一种运载火箭线载荷分布计算及修正方法技术

一种运载火箭线载荷分布计算及修正方法，涉及运载火箭气动线载荷分布(法向力系数沿轴向分布密度)计算及修正，基于运载火箭气动流场数值仿真结果，通过对箭体表面单元压力和剪切应力沿箭体轴向进行分段积分的方法，计算得到气动线载荷分布，并通过设置目标法向力系数和目标压心位置对气动线载荷分布进行修正，解决了工程计算方法误差较大的问题，相比于传统方法需要根据设计师个人经验或者试验数据对运载火箭各部段的气动力进行分配，本发明专利技术基于CFD数值仿真结果，减少对工程师个人经验的依赖，计算效率高，鲁棒性好。鲁棒性好。鲁棒性好。

【技术实现步骤摘要】
一种运载火箭线载荷分布计算及修正方法


[0001]本专利技术涉及一种运载火箭线载荷分布计算及修正方法，属于运载火箭载荷设计领域。

技术介绍

[0002]对于运载火箭等细长体飞行器，需要计算其气动线载荷分布(法向力系数沿轴向分布密度)，并根据全箭法向力系数和压心系数对气动线载荷分布进行修正。现有的气动线载荷分布计算方法基于工程计算方法，需要根据设计师个人经验或者试验数据对运载火箭各部段的气动力进行分配，在缺乏试验数据的情况下，该方法存在较大的误差。

技术实现思路

[0003]本专利技术要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，解决了因工程计算及人为因素导致的气动线载荷分布计算误差较大问题.
[0004]本专利技术目的通过以下技术方案予以实现：
[0005]一种运载火箭线载荷分布计算及修正方法，包括：
[0006](1)采用CFD方法对运载火箭三维模型气动特性进行数值仿真计算，基于数值仿真结果，输出箭体表面气动特性参数；
[0007](2)采用分段积分方法计算气动线载荷分布；
[0008](3)根据目标法向力系数和目标压心位置对气动线载荷分布进行修正；
[0009](4)输出气动线载荷分布计算结果。
[0010]优选的，箭体表面气动特性参数至少包括箭体表面每个网格单元中心轴向坐标X
j
、压力P
j
、剪切应力法向分量τ
jy
、单元面积A
j
以及单元法向投影面积A
jy
>。
[0011]优选的，气动线载荷分布的计算方法包括：
[0012](a)沿箭体轴向设置气动线分布载荷调配节点序列x
i
，i＝1,2,,N；
[0013](b)根据调配节点序列x
i
设置箭体轴向分段控制体Δx
i
，同时计算各分段控制体Δx
i
的中心坐标s
i
：
[0014][0015][0016](c)对箭体轴向分段控制体Δx
i
内的所有CFD面网格单元进行积分，根据如下公式计算分段法向力系数ΔC
ni
，其中Q
ref
为参考动压，A
ref
为火箭参考面积：
[0017][0018](d)在箭体轴向分段控制体Δx
i
内，根据如下公式计算法向力系数沿轴向分布密度C
′
ni
，其中C
n
为法向力系数：
[0019][0020]优选的，分布调配节点序列x
i
在流动变化剧烈区域加密，在流动变化平缓区域稀疏。
[0021]优选的，对于卫星整流罩头锥、锥柱过渡区域、倒锥、尾翼安装区域，调配节点加密，加密后两个调配节点的距离不小于3倍局部网格单元特征尺寸；对于一子级筒段区域，稀疏调配节点，稀疏后两个调配节点的距离应不大于20倍局部网格单元特征尺寸。
[0022]优选的，气动线载荷分布修正方法包括：
[0023](a)通过气动线载荷分布可计算得到箭体法向力系数C
n
和压心位置X
p
：
[0024]C
n
＝∑C
′
ni
·
Δx
i
[0025]C
n
X
p
＝∑C
′
ni
·
Δx
i
·
s
i
[0026](b)通过数值仿真或风洞试验或偏差设计得到箭体目标法向力系数C
n,t
和目标压心位置X
p,t
，则存在目标气动线载荷分布C
′
ni,t
满足：
[0027]C
n,t
＝∑C
′
ni,t
·
Δx
i
[0028]C
n,t
X
p,t
＝∑C
′
ni,t
·
Δx
i
·
s
i
[0029](c)通过如下公式可计算得到修正后的目标气动线载荷分布C
′
ni,t
：
[0030]C
′
ni,t
＝[k(x
‑
X
p
)+b]C
′
ni
[0031]式中：
[0032][0033][0034]优选的，气动线载荷分布计算结果至少包括箭体轴向各分段控制体中心坐标s
i
及
法向力系数沿轴向分布密度值C
′
ni,t
。
[0035]优选的，运载火箭线载荷分布至少包括法向力系数沿轴向分布密度。
[0036]一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序指令，所述计算机程序指令在由处理器加载并运行时，使所述处理器执行运载火箭线载荷分布计算及修正方法。
[0037]一种电子设备，包括：
[0038]处理器；以及
[0039]存储器，用于存储计算机程序指令；
[0040]其中当所述计算机程序指令由所述处理器加载并运行时，所述处理器执行运载火箭线载荷分布计算及修正方法。
[0041]本专利技术相比于现有技术具有如下有益效果：
[0042](1)相比于传统方法基于部件组合的工程计算方法，本专利技术基于CFD数值仿真结果，计算得到的运载火箭线载荷分布具有更高的精度；
[0043](2)相比于传统方法需要根据设计师个人经验或者试验数据对运载火箭各部段的气动力进行分配，本专利技术基于CFD数值仿真结果，减少对工程师个人经验的依赖，计算效率高，鲁棒性好；
[0044](3)相比于传统方法计算复杂构型运载火箭精度差的缺点，本专利技术不仅适用于单芯级火箭，同样适用于助推捆绑等复杂构型运载火箭，计算精度高，适应性广；
[0045](4)相比于传统方法无法给出局部线载荷分布细节，本专利技术通过控制调配节点序列的疏密程度，能够较为准确合理给出各个部段上的局部气动线载荷分布情况。
附图说明
[0046]图1为本专利技术提供的气动仿真坐标系示意图；
[0047]图2为本专利技术提供的轴向分段控制体示意图；
[0048]图3为本专利技术提供的箭体表面压力和剪切应力积分示意图；
[0049]图4为本专利技术提供的某运载火箭气动线载荷分布。
具体实施方式
[0050]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。
[0051]一种运载火箭线载荷分布(法向力系数沿轴向分布密度)计算及修正方法，涉及运载火箭载荷计算，具体步骤如下：
[0052](1)采用CFD方法对运载火箭三维模型气动特性进行数值仿真计算，气本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种运载火箭线载荷分布计算及修正方法，其特征在于，包括：(1)采用CFD方法对运载火箭三维模型气动特性进行数值仿真计算，基于数值仿真结果，输出箭体表面气动特性参数；(2)采用分段积分方法计算气动线载荷分布；(3)根据目标法向力系数和目标压心位置对气动线载荷分布进行修正；(4)输出气动线载荷分布计算结果。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，箭体表面气动特性参数至少包括箭体表面每个网格单元中心轴向坐标X
j
、压力P
j
、剪切应力法向分量τ
jy
、单元面积A
j
以及单元法向投影面积A
jy
。3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，气动线载荷分布的计算方法包括：(a)沿箭体轴向设置气动线分布载荷调配节点序列x
i
，i＝1,2,
…
,N；(b)根据调配节点序列x
i
设置箭体轴向分段控制体Δx
i
，同时计算各分段控制体Δx
i
的中心坐标s
i
：：(c)对箭体轴向分段控制体Δx
i
内的所有CFD面网格单元进行积分，根据如下公式计算分段法向力系数ΔC
ni
，其中Q
ref
为参考动压，A
ref
为火箭参考面积：(d)在箭体轴向分段控制体Δx
i
内，根据如下公式计算法向力系数沿轴向分布密度C
′
ni
，其中C
n
为法向力系数：4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，分布调配节点序列x
i
在流动变化剧烈区域加密，在流动变化平缓区域稀疏。5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，对于卫星整流罩头锥、锥柱过渡区域、倒
锥、尾翼安装区域，调配节点加密，加密后两个调配节点的距离不小于3倍局部网格单元特征尺寸；对于一子级筒段区域，稀疏调配节点，稀疏后两个调配节点的距离应不大于20倍局部网格单元特征尺寸。6.根据权利要求3所述的方法，其特征在于：气动线载荷分布修正方法包括：(a)通过气动线载荷分...

【专利技术属性】
技术研发人员：王吉飞，舒忠平，毛玉明，程川，宣传伟，王亚博，朱亮聪，
申请(专利权)人：上海宇航系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：