一种基于数值仿真的运载火箭芯级脉动压力预示方法及系统技术方案

本发明专利技术涉及一种基于数值仿真的运载火箭芯级脉动压力预示方法及系统，该方法包括：获取惯性系下沿火箭模型母线的脉动压力特征；获取非惯性系下沿火箭模型母线的脉动压力特征；获取火箭加速飞行的修正系数；修正最大合成攻角下的惯性系仿真的脉动压力特征；该方法在运载火箭选型优化阶段，或取消脉动压力风洞试验的情况下，能充分发挥数值仿真的优势，高效可靠完成运载火箭脉动压力参数设计，适应型号的需求

【技术实现步骤摘要】
一种基于数值仿真的运载火箭芯级脉动压力预示方法及系统


[0001]本专利技术涉及一种基于数值仿真的运载火箭芯级脉动压力预示方法及系统，属于气动仿真

。

技术介绍

[0002]当运载火箭在大气层内爬升时，瞬态气流在飞行器结构上形成冲击
。
壁面的压力脉动显著影响飞行器结构的动态载荷，造成火箭整体弯曲振动
、
整流罩呼吸振动
、
局部结构摆动现象；冲击载荷在火箭内部形成噪声环境，若噪声环境尚未清晰辨识，传感器存在失效可能
。
[0003]在运载火箭总体设计中，与飞行器压力脉动紧密耦合的环节包括：
1)
辨识可能形成的抖振现象，量化动态载荷包络，支撑飞行器结构强度
、
刚度
、
疲劳设计；
2)
辨识噪声环境，支撑火箭内部仪器
、
仪表的防震
、
防噪设计
。
因此，准确量化运载火箭在大气层内爬升过程的压力脉动是火箭总体设计的关键环节
。
[0004]传统上，运载火箭跨声速段脉动压力参数的获取主要采用脉动压力风洞试验
。
脉动压力风洞试验结果的可信度高，模型加工后的试验周期短，然而，脉动压力风洞试验在以下方面有待仿真方法补充：
1)
在改型优化阶段，火箭整流罩外形反复变化，试验需要反复加工火箭模型，规模大
、
费用高
、
周期长；
2)
风洞存在洞壁干扰，脉动压力功率谱可能存在洞壁干扰形成的峰值，影响动态载荷计算；
3)
火箭在跨声速段加速飞行，该过程只能通过变马赫数脉动压力风洞实现，规模大
、
费用高
。
[0005]相应地，数值仿真有以下优势：
1)
在改型优化阶段，针对火箭整流罩外形的反复变化，仿真能通过建模实现，效率高并且周期短；
2)
仿真的边界条件能直接采用远场边界，在运用无反射边界条件后，边界效应不会对脉动压力功率谱密度产生影响，洞壁干扰问题被有效解决，如何充分发挥数值仿真的优势，高效完成运载火箭脉动压力参数设计成为亟待解决的问题
。

技术实现思路

[0006]本专利技术的目的在于克服现有技术的上述缺陷，提供一种基于数值仿真的运载火箭芯级脉动压力预示方法及系统，在运载火箭选型优化阶段，或取消脉动压力风洞试验的情况下，能充分发挥数值仿真的优势，高效可靠完成运载火箭脉动压力参数设计，适应型号的需求
。
[0007]本专利技术的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：
[0008]一种基于数值仿真的运载火箭芯级脉动压力预示方法，包括：
[0009]对火箭缩比模型建模，根据跨声速段的典型状态进行惯性系下的脉动压力数值仿真，统计获得惯性系下沿火箭模型母线的脉动压力特征，所述脉动压力特征包括均方根脉动压力系数和脉动压力功率谱密度；
[0010]计算跨声速段的火箭平均加速度，通过所述平均加速度构造火箭缩比模型的非惯
性系，依据可压缩气体控制方程组，添加由非惯性系引入的动量方程的体积力项，以及添加由非惯性系引入的总能方程的体积力做功项，获得非惯性系下可压缩气体控制方程组；
[0011]根据所述非惯性系下可压缩气体控制方程组对火箭缩比模型进行加速状态的脉动压力数值仿真，计算零度攻角状态，统计获得非惯性系下沿火箭模型母线的脉动压力特征，所述脉动压力特征包括均方根脉动压力系数和脉动压力功率谱密度；
[0012]根据火箭的平均加速度，计算惯性系仿真的典型状态在非惯性系仿真中的出现时刻
t
，提取
t
时刻非惯性系下沿火箭模型母线的脉动压力特征，将
t
时刻非惯性系下沿火箭模型母线的均方根脉动压力系数与相应惯性系下沿火箭模型母线的均方根脉动压力系数相除，获得火箭加速飞行的修正系数；
[0013]利用所述修正系数对最大合成攻角下的惯性系仿真的均方根脉动压力系数和脉动压力功率谱密度进行修正
。
[0014]在上述基于数值仿真的运载火箭芯级脉动压力预示方法中，所述依据可压缩气体控制方程组，添加由非惯性系引入的动量方程的体积力项，以及添加由非惯性系引入的总能方程的体积力做功项，包括：
[0015]可压缩气体控制方程组如下：
[0016][0017][0018][0019]其中，
‑
和～为分别代表滤波平均和
Favre
滤波平均，
t
为时间，
ρ
为密度，
u
为速度，
p
为压强，
τ
e
为等效剪切应力，
e
t
为总能，
h
为焓，
h
t
为总焓，
ζ
为热通量，
D
T
为湍流扩散系数；
[0020]添加由非惯性系引入的动量方程的体积力项如下：
[0021][0022]其中，
a
为火箭在跨声速段的平均加速度，为火箭模型缩比，
l
o
为火箭的原始尺度，
l
r
为火箭缩比模型的尺度；
[0023]添加由非惯性系引入的总能方程的体积力做功项如下：
[0024][0025]在上述基于数值仿真的运载火箭芯级脉动压力预示方法中，所述根据火箭的平均加速度，计算惯性系仿真的典型状态在非惯性系仿真中的出现时刻
t
，包括：
[0026][0027]其中，
t
为典型状态在非惯性系仿真中的出现时刻，
Ma
为典型状态的马赫数，
c
为典型状态的声速，
u0为非惯性系仿真的初始速度
。
[0028]在上述基于数值仿真的运载火箭芯级脉动压力预示方法中，所述将非惯性系下沿火箭模型母线的均方根脉动压力系数与相应惯性系下沿火箭模型母线的均方根脉动压力系数相除，获得火箭加速飞行的修正系数，包括：
[0029]ξ
(X
；
Ma)
＝
cp
i,rms
(X
；
Ma,
α
＝
0)/cp
n,rms
(X
；
Ma,
α
＝
0)
[0030]其中，
ξ
为火箭加速飞行的修正系数，
X
为坐标，
α
为攻角，
cp
i,rms
为惯性系仿真的均方根脉动压力系数，
cp
n,rms
为非惯性系仿真的均方根脉动压力系数
。
[0031]在上述基于数值仿真的运载火箭芯级脉动压力预示方法中本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种基于数值仿真的运载火箭芯级脉动压力预示方法，其特征在于，包括：对火箭缩比模型建模，根据跨声速段的典型状态进行惯性系下的脉动压力数值仿真，统计获得惯性系下沿火箭模型母线的脉动压力特征，所述脉动压力特征包括均方根脉动压力系数和脉动压力功率谱密度；计算跨声速段的火箭平均加速度，通过所述平均加速度构造火箭缩比模型的非惯性系，依据可压缩气体控制方程组，添加由非惯性系引入的动量方程的体积力项，以及添加由非惯性系引入的总能方程的体积力做功项，获得非惯性系下可压缩气体控制方程组；根据所述非惯性系下可压缩气体控制方程组对火箭缩比模型进行加速状态的脉动压力数值仿真，计算零度攻角状态，统计获得非惯性系下沿火箭模型母线的脉动压力特征，所述脉动压力特征包括均方根脉动压力系数和脉动压力功率谱密度；根据火箭的平均加速度，计算惯性系仿真的典型状态在非惯性系仿真中的出现时刻
t
，提取
t
时刻非惯性系下沿火箭模型母线的脉动压力特征，将
t
时刻非惯性系下沿火箭模型母线的均方根脉动压力系数与相应惯性系下沿火箭模型母线的均方根脉动压力系数相除，获得火箭加速飞行的修正系数；利用所述修正系数对最大合成攻角下的惯性系仿真的均方根脉动压力系数和脉动压力功率谱密度进行修正
。2.
根据权利要求1所述的基于数值仿真的运载火箭芯级脉动压力预示方法，其特征在于，所述依据可压缩气体控制方程组，添加由非惯性系引入的动量方程的体积力项，以及添加由非惯性系引入的总能方程的体积力做功项，包括：可压缩气体控制方程组如下：可压缩气体控制方程组如下：可压缩气体控制方程组如下：其中，
‑
和～为分别代表滤波平均和
Favre
滤波平均，
t
为时间，
ρ
为密度，
u
为速度，
p
为压强，
τ
e
为等效剪切应力，
e
t
为总能，
h
为焓，
h
t
为总焓，为热通量，
D
T
为湍流扩散系数；添加由非惯性系引入的动量方程的体积力项如下：其中，
a
为火箭在跨声速段的平均加速度，为火箭模型缩比，
l
o
为火箭的原始尺度，
l
r
为火箭缩比模型的尺度；添加由非惯性系引入的总能方程的体积力做功项如下：
3.
根据权利要求1所述的基于数值仿真的运载火箭芯级脉动压力预示方法，其特征在于，所述根据火箭的平均加速度，计算惯性系仿真的典型状态在非惯性系仿真中的出现时刻
t
，包括：其中，
t
为典型状态在非惯性系仿真中的出现时刻，
Ma
为典型状态的马赫数，
c
为典型状态的声速，
u0为非惯性系仿真的初始速度
。4.
根据权利要求1所述的基于数值仿真的运载火箭芯级脉动压力预示方法，其特征在于，所述将非惯性系下沿火箭模型母线的均方根脉动压力系数与相应惯性系下沿火箭模型母线的均方根脉动压力系数相除，获得火箭加速飞行的修正系数，包括：
ξ
(X
；
Ma)
＝
cp
i
，
rms
(X
；
Ma
，
α
＝
0)/cp
n
，
rms
(X
；
Ma
，
α
＝
0)
其中，
ξ
为火箭加速飞行的修正系数，
X
为坐标，
α
为攻角，
cp
i
，
rms
为惯性系仿真的均方根脉动压力系数，
cp
n
，
rms
为非惯性系仿真的均方根脉动压力系数
。5.
根据权利要求4所述的基于数值仿真的运载火箭芯级脉动压力预示方法，其特征在于，所述利用修正系数对最大合成攻角下的惯性系仿真的均方根脉动压力系数进行修正，包括：
cp
n
，
rms
(X
；
Ma
，
α
max
)
＝
ξ
(X
；
Ma)
·
cp
i
，
rms
(X
；
Ma
，
α
max
)
其中，
cp
i
，
ms
(X
；
Ma
，
α
max
)
为最大合成攻角下的惯性系仿真的均方根脉动压力系数；
cp
n
，
ms
(X
；
Ma
，
α
max
)
为最大合成攻角下的非惯性系仿真的均方根脉动压力系数；
Ma
为典型状态的马赫数，
X
为坐标，
α
max
为最大合成攻角
。6.
根据权利要求4所述的基于数值仿真的运载火箭芯级脉动压力预示方法，其特征在于，所述利用修正系数对最大合成攻角下的惯性系仿真的均方根脉动压力功率谱密度进行修正，包括：
S
n
(X
，
ω
...

【专利技术属性】
技术研发人员：潘忠文，吴万同，高波，姚瑶，曹长强，张嘉炜，闫奕含，尹宇辉，陈泽栋，刘帅帅，
申请(专利权)人：北京宇航系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：