本發(fā)明涉及多級火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝置的，特別是一種火箭級間熱分離噴管側(cè)向干擾設(shè)計(jì)方法。

背景技術(shù)：

1、在運(yùn)載火箭級間熱分離過程中，噴管內(nèi)外流動(dòng)的周向非均勻狀態(tài)可導(dǎo)致作用于噴管的附加側(cè)向氣動(dòng)干擾力矩，該側(cè)向干擾力如超過噴管伺服的承受極限范圍，則會導(dǎo)致伺服無法在短時(shí)間內(nèi)正常跟蹤控制指令。然而，這種干擾的產(chǎn)生處于級間分離時(shí)序控制、發(fā)動(dòng)機(jī)建壓與堵片打開、上面級噴管起控等多因素共同作用的階段，力矩方向和大小在分離幾十毫秒內(nèi)的時(shí)刻范圍內(nèi)都在變化，過程極為復(fù)雜。傳統(tǒng)運(yùn)載火箭級間熱分離設(shè)計(jì)中，采用較大負(fù)載能力的伺服系統(tǒng)，具有足夠的抗干擾能力。而新一代運(yùn)載火箭為了提高運(yùn)載能力，往往需要降低伺服的質(zhì)量和功率，因而伺服功率選型下限設(shè)計(jì)不僅與分離和姿控設(shè)計(jì)方案相關(guān)，還需定量針對分離過程氣動(dòng)干擾的抗干擾性。

2、對于上述氣動(dòng)干擾力矩，目前尚未有可靠的理論分析基礎(chǔ)和成熟的設(shè)計(jì)方法。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明提供一種火箭級間熱分離噴管側(cè)向干擾設(shè)計(jì)方法。本發(fā)明針對多極火箭級間熱分離建壓過程中存在的噴管側(cè)向干擾現(xiàn)象，克服現(xiàn)有設(shè)計(jì)方法中必須依賴非定常流場仿真和地面試驗(yàn)獲取噴管側(cè)向干擾力及力矩特性的瓶頸，提出一種近似模型對級間熱分離過程中的噴管內(nèi)外壓力分布偏差進(jìn)行建模，實(shí)現(xiàn)了在考慮發(fā)動(dòng)機(jī)建壓過程、噴管擺動(dòng)以及等多因素作用下的分離過程噴管側(cè)向干擾力及力矩的計(jì)算，提高了設(shè)計(jì)效率，支撐了型號對分離方案設(shè)計(jì)、優(yōu)化及驗(yàn)證考核的需求。

2、第一方面，提供了一種火箭級間熱分離噴管側(cè)向干擾設(shè)計(jì)方法，包括：

3、計(jì)算火箭級間熱分離過程中典型狀態(tài)下激波面位置對應(yīng)的截面半徑和激波上游馬赫數(shù)；

4、根據(jù)典型狀態(tài)下的流動(dòng)參數(shù)，計(jì)算相應(yīng)的噴管內(nèi)側(cè)激波下游壓力；

5、結(jié)合上面級火箭噴管由于發(fā)動(dòng)機(jī)建壓過程變形產(chǎn)生的下沉角以及預(yù)置擺角和伺服指令擺角，求出典型狀態(tài)下噴管的實(shí)際擺動(dòng)范圍；

6、將噴管內(nèi)的駐定激波形態(tài)擬合為一個(gè)垂直于發(fā)動(dòng)機(jī)軸線的橢圓平面；根據(jù)噴管內(nèi)側(cè)激波下游壓力和噴管的實(shí)際擺動(dòng)范圍，計(jì)算噴管內(nèi)側(cè)壓力產(chǎn)生的側(cè)向干擾力和力矩；

7、根據(jù)級間分離過程氣動(dòng)特性計(jì)算方法，計(jì)算分離過程中級間段腔內(nèi)氣體的壓力變化過程，得到典型狀態(tài)下的噴管外側(cè)腔內(nèi)氣體壓力；

8、根據(jù)噴管的實(shí)際擺動(dòng)范圍，得到噴管出口與級間段殼壁之間縫隙面積相對均勻縫隙寬度的偏移量；在此基礎(chǔ)上確定偏移量影響下的噴管外側(cè)壓力分布；根據(jù)噴管外側(cè)壓力分布，計(jì)算其產(chǎn)生的側(cè)向干擾力和力矩；

9、根據(jù)噴管內(nèi)外側(cè)壓力產(chǎn)生的側(cè)向干擾力和，選取最大值作為噴管側(cè)向干擾的工程設(shè)計(jì)結(jié)果；根據(jù)噴管內(nèi)外側(cè)壓力產(chǎn)生的側(cè)向干擾力矩和，選取最大值作為噴管側(cè)向干擾的工程設(shè)計(jì)結(jié)果。

10、結(jié)合第一方面，在第一方面的某些實(shí)現(xiàn)方式中，典型狀態(tài)包括飛行試驗(yàn)狀態(tài)和地面試驗(yàn)狀態(tài)；

11、對于飛行試驗(yàn)狀態(tài)，從多級火箭上面級噴管喉部到多級火箭下面級前封頭，僅有一道駐定激波，位于噴管出口處，為噴管出口半徑，對應(yīng)的激波上游馬赫數(shù)為噴管出口馬赫數(shù)；

12、對于地面試驗(yàn)狀態(tài)，從多級火箭上面級噴管喉部到多級火箭下面級前封頭，僅有一道駐定激波，位于噴管內(nèi)側(cè)從喉部到噴管出口的1/3~2/3長度位置處，對應(yīng)的激波所在截面半徑從發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)中噴管幾何形狀確定，對應(yīng)的激波上游馬赫數(shù)滿足如下方程

13、

14、為燃?xì)獗葻岜认禂?shù)，可從發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)中燃?xì)鉄嵛镄詤?shù)表確定；為火箭上面級發(fā)動(dòng)機(jī)噴管喉部半徑。

15、結(jié)合第一方面，在第一方面的某些實(shí)現(xiàn)方式中，噴管內(nèi)側(cè)激波下游壓力滿足：

16、

17、為激波上游馬赫數(shù)；為燃?xì)獗葻岜认禂?shù)；為發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室壓力。

18、結(jié)合第一方面，在第一方面的某些實(shí)現(xiàn)方式中，下沉角和發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室壓力的關(guān)系滿足：

19、

20、其中，為下沉角-燃燒室壓力比例系數(shù)；

21、噴管的實(shí)際擺動(dòng)范圍滿足：

22、。

23、結(jié)合第一方面，在第一方面的某些實(shí)現(xiàn)方式中，駐定激波擬合為一個(gè)由垂直于發(fā)動(dòng)機(jī)軸線的平面和發(fā)動(dòng)機(jī)噴管相交形成的橢圓；在橢圓平面駐定激波形態(tài)下，激波下游形成的高壓區(qū)作用于噴管內(nèi)側(cè)表面，并形成非對稱的分布。

24、結(jié)合第一方面，在第一方面的某些實(shí)現(xiàn)方式中，噴管內(nèi)側(cè)壓力產(chǎn)生的側(cè)向干擾力和力矩滿足：

25、

26、其中，為典型狀態(tài)下近似駐定激波平面處噴管的半徑，為近似駐定激波平面中心距離噴管擺心的軸向距離。

27、結(jié)合第一方面，在第一方面的某些實(shí)現(xiàn)方式中，根據(jù)噴管實(shí)際擺角范圍，計(jì)算噴管出口與級間段殼壁之間縫隙寬度相對均勻縫隙寬度的偏移量，滿足：

28、

29、為噴管出口與級間段殼壁之間縫隙寬度，噴管實(shí)際擺角為0°時(shí)，為噴管出口與級間段殼壁之間均勻縫隙寬度，代表噴管出口處不同位置相對參考象限的周向方位角，取值范圍為0~360°；為噴管出口處由于擺動(dòng)產(chǎn)生的位移長度，，為噴管出口中心距離噴管擺心的距離。

30、結(jié)合第一方面，在第一方面的某些實(shí)現(xiàn)方式中，噴管外側(cè)壓力滿足：

31、

32、為噴管出口與級間段殼壁之間均勻縫隙寬度，代表噴管出口處不同位置相對參考象限的周向方位角，取值范圍為0~360°；為噴管出口處由于擺動(dòng)產(chǎn)生的位移長度，，為噴管出口中心距離噴管擺心的距離。

33、結(jié)合第一方面，在第一方面的某些實(shí)現(xiàn)方式中，側(cè)向干擾力側(cè)向干擾力矩滿足：

34、

35、

36、為距離噴管擺心軸向距離處的軸向截面半徑，為噴管出口與級間段殼壁之間均勻縫隙寬度，代表噴管出口處不同位置相對參考象限的周向方位角，取值范圍為0~360°；為噴管出口處由于擺動(dòng)產(chǎn)生的位移長度，，為噴管出口中心距離噴管擺心的距離，為后封頭法蘭處距離擺心的距離。

37、結(jié)合第一方面，在第一方面的某些實(shí)現(xiàn)方式中，側(cè)向干擾力側(cè)向干擾力矩滿足：

38、

39、為噴管從后封頭法蘭處到出口處的側(cè)向投影面積，為噴管從后封頭法蘭處到出口處的側(cè)向截面相對擺心的形心，為噴管出口與級間段殼壁之間均勻縫隙寬度，為噴管出口處由于擺動(dòng)產(chǎn)生的位移長度，，為噴管出口中心距離噴管擺心的距離。

40、與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明提供的方案至少包括以下有益技術(shù)效果：

41、本發(fā)明由于采用一種近似模型對級間熱分離過程中的噴管內(nèi)外壓力分布偏差進(jìn)行建模，實(shí)現(xiàn)了在考慮發(fā)動(dòng)機(jī)建壓過程、噴管擺動(dòng)以及等多因素作用下的分離過程噴管側(cè)向干擾力及力矩的計(jì)算并滿足工程應(yīng)用的偏差許可，提高了設(shè)計(jì)效率。

技術(shù)特征：

1.一種火箭級間熱分離噴管側(cè)向干擾設(shè)計(jì)方法，其特征在于，包括：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，典型狀態(tài)包括飛行試驗(yàn)狀態(tài)和地面試驗(yàn)狀態(tài)；

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，噴管內(nèi)側(cè)激波下游壓力滿足：

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，下沉角和發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室壓力的關(guān)系滿足：

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，駐定激波擬合為一個(gè)由垂直于發(fā)動(dòng)機(jī)軸線的平面和發(fā)動(dòng)機(jī)噴管相交形成的橢圓；在橢圓平面駐定激波形態(tài)下，激波下游形成的高壓區(qū)作用于噴管內(nèi)側(cè)表面，并形成非對稱的分布。

6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，噴管內(nèi)側(cè)壓力產(chǎn)生的側(cè)向干擾力和力矩滿足：

7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，根據(jù)噴管實(shí)際擺角范圍，計(jì)算噴管出口與級間段殼壁之間縫隙寬度相對均勻縫隙寬度的偏移量，滿足：

8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，噴管外側(cè)壓力滿足：

9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，側(cè)向干擾力側(cè)向干擾力矩滿足：

10.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，側(cè)向干擾力側(cè)向干擾力矩滿足：

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明公開了一種火箭級間熱分離噴管側(cè)向干擾設(shè)計(jì)方法，涉及多級火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝置的技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明針對多極火箭級間熱分離建壓過程中存在的噴管側(cè)向干擾現(xiàn)象，克服現(xiàn)有設(shè)計(jì)方法中必須依賴非定常流場仿真和地面試驗(yàn)獲取噴管側(cè)向干擾力及力矩特性的瓶頸，提出一種近似模型對級間熱分離過程中的噴管內(nèi)外壓力分布偏差進(jìn)行建模，實(shí)現(xiàn)了在考慮發(fā)動(dòng)機(jī)建壓過程、噴管擺動(dòng)以及等多因素作用下的分離過程噴管側(cè)向干擾力及力矩的計(jì)算，提高了設(shè)計(jì)效率，支撐了型號對分離方案設(shè)計(jì)、優(yōu)化及驗(yàn)證考核的需求。

技術(shù)研發(fā)人員：沈治,張兵,吳亞東,尹宇輝,謝玨帆,孫宗華,呂靜
受保護(hù)的技術(shù)使用者：北京宇航系統(tǒng)工程研究所
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/1/9