CN112115551A - 一种用于运载火箭级间热分离运动的预示方法 - Google Patents
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Abstract
一种用于运载火箭级间热分离运动的预示方法，是一种考虑环境和运动参数耦合作用下的等效模化预示方法。该方法针对多级运载火箭大气层中的一级热分离，通过建立分离过程中级间憋压段、分离运动段的质量平衡、能量平衡和动力学平衡方程组，并模化上面级燃气对下面级的作用力，实现对热分离过程中环境参数及运动参数的同时预示，达到了较好的效果。
Description
技术领域
本发明是一种针对运载火箭热分离运动预示的等效模化方法，用于多干扰、 强非线性下的火箭级间热分离设计，属于运载火箭和导弹的分离系统设计领域。
背景技术
运载火箭的分离系统是火箭的重要分系统，它的作用是将火箭飞行过程中 已经完成其预定工作，而且在继续飞行中无用的部分分离并抛掉，从而改善火 箭的质量特性，提高运载能力。火箭飞行中的级间分离一般有两种：一种是冷 分离，其特点是在两级分离到一定距离后，上面级发动机才点火工作。另一种 是热分离，其特点是上面级发动机点火后，级间结构才解锁分离。
两种分离方式特点鲜明，其中冷分离下级间结构承受的压强小，热流低， 但存在失控时间长、对上面级飞行的初始稳定性影响大的劣势；热分离由于上 面级发动机燃气流的作用，两级分离速度快，两级分离碰撞危险性小，上面级 初始稳定性好，但级间段结构要承受分离时的高温高压燃气作用。火箭在大气 层外的级间分离一般采用冷分离方式，而在大气层内一般采用热分离。
由于级间热分离涉及上下两级发动机的点火、关机特性，喷管堵片打开后 级间憋压特性，级间分离过程中舱段进排气特性、燃气流干扰特性等大非线性、 强耦合影响因素，给多级火箭的热分离运动预示带来了极大的困难，严重制约 了火箭分离系统设计的性能和进度。
目前对火箭级间热分离的预示主要分为两个方面开展：1)级间压力、温度 等环境参数预示；2)上面级和下面级分离相对运动参数预示。但这两方面多被 人为的强制解耦，单独开展预示。即在无分离运动下预示级间环境参数，在给 定环境参数下预示分离运动参数，两者的相关性被排除，因此导致预示误差较 大。尤其针对分离过程中上下两级间的相互作用力，作为级间热分离正常工作 的决定性因素，其误差对分离安全性影响巨大，给火箭飞行带来较大潜在风险。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术不足，发明一种用于运载火箭级 间热分离运动预示的等效模化方法。基于多级运载火箭大气层中的一级热分离， 建立分离过程中级间憋压段、分离运动段的质量平衡、能量平衡和动力学平衡 方程组，采用模化方法处理上面级燃气对下面级作用力，计算级间热分离参数 特性。该方法可同时预示火箭热分离过程中环境参数(如压力、温度)和运动 参数(如分离速度、分离距离)的动态特性，且准确性较好。
本发明的技术解决方案是：(与权利要求书一致)
本发明与现有技术相比的有益效果为：
(1)本发明的预示方法以实际物理过程为基础，通过理论手段建立对应 模型的数学表达，并给定合理的边界条件，保证预示结果符合实际。
(2)本发明考虑了级间环境和上面级、下面级相对运动的相互耦合作用， 能够同时预示热分离过程中的力、热环境及分离运动参数。
(3)本发明容易实现，且成本极低。相比于其它科学计算方法，计算耗 费很小，相比于地面模拟试验则可直接减少研制成本。
附图说明
图1为本发明对级间热分离预示的级间压力变化曲线与试验结果对比。
图2为本发明对级间热分离预示的级间温度变化曲线与试验结果对比。
图3为本发明对级间热分离预示的相对分离距离曲线与试验结果对比。
图4为本发明对级间热分离预示的相对分离速度曲线与试验结果对比。
具体实施方式
基于多级运载火箭大气层中的一级热分离，建立分离过程中级间憋压段和 分离运动段的质量平衡、能量平衡、动力学平衡方程组，进一步模化处理上面 级、下面级的级间作用力，完成热分离物理过程的数学表达，并以此实现级间 热分离过程中环境参数和运动参数的预示。主要过程如下；
1)预示级间憋压段环境参数：舱内压力pi、燃气温度Ti
应用权利要求2、3所述方程组：
其中
为上面级发动机喷出流量；V0为级间初始体积；R为燃气气体常数；K为 热损失系数，K取0.05；cpc为上面级发动机燃烧室定压比热容；Tc为上面积燃 烧室温度；cvi为级间段定容比热容；Tr为参考温度，取2000K。
上述方程中第一式为憋压过程的质量平衡方程，第二式为能量平衡方程， 基于上述两方程，在给定舱内初始压力p0和燃气温度T0下，即可采用典型时间 推进方法计算舱内压力pi和燃气温度Ti随时间的变化特性。
2)预示分离运动段环境参数及运动参数：舱内压力pi、燃气温度Ti、分离 距离di、分离速度vi
应用权利要求4、5、7所述方程组，并权利要求6、8所述方程带入其中有：
其中
为上面级发动机喷出流量；R为燃气气体常数；γ为燃气比热比；Ai为级间分离后排气面积；Vi为级间分离后体积；K为热损失系数，K取0.05；cpc为上面级发动机燃烧室定压比热容；cpi为级间段定容比热容；cvi为级间段定容 比热容；Tc为上面积燃烧室温度；Tr为参考温度，取2000K。Aw为级间分离面 截面积；F1、F2分别为下面级、上面级的气动力；D1、D2分别为下面级、上面 级的气动力；m1、m2分别为下面级和上面级的质量；Ae为上面级发动机喷管出 口面积；Dr为火箭级间段直径；Dp上面级发动机喷管出口直径；di为分离相对 距离；θ为发动机喷管扩展角。
上述方程中第一式为分离运动过程的质量平衡方程，第二式为能量平衡方 程，第三式为分离动力学方程。基于上述三方程，在给定分离初始时刻(憋压 终了时刻)压力和燃气温度以及上面级和下面级推力参数下，即可采用典型时 间推进方法计算舱内压力pi和燃气温度Ti以及分离距离di距离随时间的变化特 性，通过对分离距离di对时间微分即可得分离速度vi，如下：
采用本发明方法预示级间热分离过程，设定5ms作为憋压控制时间，95ms 为分离运动时间，输入参数如下：
| 名称 | 数值 | 单位 |
| 燃气气体常数R | 270 | J/kg/K |
| 燃气比热比γ | 1.18 | -- |
| 上面级燃烧室温度T<sub>c</sub> | 3500 | K |
| 级间初始体积V<sub>0</sub> | 1.4 | m<sup>3</sup> |
| 火箭级间段直径D<sub>r</sub> | 1.5 | m |
| 喷管出口面积A<sub>e</sub> | 0.85 | m<sup>2</sup> |
| 喷管扩张角θ | 24 | ° |
| 级间初始压力P<sub>0</sub> | 90000 | Pa |
| 级间初始温度T<sub>0</sub> | 270 | K |
图1～图4分别为本发明获得的压力、温度、分离距离、分离速度随时间的 变化曲线，同时试验结果也绘制其中，可以看出本发明的结果与试验结果一致 性非常好。表明采用本发明方法，能够以较小的代价同时获得火箭级间热分离 下的环境参数和运动参数特性，且准确性较好。
本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。
Claims (8)
1.一种用于运载火箭级间热分离运动的预示方法，其预示的物理过程包括火箭级间憋压段、上面级和下面级分离运动段。其中级间憋压段环境参数由质量平衡和能量平衡方程组控制；分离运动段环境参数和运动参数由质量平衡、能量平衡和动力学平衡方程组控制。
2.根据权利要求1所述的一种用于运载火箭级间热分离运动的预示方法，其特征在于：火箭级间憋压段过程中上面级发动机喷出流量
与级间压力pi和温度Ti构成如下质量平衡关系：
其中V0为级间初始体积；R为燃气气体常数。
3.根据权利要求1、2所述的一种用于运载火箭级间热分离运动的预示方法，其特征在于：火箭级间憋压段过程中上面级发动机喷出热量
与级间压力pi和温度Ti构成如下能量平衡关系：
其中K为热损失系数，取0.01～0.10之间；cpc为上面级发动机燃烧室定压比热容；cvi为级间段定容比热容；Tc为上面积燃烧室温度；Tr为参考温度；取2000K。其余符号定义与权利要求2中一致。
4.根据权利要求1所述的一种用于运载火箭级间热分离运动的预示方法，其特征在于：分离运动过程中上面级发动机喷出流量
级间排出流量CipiAi与级间压力pi和温度Ti构成如下质量平衡关系：
其中Ci为级间排气流量系数；Ai为级间分离后排气面积；Vi为级间分离后体积。其余符号定义与权利要求2中一致。
5.根据权利要求1、4所述的一种用于运载火箭级间热分离运动的预示方法，其特征在于：分离运动过程中上面级发动机喷出热量
级间排出热量CipiAicpi(Ti-Tr)与级间压力pi和温度Ti构成如下能量平衡关系：
cpi为级间段定容比热容。其余符号定义与权利要求2、3、4中一致。
6.根据权利要求4、5所述的一种用于运载火箭级间热分离运动的预示方法，其特征在于：级间排出流量系数Ci与级间温度Ti构成如下关系：
Cd为级间排气系数，按照拥塞处理取Cd＝1.0，γ为燃气比热比。其余符号定义与权利要求2中一致。
7.根据权利要求1、4、5所述的一种用于运载火箭级间热分离运动的预示方法，其特征在于：分离运动过程中上面级与下面级分离相对加速度
与下面级发动机推力F1，气动力D、级间相互作用力P满足如下动力学平衡关系：
其中Aw为级间分离面截面积；D1、D2分别为下面级、上面级的气动力；m1、m2分别为下面级和上面级的质量；P1、P2分别为下面级、上面级受到的级间作用力。其余符号定义与权利要求4中一致。
8.根据权利要求7所述的一种用于运载火箭级间热分离运动的预示方法，其特征在于：分离运动过程中下面级、上面级受到的级间作用力P1、P2依据上面级推力F2特性模化，分别满足如下关系：
P1＝F2+pi(Aw-Ae)
P2＝ciF2+pi(Aw-Ae)
上式Ae为上面级发动机喷管出口面积，系数ci采用等效截面积模化上面级燃气对下面级的影响，关系如下：
其中Dr为火箭级间段直径，Dp上面级发动机喷管出口直径，di为分离相对距离，θ为发动机喷管扩展角，其中k为热损失系数，取1.5～2.5之间。其余符号定义与权利要求7中一致。
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