一種利用輻射角系數(shù)確定火箭底部熱流的方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種利用輻射角系數(shù)確定火箭底部熱流的方法，屬于火箭熱環(huán)境熱防 護設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，主要涉及到運載火箭和液體導(dǎo)彈在上升飛行段底部噴流輻射熱流的確定 方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 對于大型捆綁運載火箭，其底部一般由多臺發(fā)動機構(gòu)成，發(fā)動機噴流彼此干擾，形 成異常復(fù)雜的底部熱環(huán)境。隨著火箭發(fā)射和不斷上升，周圍的大氣壓力逐漸降低，發(fā)動機噴 流不斷膨脹。這不僅意味著火箭正對噴流的底面熱流增大，同時增加的火焰膨脹角也造成 側(cè)壁受到輻射危害。
[0003] 火箭底部熱流是結(jié)構(gòu)防熱設(shè)計的基礎(chǔ)，正確預(yù)示底部熱流，才能合理選取防熱材 料，得到結(jié)構(gòu)的溫度分布和使用強度限制，并最終影響結(jié)構(gòu)重量、儀器電纜安裝位置等?；?箭的底部防熱材料一般面密度較大，如果采用表面最大熱流值作為統(tǒng)一的熱流條件，則會 造成防熱結(jié)構(gòu)超重。為了減輕底部重量，必須給出精細化的熱流條件，即按分布式的思路給 出不同位置的不同熱流。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提出一種利用輻射角系數(shù)確定 火箭底部熱流的方法，該方法根據(jù)噴流膨脹的角度和火箭底部的幾何關(guān)系，通過輻射角系 數(shù)，得到火箭底部不同位置處所受輻射的大小比例關(guān)系，從而得到運載火箭底部不同位置 的熱流分布。
[0005] 本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：
[0006] -種利用輻射角系數(shù)確定火箭底部熱流的方法，該方法的步驟為：
[0007] (1)采用工程經(jīng)驗算法--圓弧近似法(Latvala.E.K)，對火箭在高空中的噴流膨 脹角度進行計算，得到火箭發(fā)動機噴流的膨脹形狀；
[0008] (2)使用Thermal Desktop軟件建立火箭底部和噴流邊界模型，并對火箭底部表面 和噴流邊界表面劃分網(wǎng)格和節(jié)點；
[0009] (3)由于火箭底部在噴流邊界之外，使用圓球簡化模型將噴流高溫氣體輻射簡化 為噴流邊界的黑體表面輻射。根據(jù)噴流氣體溫度、噴流中各組份分壓和噴流的射線長度并 通過經(jīng)驗圖表查到噴流氣體對圓球簡化模型表面的發(fā)射率，并計算表面當(dāng)量輻射熱流； [0010] (4)使用Thermal Desktop軟件中的RadCAD?程序(基于改進的蒙特卡洛光線 追跡理論)計算噴流邊界表面和火箭底部表面之間的角系數(shù)(form factors);
[0011] (5)將步驟(3)得到的球形簡化模型表面的當(dāng)量發(fā)射熱流密度和步驟(4)得到的角 系數(shù)相乘，得到噴流邊界表面每個節(jié)點對火箭底部表面每個節(jié)點的輻射系數(shù)；
[0012] (6)對火箭不同位置的節(jié)點，分別對所有噴流節(jié)點進行輻射系數(shù)的積分，求得火箭 底部不同位置的輻射熱流：
[0013] (7)根據(jù)步驟(6)得到的火箭底部不同位置的輻射熱流對火箭底部的防熱結(jié)構(gòu)進 行指導(dǎo)設(shè)計。
[0014] 有益效果
[0015] (1)本發(fā)明的方法中，對于噴流邊界的計算采用圓弧近似法，該方法得到的結(jié)果在 噴流壓力與外界壓力之比較大時，與試驗結(jié)果吻合良好；
[0016] (2)本發(fā)明的方法基于圓球簡化模型對噴流發(fā)射率進行計算，相較于數(shù)值仿真求 解高溫氣體輻射而言，具有計算簡單、實現(xiàn)快速的優(yōu)勢，并且精度在工程上可以接受；
[0017] (3)本發(fā)明的方法中，對火箭底部表面和噴流邊界表面進行網(wǎng)格劃分，從而得到火 箭底部不同位置的輻射熱流估計值。相較于傳統(tǒng)的單一熱流條件而言更加細化。減少了過 于保守的結(jié)構(gòu)防熱設(shè)計，放寬了儀器電纜的安裝位置要求，為全箭減重和合理布局做出貢 獻。
【附圖說明】
[0018] 圖1為γ =1.4時，圓弧半徑與噴管出口半徑之比；
[0019] 圖2為利用圓弧近似法計算的火箭噴流膨脹形狀；
[0020] 圖3為火箭底部和噴流膨脹表面CAD模型及網(wǎng)格；
[0021] 圖4為水蒸氣Η20黑度修正系數(shù)；
[0022]圖5為水蒸氣Η20黑度未修正值；
[0023]圖6為二氧化碳C02黑度修正系數(shù)；
[0024]圖7為二氧化碳C02黑度未修正值。
【具體實施方式】
[0025] 首先采用圓弧近似法計算對火箭在高空中的噴流邊界。使用Thermal Desktop軟 件建立火箭底部和噴流膨脹表面模型，并對這些表面劃分網(wǎng)格和節(jié)點。使用圓球簡化模型 將噴流高溫氣體輻射簡化為噴流邊界的黑體表面輻射，該輻射的發(fā)射率由氣體溫度、各組 份分壓和射線長度等參數(shù)帶入經(jīng)驗圖表查詢而得，從而得到圓球簡化模型各節(jié)點的當(dāng)量輻 射熱流。在軟件中計算噴流曲面和火箭底部平面之間的角系數(shù)，對于火箭底部表面的每個 節(jié)點，對所有噴流邊界表面節(jié)點的角系數(shù)與當(dāng)量輻射熱流的乘積進行積分，從而得到火箭 底部不同位置吸收的輻射熱流，即得到火箭底部輻射熱流分布情況。
[0026]以大型捆綁運載火箭底部噴流輻射為例，火箭底部熱流的確定方法，步驟為：
[0027] (1)采用工程經(jīng)驗算法一一圓弧近似法(Latvala.E.K)，對火箭在高空中的噴流膨 脹角度進行計算，得到火箭發(fā)動機噴流的膨脹形狀；
[0028] 圓弧近似法是用一段圓弧代替噴流邊界的方法。圓弧在噴管出口處的切線同噴管 軸線的夾角(初始膨脹角)ai按下式計算：
[0029] ai = Θι-Θθ+Θ〇
[0030] 式中：
[0031] 按環(huán)境壓力與滯止壓力之比確定的普朗特-邁耶爾角，（°);
[0032] -按噴管出口壓力與滯止壓力之比確定的普朗特-邁耶爾角，（° );
[0033] 一噴管出口半角，（。）。
[0034] 圓弧半徑R按下式計算：
[0035]
[0036] 式中： R
[0037] 一一圓弧半徑與噴管出口半徑之比；
[0038]-指γ = 1.4時，圓弧半徑與噴管出口半徑之比，當(dāng)噴管出口噴流的馬赫數(shù) V
^ / 1.4
不同時 具有不同的取值，如圖1所示； …，1.4
[0039] Me-噴管出口噴流的馬赫數(shù)；
[0040] γ-噴管出口噴流的氣體比熱比。
[0041] 由這種方法得到火箭發(fā)動機噴流邊界的形狀，如圖2所示。
[0042] (2)使用Thermal Desktop軟件建立火箭底部表面和噴流邊界表面模型，并對這些 表面劃分網(wǎng)格和節(jié)點，如圖3所示；
[0043] (3)使用圓球簡化模型將噴流高溫氣體輻射簡化為噴流邊界黑體表面輻射。對于 球形邊界表面，高溫氣體平均射線長度為〇. 6d，d為球形的直徑，d = 2R。
[0044] 假設(shè)發(fā)動機噴流的組份為:H20、C02、C0、H2，可只計算其中類似H 20、⑶2的極性分子 組份，而其他非極性分子如C0、出可以忽略不計。
[0045] 按下式計算球形簡化模型表面的當(dāng)量發(fā)射熱流密度q(kw/m2)(認為高溫氣體的溫 度不受火箭壁面溫度的影響，即只考慮氣