一种运载火箭导流系统的设计方法技术方案

本发明专利技术提供一种运载火箭导流系统的设计方法

【技术实现步骤摘要】
一种运载火箭导流系统的设计方法、导流系统和运载火箭


[0001]本专利技术涉及火箭发动机测试
，具体涉及一种运载火箭导流系统的设计方法
、
导流系统和运载火箭
。

技术介绍

[0002]在火箭发射过程中，需要采用导流系统对火箭起飞产生的热流进行排导，现有的国内外运载火箭的发射在传统上采用导流槽的形式，也有采用导流锥的形式，但是，无论导流槽还是导流锥都是通过增加火箭距离导流系统的距离，以此来降低火焰的温度，从而降低导流器的耐热设计指标
。
但增加了火箭距离导流器的高度，要么需要深挖导流槽，产生大量的土建施工量；要么提高了发射台的设计高度，增加了设计成本，降低了安全性和可靠性
。
[0003]因此，亟需一种导流系统的设计方法，可以实现主动水冷式的导流槽设计，进而降低导流器距离火箭的距离，避免深挖导流槽或者避免提高发射台高度，并能够成功把火箭起飞产生的热流排导出去，避免影响火箭的起飞安全性
。

技术实现思路

[0004]有鉴于此，本专利技术实施例的目的在于提供一种运载火箭导流系统的设计方法
、
导流系统和运载火箭，采用液冷式的导流槽设计，以降低导流器距离火箭的距离，避免深挖导流槽或者避免提高发射台高度，并能够成功把火箭起飞产生的热流排导出去，避免影响火箭的起飞安全性
。
[0005]为达上述目的，第一方面，本专利技术实施例提供了一种液体冷却式运载火箭导流系统的设计方法，所述设计方法包括：
[0006]根据火箭发动机的相关参数确定导流器的外形；
[0007]根据火箭发射时火焰冲击产生的压力和导流器的材料性能计算所述导流器的蒙皮厚度；
[0008]根据火箭工作过程中产生的热通量
、
导流器中冷却介质的流速
、
所述导流器的外形和所述蒙皮厚度确定所述导流器的通孔的尺寸；
[0009]根据所述通孔的尺寸和导流器的冷却介质的流速确定所述冷却介质与所述导流器的蒙皮之间的热对流系数；
[0010]根据导流器单位面积的热流量
、
所述热对流系数
、
所述冷却介质的沸点温度通过有限元软件计算所述导流器的蒙皮的导流温度，并根据所述蒙皮的导流温度确定导流系统是否满足设计要求
。
[0011]在一些可能的实施方式中，所述的根据所述蒙皮的导流温度确定导流系统是否满足设计要求，具体包括：
[0012]如果所述导流器的蒙皮的导流温度小于预设的温度阈值，则所述导流系统满足设计要求；
[0013]如果所述导流器的蒙皮的导流温度大于所述预设的温度阈值，则所述导流系统不满足设计要求，需要增加所述冷却介质的流速，重新计算所述蒙皮的导流温度
。
[0014]在一些可能的实施方式中，根据如下公式计算所述导流器的蒙皮的温度：
Q
＝
p*(t
W
‑
t∞)
，其中
Q
为导流器单位面积的热流量，
p
热对流系数
、t∞
为冷却介质的沸点温度，
t
W
为导流器的蒙皮的导流温度
。
在一些可能的实施方式中，所述的根据火箭发动机的相关参数确定导流器的外形，具体包括：
[0015]根据火箭的基础级发动机的布局
、
单台发动机的安装角度以及发动机喉部的燃气参数确定所述导流器的长度和宽度；
[0016]根据发动机喷口到所述导流器的上端面的最小距离确定所述导流器的高度
。
[0017]在一些可能的实施方式中，所述设计方法还包括：
[0018]对所述导流器的外形进行流场仿真计算，确定所述导流器的长度
、
宽度和高度是否满足导流要求；
[0019]如果满足导流要求，则进行导流器的结构和降温设计，如果不满足导流要求，则重新设计所述导流器的外形
。
[0020]在一些可能的实施方式中，所述设计方法还包括：
[0021]当所述导流系统满足设计要求时，根据火箭起飞过程中火焰作用在所述导流器上的时间确定导流器单次工作时间；
[0022]根据所述冷却介质的流量和所述导流器单次工作的时间确定所述导流系统的水池体积
。
[0023]在一些可能的实施方式中，所述设计方法还包括：根据所述冷却介质的流速和所述导流器的通孔的尺寸确定冷却介质的流量，根据所述冷却介质的流量计算水泵功率
。
[0024]在一些可能的实施方式中，根据所述水泵功率计算所述导流系统的电量
。
[0025]第二方面，本专利技术实施例还提供了一种导流系统，所述导流系统是采用上述所述的设计方法设计的
。
[0026]第三方面，本专利技术实施例还提供了一种运载火箭，所述运载火箭使用上述所述的导流系统进行导流
。
[0027]上述技术方案的有益技术效果在于：
[0028]本专利技术实施例提供的一种运载火箭导流系统的设计方法
、
导流系统和运载火箭，该设计方法包括：根据火箭发动机的相关参数确定导流器的外形；根据火箭发射时火焰冲击产生的压力和导流器的材料性能计算导流器的蒙皮厚度；根据火箭工作过程中产生的热通量
、
导流器的外形
、
蒙皮厚度和导流器中冷却介质的流速确定导流器的通孔的尺寸；根据通孔的尺寸和导流器的冷却介质的流速确定冷却介质与导流器的蒙皮之间的热对流系数；根据导流器单位面积的热流量
、
热对流系数
、
冷却介质的沸点温度通过有限元软件计算导流器的蒙皮的导流温度，并根据蒙皮的导流温度确定导流系统是否满足设计要求
。
本专利技术实施例采用液冷式的导流槽设计，可以降低导流器距离火箭的距离，避免深挖导流槽或者避免提高发射台高度，并能够成功把火箭起飞产生的热流排导出去，避免影响火箭的起飞安全性
。
附图说明
[0029]为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图
。
[0030]图1是本专利技术实施例的一种运载火箭导流系统的设计方法的流程图；
[0031]图2是本专利技术实施例的一种导流器的外形结构示意图；
[0032]图3是本专利技术实施例的一种运载火箭导流系统的设计方法的流转图
。
具体实施方式
[0033]下面将详细描述本专利技术的各个方面的特征和示例性实施例
。
在下面的详细描述中，提出了许多具体细节，以便提供对本专利技术的全面理解
。
但是，对于本领域技术人员来说很明显的是，本专利技术可以在不需要这些具本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种运载火箭导流系统的设计方法，其特征在于，所述设计方法包括：根据火箭发动机的相关参数确定导流器的外形；根据火箭发射时火焰冲击产生的压力和导流器的材料性能计算所述导流器的蒙皮厚度；根据火箭工作过程中产生的热通量
、
导流器中冷却介质的流速
、
所述导流器的外形和所述蒙皮厚度确定所述导流器的通孔的尺寸；根据所述通孔的尺寸和导流器的冷却介质的流速确定所述冷却介质与所述导流器的蒙皮之间的热对流系数；根据导流器单位面积的热流量
、
所述热对流系数
、
所述冷却介质的沸点温度通过有限元软件计算所述导流器的蒙皮的导流温度，并根据所述蒙皮的导流温度确定导流系统是否满足设计要求
。2.
根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于，所述的根据所述蒙皮的导流温度确定导流系统是否满足设计要求，具体包括：如果所述导流器的蒙皮的导流温度小于预设的温度阈值，则所述导流系统满足设计要求；如果所述导流器的蒙皮的导流温度大于所述预设的温度阈值，则所述导流系统不满足设计要求，需要增加所述冷却介质的流速，重新计算所述蒙皮的导流温度
。3.
根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于，根据如下公式计算所述导流器的蒙皮的温度：
Q
＝
p*(t
W
‑
t∞)
，其中，
Q
为导流器单位面积的热流量，
p
热对流系数
、t∞
为冷却介质的沸点温度，
t
W
为导流器的蒙皮的导流温...

【专利技术属性】
技术研发人员：郭凤明，
申请(专利权)人：北京天兵科技有限公司，
类型：发明
国别省市：