CN114036772A - 一种低温液体火箭吹除支管供气流量的设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及涉及一种低温液体火箭吹除支管供气流量的设计方法。包括步骤：根据总体输入，确定推进剂温度、舱段的几何参数以及组成舱段材料的物性参数，并确定舱段内空气所设计的目标平均温度；根据总体输入，确定发射日的环境温度和地面平均风速；根据输入参数，计算舱壁外部的对流换热系数；舱壁内部的对流换热系数进行取值；建立舱段热网格模型；对每个热网格建立基于供气流量min的热平衡方程，根据上述步骤的输入条件进行联立求解，获得供气流量。本发明的设计方法快速简便、设计结果精度高，可根据发射当日环境情况以及火箭舱段的设备参数快速地计算出除支管供气流量，为地面供配气提供输入条件，从而保障舱段单机设备的温度环境。

Description

一种低温液体火箭吹除支管供气流量的设计方法
技术领域
本发明涉及液体火箭热环境设计领域，具体涉及一种低温液体火箭吹除支管供气流量的设计方法。
背景技术
小型低温火箭起竖后到发射前，部分舱段如箱间段将受到贮箱内低温推进剂的影响，舱段平均温度可降至零下几十度，过低的温度环境可能使得该舱段内的单机设备无法正常工作甚至损坏，因此射前需要通过吹除系统改善舱内热环境。
吹除系统通常包括地面供配气设备、输送管路和舱内吹除支管组成，由地面供配气设备供给水浴加热后的热氮等高温气体，再通过输送管路输送至所需舱段，由舱段内的吹除支管将高温气体排出，从而维持舱内的环境温度。
一般吹除支管供气流量设计通常是要搭建一套试验产品，通过试验确定，此设计过程较为复杂，且不具有通用性。
为提升火箭吹除系统的设计效率，本文提出了一种舱内吹除支管供气流量的设计方法，该方法快速简便、设计结果精度高，对火箭地面供配气具有重要参考性。
发明内容
本发明的目的是提供一种快捷且准确的低温液体火箭吹除支管供气流量的设计方法，为地面供配气提供输入条件，从而保障舱段单机设备的温度环境。
为实现上述目的，本发明采取的技术方案包括如下步骤：
S1、根据总体输入，确定推进剂温度Tliq、舱段的几何参数以及组成舱段材料的物性参数，并确定舱段内空气所设计的目标平均温度Tair；
S2、根据总体输入，确定发射日的环境温度Tenv和地面平均风速v；
S3、根据步骤S2中的输入参数，计算舱壁外部的对流换热系数hout；
S4、舱壁内部的对流换热系数hin取值范围为1-10W/m2，按使舱内散失热量更大或流入热量更小为标准进行取值；
S5、基于步骤S1的输入条件，建立舱段热网格模型；
S6、对每个热网格建立基于供气流量min的热平衡方程，根据步骤S1-S4的输入条件进行联立求解，从而获得供气流量min。
进一步地，所述步骤S3中，舱壁外部的对流换热系数hout的计算方法如下：
首先根据发射场地面平均风速v，以及发射日期的环境温度Tenv作为参考温度Tm，采用下式计算参考温度下的雷诺数Rem：
Rem＝ρmvd/μm
式中：
ρm——空气参考密度，根据Tm查表获得；
d——舱段直径；
μm——空气参考动力粘度系数，根据Tm查表获得。
根据雷诺数，采用下式计算努赛尔数Num：
Figure BDA0003373297740000021
式中：
Prm——普朗特数，根据Tm查表获得。
最终通过下式获得舱壁外对流换热系数hout：
Figure BDA0003373297740000022
式中：
d——舱段直径；
λm——空气导热系数，根据Tm查表获得。
进一步地，所述步骤S4中，对流换热系数按使舱内散失热量更大或流入热量更小为标准进行取值，该方法具体为：如环境温度低于舱内目标温度，则内部对流换热系数取10W/m2，保证向外散失热量为最大；如环境温度高于舱内目标温度，则内部对流换热系数取1W/m2，保证向内传递热量为最小。
进一步地，所述步骤S5中，建立舱段热网格模型的方法具体为：
针对圆柱形箱间段即舱段，所述箱间段包括贮箱前后底、舱壁、防热层和箱间段内的空气，实际箱间段模型中贮箱前后底与舱壁相连并采用同一种材料，在贮箱前后底上铺设的防热层用于绝热，将实际模型进行二维拓扑划分得到热网格模型，网格尺寸与物性参数均与实际模型对应。
进一步地，所述舱段热网格模型的网格尺寸与物性参数均与实际模型对应，具体对应方法为：
首先明确每个网格的命名规则：X为舱段的径向方向，Y为舱段的轴向方向，规定热网格的四条边分别为N、E、W、S，其中，Δy为网格在y方向上的长度，其对应的面积为Ay，Δx为网格在x方向上的长度，其对应面积为Ax，所述对应面积，是指将三维几何体映射至二维图形后，二维图形的边所代表的实际三维面积；
每个热网格的物理参数包括该网格的平均温度T和导热系数λ，舱段导热系数λC，防热层导热系数λFRC。
进一步地，所述步骤S6中，当吹除系统达到稳态时，气体及固体导热温度场不变，内部仅存在导热过程，流入热网格的热量和流出热量相同，每个网格的区别仅在于网格各边的边界条件不同，在此基础上先建立每个网格每条边的热平衡方程，再建立每个网格的热平衡方程，求解得到每个网格的平均温度，舱段内空气所对应的网格的平均温度Tair是步骤S1里确定的输入参数，最后建立整个网格模型的热平衡方程即可解出供气流量min。
与现有技术相比，本发明提出了一种舱内吹除支管供气流量的设计方法，该方法快速简便、设计结果精度高，可根据发射当日环境情况以及火箭舱段的设备参数快速地计算出除支管供气流量，为地面供配气提供输入条件，从而保障舱段单机设备的温度环境。
本发明的吹除支管供气流量的设计方法具有通用性，无需在火箭设计阶段搭建试验产品通过试验确定供气流量，降低了设计过程的复杂度，并进一步降低了火箭发射成本。
附图说明
图1为本发明舱段热网格模型建立示意图，其中图(a)为箱间段实际模型，图(b)为箱间段热网格模型；
图2为本发明舱段热网格模型的网格尺寸示意图；
图3为本发明舱段热网格模型的热网格几何映射关系示意图。
符号说明：1-贮箱前底，2-贮箱后底，3-后底防热层，4-舱内空气，5-舱壁，6-前底防热层。
具体实施方式
S1、根据总体输入，确定推进剂温度Tliq、舱段的几何参数以及组成舱段材料的物性参数，并确定舱段内空气所设计的目标平均温度Tair；
S2、根据总体输入，确定发射日的环境温度Tenv和地面平均风速v；
S3、根据步骤S2中的输入参数，计算舱壁外部的对流换热系数hout；
S4、舱壁内部的对流换热系数hin取值范围为1-10W/m2，按使舱内散失热量更大或流入热量更小为标准进行取值；
S5、基于步骤S1的输入条件，建立舱段热网格模型；
S6、对每个热网格建立基于供气流量min的热平衡方程，根据步骤S1-S4的输入条件进行联立求解，从而获得供气流量min。
进一步地，所述步骤S3中，舱壁外部的对流换热系数hout的计算方法如下：
首先根据发射场地面平均风速v，以及发射日期的环境温度Tenv作为参考温度Tm，采用下式计算参考温度下的雷诺数Rem：
Rem＝ρmvd/μm
式中：
ρm——空气参考密度，根据Tm查表获得；
d——舱段直径；
μm——空气参考动力粘度系数，根据Tm查表获得。
根据雷诺数，采用下式计算努赛尔数Num：
Figure BDA0003373297740000041
式中：
Prm——普朗特数，根据Tm查表获得。
最终通过下式获得舱壁外对流换热系数hout：
Figure BDA0003373297740000042
式中：
d——舱段直径；
λm——空气导热系数，根据Tm查表获得。
进一步地，所述步骤S4中，对流换热系数按使舱内散失热量更大或流入热量更小为标准进行取值，该方法具体为：如环境温度低于舱内目标温度，则内部对流换热系数取10W/m2，保证向外散失热量为最大；如环境温度高于舱内目标温度，则内部对流换热系数取1W/m2，保证向内传递热量为最小。
进一步地，所述步骤S5中，以某型火箭圆柱形箱间段(即火箭两个低温贮箱之间的舱段)为例，所述箱间段包括贮箱前底、贮箱后底、舱壁、防热层和箱间段内的空气，建立舱段热网格模型的方法，参照附图1所示，具体为：
图a为箱间段实际模型，图b为箱间段热网格模型，实际箱间段模型中贮箱前后底与舱壁相连并采用同一种材料，在贮箱前后底上铺设的防热层用于绝热；将实际模型进行二维拓扑划分得到热网格模型，网格尺寸与物性参数均与实际模型对应，即热网格2为贮箱后底，网格13为贮箱前底，网格1、3、4、6、7、8、9、11、12、14为舱壁，网格5和10为防热层，Air为舱内空气。
进一步地，所述舱段热网格模型的网格尺寸与物性参数均与实际模型对应，对应方法为：首先明确每个网格的命名规则：规定热网格的4条边分别为N、E、W、S，如图2所示，其中，Δy为网格在y方向上的长度，其对应的面积为Ay，Δx为网格在x方向上的长度，其对应面积为Ax，所述对应面积，是指将三维几何体映射至二维图形后，二维图形的边所代表的实际三维面积；
结合附图3附图说明热网格几何参数的映射关系，取舱段外径为d，舱壁厚度为a，后底绝热层厚度为bD。以热网格5为例，其对应着实际的后底绝热层，Δx即舱段的内径d-2a，Δy即绝热层厚度bD，Ax为直径为d-2a的圆面积，即π(d-2a)2/4，Ay为高度为bD、直径为d-2a的圆柱外表面积的一半，即π(d-2a)bD/2，其余各热网格的长度与面积确定方式与热网格5类似。
每个热网格的物理参数包括该网格的平均温度T和导热系数λ，网格1的导热系数即舱段导热系数λC，网格2的导热系数即防热层导热系数λFRC。
进一步地，所述步骤S6中，根据步骤S1、S2、S3和S4的输入条件进行联立求解，从而获得供气流量。热平衡基本原理为：当吹除系统达到稳态时，气体及固体导热温度场不变，内部仅存在导热过程，流入热网格的热量和流出热量相同，即对每个网格来说Qout＝Qin，每个网格的区别仅在于网格各边的边界条件不同，在此基础上建立每个网格的热平衡方程，下面基于图1(b)的4个典型热网格为例说明热平衡方程的建立方法，其余网格均可由该4个典型热网格的热平衡方程推出；
(a).网格1热平衡方程：
N边(温度边界)：
Figure BDA0003373297740000051
W边(外部对流换热边界)：
Figure BDA0003373297740000052
E边(内部导热边界)：
Figure BDA0003373297740000053
S边(内部导热边界)：
Figure BDA0003373297740000061
热平衡方程：Qout_N+Qout_E＝Qin_S+Qin_W。
(b).网格7热平衡方程：
N边(内部导热边界)：
Figure BDA0003373297740000062
W边(外部对流换热边界)：
Figure BDA0003373297740000063
E边(内部对流换热边界)：
Figure BDA0003373297740000064
S边(内部导热边界)：
Figure BDA0003373297740000065
热平衡方程：Qout_N+Qout_S＝Qin_E+Qin_W。
(c).网格5热平衡方程：
N边(内部导热边界)：
Figure BDA0003373297740000066
W边(内部导热边界)：
Figure BDA0003373297740000067
E边(内部导热边界)：
Figure BDA0003373297740000068
S边(内部对流换热边界)：
Figure BDA0003373297740000069
热平衡方程：Qout_N+Qout_W+Qout_E＝Qin_S。
通过求解热平衡方程，可以得到每个网格的平均温度，Air网格的平均温度Tair是步骤S1里确定的输入参数；
(d).Air热平衡方程：
Qin＝mincpTin；
Figure BDA0003373297740000071
式中：
min——供气流量；
cp——所供气体的比热容；
Tin——所供气体的温度。
热平衡方程：Qout＝Qin，即可解出供气流量min。

Claims (6)

1.一种低温液体火箭吹除支管供气流量的设计方法，其特征在于，包括以下计算步骤：
S1、根据总体输入，确定推进剂温度Tliq、舱段的几何参数以及组成舱段材料的物性参数，并确定舱段内空气所设计的目标平均温度Tair；
S2、根据总体输入，确定发射日的环境温度Tenv和地面平均风速v；
S3、根据步骤S2中的输入参数，计算舱壁外部的对流换热系数hout；
S4、舱壁内部的对流换热系数hin取值范围为1-10W/m2，按使舱内散失热量更大或流入热量更小为标准进行取值；
S5、基于步骤S1的输入条件，建立舱段热网格模型；
S6、对每个热网格建立基于供气流量min的热平衡方程，根据步骤S1-S4的输入条件进行联立求解，从而获得供气流量min。
2.根据权利要求1所述的一种低温液体火箭吹除支管供气流量的设计方法，其特征在于，所述步骤S3中，舱壁外部的对流换热系数hout的计算方法如下：
首先根据发射场地面平均风速v，以及发射日期的环境温度Tenv作为参考温度Tm，采用下式计算参考温度下的雷诺数Rem：
Rem＝ρmvd/μm
式中：
ρm——空气参考密度，根据Tm查表获得；
d——舱段直径；
μm——空气参考动力粘度系数，根据Tm查表获得。
根据雷诺数，采用下式计算努赛尔数Num：
Figure FDA0003373297730000011
式中：
Prm——普朗特数，根据Tm查表获得。
最终通过下式获得舱壁外对流换热系数hout：
Figure FDA0003373297730000012
式中：
d——舱段直径；
λm——空气导热系数，根据Tm查表获得。
3.根据权利要求1所述的一种低温液体火箭吹除支管供气流量的设计方法，其特征在于，所述步骤S4中，对流换热系数按使舱内散失热量更大或流入热量更小为标准进行取值，该方法具体为：如环境温度低于舱内目标温度，则舱壁内部对流换热系数取10W/m2，保证向外散失热量为最大；如环境温度高于舱壁内目标温度，则内部对流换热系数取1W/m2，保证向内传递热量为最小。
4.根据权利要求1所述的一种低温液体火箭吹除支管供气流量的设计方法，其特征在于，所述步骤S5中，建立舱段热网格模型的方法具体为：
针对圆柱形箱间段即舱段，所述箱间段包括贮箱前后底、舱壁、防热层和箱间段内的空气，实际箱间段模型中贮箱前后底与舱壁相连并采用同一种材料，在贮箱前后底上铺设的防热层用于绝热，将实际模型进行二维拓扑划分得到热网格模型，网格尺寸与物性参数均与实际模型对应。
5.根据权利要求4所述的一种低温液体火箭吹除支管供气流量的设计方法，其特征在于，所述舱段热网格模型的网格尺寸与物性参数均与实际模型对应，具体对应方法为：
首先明确每个网格的命名规则：X为舱段的径向方向，Y为舱段的轴向方向，规定热网格的四条边分别为N、E、W、S，其中，Δy为网格在y方向上的长度，其对应的面积为Ay，Δx为网格在x方向上的长度，其对应面积为Ax，所述对应面积，是指将三维几何体映射至二维图形后，二维图形的边所代表的实际三维面积；
每个热网格的物理参数包括该网格的平均温度T和导热系数λ，舱段导热系数λC，防热层导热系数λFRC。
6.根据权利要求1所述的一种低温液体火箭吹除支管供气流量的设计方法，其特征在于，所述步骤S6中，当吹除系统达到稳态时，气体及固体导热温度场不变，内部仅存在导热过程，流入热网格的热量和流出热量相同，每个网格的区别仅在于网格各边的边界条件不同，在此基础上先建立每个网格每条边的热平衡方程，再建立每个网格的热平衡方程，求解得到每个网格的平均温度，舱段内空气所对应的网格的平均温度Tair是步骤S1里确定的输入参数，最后建立整个网格模型的热平衡方程即可解出供气流量min。
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