一种运载火箭空间外热流计算方法
【专利摘要】一种运载火箭空间外热流计算方法，步骤为：(1)进行初始时刻坐标系转换，得到初始转换矩阵；(2)进行瞬时坐标系转换，得到瞬时转换矩阵；(3)确定太阳光矢量、地球红外辐射矢量、地球反照太阳辐射矢量与瞬时火箭箭体坐标系的夹角余弦；(4)建立环境虚拟映射面，确定箭体表面空间外热流。该方法将轨道动力学和热力学相结合，以蒙特卡罗法辐射热流计算为基础，精细确定箭体复杂表面的空间外热流，有效解决了表面间的遮挡及多次反射问题，简化坐标转换和数学计算流程。
【专利说明】一种运载火箭空间外热流计算方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种运载火箭空间外热流计算方法，属于运载火箭热环境分析与设 计。
【背景技术】
[0002] 火箭二级飞行过程中，受到的空间外热流包括：太阳辐射热流、地球红外辐射热流 及地球反照太阳辐射热流。太阳辐射热流在三种外热流中占的比例最大，是影响仪器设备 温度的一个主要因素，同时其模拟计算过程也比较复杂。热环境的分析过程中，准确计算箭 体外表面所接受的辐射热流，是整个热分析计算结果精确可靠的重要保证。
[0003] 计算箭体外表面所吸收的空间外热流，需了解火箭、地球和太阳之间的空间位置 关系。本发明将空间轨道应用到火箭的轨道分析上，获得瞬时火箭箭体坐标系与地心赤道 坐标系的转换关系，建立与瞬时火箭箭体坐标系直接关联的环境虚拟映射面，得到环境虚 拟面上的空间外热流，进而，通过基于蒙特卡罗法的复杂系统表面辐射计算环境虚拟映射 面与箭体表面之间、箭体表面与箭体表面之间的辐射热流，获得火箭飞行过程中箭体表面 各处吸收的空间外热流。计算中考虑了各部位对空间辐射热流的遮挡、复杂表面对辐射热 流的多次反射等因素。
【发明内容】
[0004] 本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种运载火箭空间外热 流计算方法，该方法能够准确计算箭体外表面所接受的外空间辐射热流，为热分析计算提 供准确可靠的输入。
[0005] 本发明的技术解决方案是：
[0006] -种运载火箭空间外热流计算方法，步骤如下：
[0007] (1)进行初始时刻坐标系转换，得到初始转换矩阵，具体为：
[0008] (I. 1)建立地心赤道坐标系：以地心为原点，春分点方向为X轴，地心到北极方向 为Z轴，y轴符合右手法则；
[0009] (1. 2)建立火箭速度坐标系：以火箭的理论尖点作为原点，火箭速度方向为X轴， 火箭所在轨道面正法向方向为z轴，y轴符合右手法则；
[0010] (1. 3)建立火箭箭体坐标系：以火箭理论尖点作为原点，沿火箭纵轴指向头部为X 轴，在火箭纵对称面垂直于X轴，指向III象限线为y轴，z轴符合右手法则；
[0011] (1. 4)确定所述地心赤道坐标系和初始时刻火箭速度坐标系之间的转换矩阵H。， 所述转换矩阵具体为：
【权利要求】
1. 一种运载火箭空间外热流计算方法，其特征在于步骤如下： (1) 进行初始时刻坐标系转换，得到初始转换矩阵，具体为： (1. 1)建立地心赤道坐标系：以地心为原点,春分点方向为X轴，地心到北极方向为Z轴，y轴符合右手法则； (1. 2)建立火箭速度坐标系：以火箭的理论尖点作为原点，火箭速度方向为x轴，火箭 所在轨道面正法向方向为z轴，y轴符合右手法则； (1. 3)建立火箭箭体坐标系：以火箭理论尖点作为原点，沿火箭纵轴指向头部为x轴， 在火箭纵对称面垂直于x轴，指向箭体III象限线为y轴，z轴符合右手法则； (1. 4)确定所述地心赤道坐标系和初始时刻火箭速度坐标系之间的转换矩阵％，所述 转换矩阵具体为：
'其中，为轨道倾角i的初始值； 为升交点经度Ct￡2的初始值； (1. 5)确定所述初始时刻火箭速度坐标系和火箭箭体坐标系之间的转换矩阵％，所述 转换矩阵具体为： ，其中，a〇为飞行攻角的初始值；^飞行 侧涫用的忉妬但；
(1. 6)通过矩阵％与矩阵％的逆矩阵相乘，得到地心赤道坐标系和初始时刻火箭箭体 坐标系之间的初始转换矩阵TwI； =lyv1; (2) 进行瞬时火箭箭体坐标系与地心赤道坐标系的坐标系转换，得到瞬时转换矩阵，具 体为： (2. 1)确定同一时刻相邻轨道面的火箭速度坐标系转换矩阵，所述转换矩阵民+1具 体为：当
时，
，其中，为火箭速度坐标系z轴在同一时刻相邻轨道面转 过的角度；a'n为升交点经度an的一阶导数，为运载火箭在!*轨道面的升交点经度， 为运载火箭在相邻轨道面r+1轨道面的升交点经度；At为运载火箭从r轨道面飞行 至ljr+1轨道面的时间； (2. 2)确定同一轨道面相邻时刻的火箭速度坐标系转换矩阵，所述转换矩阵具体 为：
其中Ay+1为火箭速度坐标系x轴在同一轨道面相邻时刻 转过的角度； (2. 3)通过矩阵与矩阵相乘，得到瞬时火箭速度坐标系与前一时刻的火箭速度 坐标系之间的转换矩阵Krt，; (2. 4)确定瞬时火箭速度坐标系和瞬时火箭箭体坐标系之间的转换矩阵比+1，所述转换 矩阵具体为：
，其中，为瞬时飞行攻角； 3为瞬时飞行侧滑角； (2. 5)通过矩阵相乘得到瞬时火箭箭体坐标系与前一时刻火箭箭体坐标系之间的转换 矩阵Gr+1，Gr+1 =比心+此+厂1 ; (2. 4)由迭代求解，得到瞬时火箭箭体坐标系与地心赤道坐标系之间的转换，即瞬时转 换矩阵Tr+1 :Tr+1 =TrGrt =…=TQGr"GrGr+1 ; (3)通过公式
，确定太阳光矢量与瞬时火箭箭体坐标系的夹角余 弦COS(i、COS( 2 和C〇S ( 3，其中
，COS€i、COS€ 2 和C〇S € 3 为 太阳光矢量在地心赤道坐标系中与各坐标轴的夹角余弦；通过公式
?确 定地球红外福射矢量与瞬时火箭箭体坐标系的夹角余弦cosr^、COS 和COSn3，其中
，cosiii、cosii2和cosii3为地球红外福射矢量在地心 赤道坐标系中与各坐标轴的夹角余弦；通过公式
，确定地球反照太阳辐 射矢量与瞬时火箭箭体坐标系的夹角余弦COS Y i、COS Y2和COS Y 3,其中f= (COSFt， COSV2，COSV,)，cos V pcos V2和cosV3为地球反照太阳辐射矢量在地心赤道坐标系中 与各坐标轴的夹角余弦；为火箭箭体坐标系的 W I I j r11 r5 i
单位向量； (4)建立环境虚拟映射面，确定箭体表面空间外热流，具体为： (4. 1)建立环境虚拟映射面，同一时刻有三个面被太阳光或地球红外辐射或地球反照 太阳辐射照射到，其他三个面未被照射到； 当所述三个面被太阳光照射到时，该三个面的V均为90° <V< 180°，V为太阳 光矢量与所述环境虚拟映射面法线的夹角，通过公式
计算三个被太阳光照 射到的环境虚拟映射面的太阳辐射热流QlS、Q2s和Q3s; 未被照射到的三个面的V均为V< 90°，太阳辐射热流为0 ; 其中S为太阳辐射常数，S= 1353W/m2,ApA2,A3为三个可以照射的环境虚拟映射面的 面积，cosVi、cosV2和cosV3为太阳光矢量与三个可以照射的环境虚拟映射面夹角的法 向余弦，
当所述三个面被地球红外辐射照射到时，该的三个面的e均为90° < 0 <180°，0 为地球红外辐射矢量与所述环境虚拟映射面法线的夹角，通过公式
计算三 个被地球红外辐射照射到的环境虚拟映射面的地球红外辐射热流、gf和af; 未被照射到的三个面的0均为0 <90°，地球红外辐射热流为0; 其中E为地球红外辐射常数，E= 320W/m2，A'pA' 2，A' 3为三个地球红外辐射可以 照射的环境虚拟映射面的面积，cos0cos0 2和cos0 3为地球红外辐射矢量与三个可以 照射的环境虚拟映射面夹角的法向余弦，
当所述三个面被地球反照太阳辐射照射到时，被地球反照太阳辐射照射到的三个面的t均为90' <t<180'，t为地球反照太阳辐射矢量与所述环境虚拟映射面法线的夹 角，通过公式
计算三个被地球反照太阳辐射照射到的环境虚拟映射面的地 球反照太阳辐射热流这、送和饮+; 未被照射到的三个面的T均为T< 90'，地球反照太阳辐射热流为0; 其中Y为地球反照太阳辐射常数，，A2"，A3"为三个地球反照太阳辐 射可以照射的环境虚拟映射面的面积，costcost2和cost3为地球反照太阳辐射矢量 与三个可以照射的环境虚拟映射面夹角的法向余弦，
(4. 2)采用蒙特卡罗法求解环境虚拟映射面与箭体表面之间、箭体表面与箭体表面之 间的辐射热流，得到箭体表面所受辐射热流，即箭体表面所受空间外热流。
2. 根据权利要求1所述的一种运载火箭空间外热流计算方法，其特征在于：所述环 境虚拟映射面为一个长方体结构，将运载火箭包覆在其中，该长方体结构六个面在火箭箭 体坐标系中的面法向矢量分别为（1，〇,〇)、（〇，1，〇)、（〇,〇，1)、（_1，〇,〇)、（0, _1，〇)和（0， 〇, _1); 长方体结构的六个面将外部投射来的环境热流全部吸收，同时，所述六个面自身不积 聚能量，外部投射来的环境热流在虚拟面内表面与火箭的外表面之间通过辐射换热传递。
3. 根据权利要求1所述的一种运载火箭空间外热流计算方法，其特征在于：所述初始 时刻火箭箭体坐标系是指运载火箭发射时的火箭箭体坐标系，所述瞬时火箭箭体坐标系是 指运载火箭飞行过程中的火箭箭体坐标系，初始时刻火箭箭体坐标系和瞬时火箭箭体坐标 系均以火箭的理论尖点作为原点，沿火箭纵轴指向头部为X轴，在火箭纵对称面垂直于X 轴，指向III象限线为y轴，Z轴符合右手法则
4. 根据权利要求1所述的一种运载火箭空间外热流计算方法，其特征在于：所述初始 时刻火箭速度坐标系是指运载火箭发射时的火箭速度坐标系，所述瞬时火箭箭体坐标系是 指运载火箭飞行过程中的火箭速度坐标系，初始时刻火箭速度坐标系和瞬时火箭速度坐标 系均以火箭的理论尖点作为原点，火箭速度方向为x轴，火箭所在轨道面正法向方向为z 轴，y轴符合右手法则。
【文档编号】G06F19/00GK104408279SQ201410528656
【公开日】2015年3月11日 申请日期:2014年10月9日 优先权日:2014年10月9日
【发明者】苏虹, 马小亮, 杨虎军, 徐珊姝, 沈丹, 吴彦森, 何巍, 李凰立, 杜涛 申请人:北京宇航系统工程研究所, 中国运载火箭技术研究院