞高度和火箭的喷口尺寸的比值，分为多个火箭垂直起飞特征高度范围；根据发射系统的结构，在多个火箭垂直起飞特征高度范围内选取多个不同的比值，确定火箭在多个垂直起飞高度条件下燃气流场预示的特征工况。3.根据权利要求1所述的一种火箭发射燃气流场准稳态预示方法，其特征在于：步骤三中进行燃气流场对比时，选取燃气流场中的压力作为对比参数，所述第一预设值和第二预设值的取值范围均为15～25％。4.根据权利要求1所述的一种火箭发射燃气流场准稳态预示方法，其特征在于：步骤四中所述火箭发射极限条件依据火箭极限起飞弹道条件、火箭发动机工作极限条件、极限环境风速条件、发射装置安放极限姿态条件确定。5.根据权利要求4所述的一种火箭发射燃气流场准稳态预示方法，其特征在于：当火箭起飞高度小于等于预设高度时，极限环境风速条件可以忽略；所述预设高度的取值范围为10～15倍火箭喷口直径。6.一种火箭发射燃气流场准稳态预示装置，其特征在于：包括特征工况确定模块、燃气流场计算...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈劲松，杜小坤，吴新跃，王明华，贾延奎，高原，平仕良，王帅，
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