一种利用辐射角系数确定火箭底部热流的方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种利用辐射角系数确定火箭底部热流的方法，属于火箭热环境热防 护设计技术领域，主要涉及到运载火箭和液体导弹在上升飞行段底部喷流辐射热流的确定 方法。
【背景技术】
[0002] 对于大型捆绑运载火箭，其底部一般由多台发动机构成，发动机喷流彼此干扰，形 成异常复杂的底部热环境。随着火箭发射和不断上升，周围的大气压力逐渐降低，发动机喷 流不断膨胀。这不仅意味着火箭正对喷流的底面热流增大，同时增加的火焰膨胀角也造成 侧壁受到辐射危害。
[0003] 火箭底部热流是结构防热设计的基础，正确预示底部热流，才能合理选取防热材 料，得到结构的温度分布和使用强度限制，并最终影响结构重量、仪器电缆安装位置等。火 箭的底部防热材料一般面密度较大，如果采用表面最大热流值作为统一的热流条件，则会 造成防热结构超重。为了减轻底部重量，必须给出精细化的热流条件，即按分布式的思路给 出不同位置的不同热流。
【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，提出一种利用辐射角系数确定 火箭底部热流的方法，该方法根据喷流膨胀的角度和火箭底部的几何关系，通过辐射角系 数，得到火箭底部不同位置处所受辐射的大小比例关系，从而得到运载火箭底部不同位置 的热流分布。
[0005] 本发明的技术解决方案是：
[0006] -种利用辐射角系数确定火箭底部热流的方法，该方法的步骤为：
[0007] (1)采用工程经验算法--圆弧近似法(Latvala.E.K)，对火箭在高空中的喷流膨 胀角度进行计算，得到火箭发动机喷流的膨胀形状；
[0008] (2)使用Thermal Desktop软件建立火箭底部和喷流边界模型，并对火箭底部表面 和喷流边界表面划分网格和节点；
[0009] (3)由于火箭底部在喷流边界之外，使用圆球简化模型将喷流高温气体辐射简化 为喷流边界的黑体表面辐射。根据喷流气体温度、喷流中各组份分压和喷流的射线长度并 通过经验图表查到喷流气体对圆球简化模型表面的发射率，并计算表面当量辐射热流； [0010] (4)使用Thermal Desktop软件中的RadCAD?程序(基于改进的蒙特卡洛光线 追迹理论)计算喷流边界表面和火箭底部表面之间的角系数(form factors);
[0011] (5)将步骤(3)得到的球形简化模型表面的当量发射热流密度和步骤(4)得到的角 系数相乘，得到喷流边界表面每个节点对火箭底部表面每个节点的辐射系数；
[0012] (6)对火箭不同位置的节点，分别对所有喷流节点进行辐射系数的积分，求得火箭 底部不同位置的辐射热流：
[0013] (7)根据步骤(6)得到的火箭底部不同位置的辐射热流对火箭底部的防热结构进 行指导设计。
[0014] 有益效果
[0015] (1)本发明的方法中，对于喷流边界的计算采用圆弧近似法，该方法得到的结果在 喷流压力与外界压力之比较大时，与试验结果吻合良好；
[0016] (2)本发明的方法基于圆球简化模型对喷流发射率进行计算，相较于数值仿真求 解高温气体辐射而言，具有计算简单、实现快速的优势，并且精度在工程上可以接受；
[0017] (3)本发明的方法中，对火箭底部表面和喷流边界表面进行网格划分，从而得到火 箭底部不同位置的辐射热流估计值。相较于传统的单一热流条件而言更加细化。减少了过 于保守的结构防热设计，放宽了仪器电缆的安装位置要求，为全箭减重和合理布局做出贡 献。
【附图说明】
[0018] 图1为γ =1.4时，圆弧半径与喷管出口半径之比；
[0019] 图2为利用圆弧近似法计算的火箭喷流膨胀形状；
[0020] 图3为火箭底部和喷流膨胀表面CAD模型及网格；
[0021] 图4为水蒸气Η20黑度修正系数；
[0022]图5为水蒸气Η20黑度未修正值；
[0023]图6为二氧化碳C02黑度修正系数；
[0024]图7为二氧化碳C02黑度未修正值。
【具体实施方式】
[0025] 首先采用圆弧近似法计算对火箭在高空中的喷流边界。使用Thermal Desktop软 件建立火箭底部和喷流膨胀表面模型，并对这些表面划分网格和节点。使用圆球简化模型 将喷流高温气体辐射简化为喷流边界的黑体表面辐射，该辐射的发射率由气体温度、各组 份分压和射线长度等参数带入经验图表查询而得，从而得到圆球简化模型各节点的当量辐 射热流。在软件中计算喷流曲面和火箭底部平面之间的角系数，对于火箭底部表面的每个 节点，对所有喷流边界表面节点的角系数与当量辐射热流的乘积进行积分，从而得到火箭 底部不同位置吸收的辐射热流，即得到火箭底部辐射热流分布情况。
[0026]以大型捆绑运载火箭底部喷流辐射为例，火箭底部热流的确定方法，步骤为：
[0027] (1)采用工程经验算法一一圆弧近似法(Latvala.E.K)，对火箭在高空中的喷流膨 胀角度进行计算，得到火箭发动机喷流的膨胀形状；
[0028] 圆弧近似法是用一段圆弧代替喷流边界的方法。圆弧在喷管出口处的切线同喷管 轴线的夹角(初始膨胀角)ai按下式计算：
[0029] ai = Θι-Θθ+Θ〇
[0030] 式中：
[0031] 按环境压力与滞止压力之比确定的普朗特-迈耶尔角，（°);
[0032] -按喷管出口压力与滞止压力之比确定的普朗特-迈耶尔角，（° );
[0033] 一喷管出口半角，（。）。
[0034] 圆弧半径R按下式计算：
[0035]
[0036] 式中： R
[0037] 一一圆弧半径与喷管出口半径之比；
[0038]-指γ = 1.4时，圆弧半径与喷管出口半径之比，当喷管出口喷流的马赫数 V
^ / 1.4
不同时 具有不同的取值，如图1所示； …，1.4
[0039] Me-喷管出口喷流的马赫数；
[0040] γ-喷管出口喷流的气体比热比。
[0041] 由这种方法得到火箭发动机喷流边界的形状，如图2所示。
[0042] (2)使用Thermal Desktop软件建立火箭底部表面和喷流边界表面模型，并对这些 表面划分网格和节点，如图3所示；
[0043] (3)使用圆球简化模型将喷流高温气体辐射简化为喷流边界黑体表面辐射。对于 球形边界表面，高温气体平均射线长度为〇. 6d，d为球形的直径，d = 2R。
[0044] 假设发动机喷流的组份为:H20、C02、C0、H2，可只计算其中类似H 20、⑶2的极性分子 组份，而其他非极性分子如C0、出可以忽略不计。
[0045] 按下式计算球形简化模型表面的当量发射热流密度q(kw/m2)(认为高温气体的温 度不受火箭壁面温度的影响，即只考虑气