體的放熱而不考慮氣體的吸熱）。
[0046]
[0047]
[0048] 式中分別為水蒸氣和二氧化碳氣體的黑度，分別為水蒸氣 和二氧化碳氣體的黑度修正系數(shù)，>^^￡3和_^^2〇由水蒸氣的分壓和水蒸氣的溫度確定， 和<^%由二氧化碳的分壓和二氧化碳的溫度確定，通過圖4-圖7的圖表查閱得。
[0049] 隨著噴流不斷的膨脹，下游的溫度和壓力逐漸降低，相應(yīng)組份的分壓也逐漸減少。 因此各節(jié)點處的發(fā)射熱流密度q(j)不同（j是噴流邊界各節(jié)點的序號）。
[0050] (4)使用Thermal Desktop軟件中的Ra_d_C鳥D?程序計算噴流邊界表面和火箭 底部表面之間的角系數(shù)，得到一系列的Xi,j。其中i指火箭底部每個節(jié)點的序號，j指噴流邊 界表面每個節(jié)點的序號；
[0051] (5)將步驟(3)得到的球形簡化模型表面的當量發(fā)射熱流密度q(j)和步驟(4)得到 的一系列XU相乘，即q(j)XX^，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 車雖射系數(shù)；
[0052] (6)對火箭不同位置(不同i序號）的節(jié)點，分別對所有噴流節(jié)點（不同j序號）進行 輻射系數(shù)的積分，即求得火箭底部不同位置的輻射熱流：
[0053]
[0054] 式中：
[0055] Μ-火箭底部表面不同位置網(wǎng)格的面積；
[0056] Aj-噴流邊界表面不同位置網(wǎng)格的面積；
[0057] (7)根據(jù)步驟(6)得到的熱流分布對火箭底部的防熱結(jié)構(gòu)進行指導(dǎo)設(shè)計，已經(jīng)成功 應(yīng)用于CZ-5型號研制中。
[0058] 實施例
[0059] (1)采用圓弧近似法對火箭在高空中的噴流膨脹角度進行計算：
[0060] 為按環(huán)境壓力與滯止壓力之比確定的普朗特-邁耶爾角，例中火箭發(fā)動機的θ1 = 74° ;06為噴管出口壓力與滯止壓力之比確定的普朗特-邁耶爾角，例中火箭發(fā)動機的0e = 55° ;θ〇為例中火箭發(fā)動機噴管的θ〇=15°。
[0061 ]則噴流膨脹角度&1 = = 74°-55°+15° =34°
[0062]圓弧半徑R按下式計算：
[0063]
[0064] 例中火箭發(fā)動機噴管出口噴流的馬赫數(shù)Me = 3.9;

[0065] 取值查圖1，得3 .4
[0066] 例中火箭發(fā)動機噴流氣體的比熱比γ = 1.2;
[0067] 例中火箭發(fā)動機噴口半徑re = 0.67m;
[0068]
[0069] 則發(fā)動機噴流的圓弧半徑R = 9.8m。
[0070] 由這種方法得到火箭發(fā)動機噴流邊界形狀，如圖2所示。
[0071] (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；
[0072] (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0.6d = 11.76m(d為球形的直徑，d = 2R)。
[0073] 例中發(fā)動機噴流的組份為:H20、C02、C0、H2，只計算其中極性分子組份H 20、C02，而忽 略C0、H2組份。
[0074] 例中發(fā)動機出口噴流中⑶2分壓=131 OOPa，H20分壓=19400Pa。燃氣溫度均勻為 2000K，則通過圖4-圖7的圖表查閱得06、=0.0775、=0.8。
[0075] 則對于發(fā)動機出口附近噴流邊界表面：
[0076]
[0077]
[0078] 隨著噴流不斷的膨脹，下游的壓力逐漸降低，相應(yīng)組份的分壓也逐漸減少，這里不 --列舉。
[0079] (4)使用Thermal Desktop軟件中的RadCAD?程序計算噴流邊界表面和火箭底 部表面之間的角系數(shù)，得到一系列的Χ^，其中i指火箭底部每個節(jié)點的序號，j指噴流邊界 表面每個節(jié)點的序號。例如圖3中標識的噴流表面網(wǎng)格節(jié)點j = 1對火箭底部表面網(wǎng)格節(jié)點i =1的角系數(shù)為Χι,1 = 0.022。
[0080] (5)將步驟(3)得到的球形簡化模型表面的當量發(fā)射熱流密度q(j)和步驟(4)得到 的一系列Xi,j相乘。本例中，噴管出口對于噴管出口附近的節(jié)點，q(j)XXi,j = 91 X0.022 = 2·002kw/m2。
[0081] (6)對火箭不同位置(不同i序號）的節(jié)點，分別對所有噴流節(jié)點（不同j序號）進行 輻射熱流的積分，得到火箭底部表面網(wǎng)格節(jié)點i所接受的整個噴流輻射熱流密度Q(i)。例如 圖3中標識的火箭底部表面網(wǎng)格節(jié)點i有
，采用 相同方法計算其余節(jié)點所接受的整個噴流輻射熱流密度。
[0082] (7)根據(jù)步驟(6)得到的火箭底部每個網(wǎng)格節(jié)點所接受的整個噴流輻射熱流密度 (即熱流分布），對火箭底部的防熱結(jié)構(gòu)進行指導(dǎo)設(shè)計，已經(jīng)成功應(yīng)用于火箭型號研制中。
【主權(quán)項】
1. 一種利用輻射角系數(shù)確定火箭底部熱流的方法，其特征在于該方法的步驟為： (1) 采用圓弧近似法，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； (2) 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) 占. (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的黑體表面輻射，根據(jù)噴 流氣體溫度、噴流中各組份分壓、噴流的射線長度和噴流氣體對圓球簡化模型表面的發(fā)射 率，計算表面當量輻射熱流； (4) 確定噴流邊界表面和火箭底部表面之間的角系數(shù)； (5) 將步驟(3)得到的球形簡化模型表面的當量發(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)； (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。
【專利摘要】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。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；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。
【IPC分類】G06F17/50
【公開號】CN105468846
【申請?zhí)枴緾N201510825191
【發(fā)明人】楊虎軍, 沈丹, 蘇虹, 黃兵, 徐珊姝, 李凰立, 張耘隆, 吳彥森, 杜濤, 馬小亮, 宮宇昆
【申請人】北京宇航系統(tǒng)工程研究所, 中國運載火箭技術(shù)研究院
【公開日】2016年4月6日
【申請日】2015年11月24日