【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及火箭发动机地面试车，具体涉及一种运载火箭地面系统试车多发动机喷管并联热环境仿真分析方法和系统。
技术介绍
1、目前，相关专利和文献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，从而得到底部热流分布。
2、在实现本专利技术过程中，专利技术人发现现有技术中至少存在如下问题：现有技术首先仿真流场情况，再采用辐射角系数的方法进行底部热环境的计算，无法准确的预示地面系统试车热环境。
技术实现思路
1、有鉴于此，本专利技术实施例的目的在于提供一种运载火箭地面系统试车多发动机喷管并联热环境仿真分析方法和系统，以解决现有技术中的问题。
2、为达上述目的，第一方面，本专利技术实施例提供了一种运载火箭地面系统试车多发动机喷管并联热环境仿真分析方法，所述方法包括：
3、构建火箭、试车台与单面导流槽的仿真模型，并对所述仿真模型进行网格划分；
4、获取火箭的发动机喷流参数，所述发动机喷流参数包括喷流温度、喷流速度和喷流压力；
5、根据所述火箭的发动机喷流参数对所述仿真模型进行仿真计算，获得仿真计算结果，其中，所述仿真计算结果包括所述仿真模型中每一个网格的温度、压力和速度；
6、加载周围流体材料参数所述仿真计算结果进行仿真分析，获得仿真分析结果，根据所述仿真分析结果确定所述火箭、单面导流槽和试车台的热环境数据，其中，所述仿真分析结果包括所述每一个网格上的压力、温度、速度
7、判断所述火箭、所述单面导流槽和所述试车台的热环境数据是否满足设计要求，如果所述仿真设计结果不满足设计要求，则重新设计所述试车架的厚度、宽度和高度，所述单面导流槽的型面，以及所述火箭的热防护方案，并赋值给所述仿真模型重新进行仿真计算。
8、在一些可能的实施方式中，如果所述火箭、所述单面导流槽和所述试车台的热环境数据满足设计要求，则对所述仿真分析结果进行后处理，获得所述火箭在起飞过程中的压力云图、温度云图、速度云图和热流云图；
9、其中，所述热流云图包括单面导流槽热流云图，试车台热流云图、箭体底部热流云图和箭体尾段热流云图。
10、在一些可能的实施方式中，所述的根据所述火箭的发动机喷流参数对所述仿真模型进行仿真计算获得仿真计算结果，具体包括：
11、通过质量守恒方程、动量守恒方程和能量守恒方程以及结合粘性系数联合求解流动控制方程，获得所述仿真模型中每一个网格点压力、速度和温度；其中，
12、质量守恒方程为：ρ表示每一个网格点的混合气体的密度，v表示每一个网格点的混合气体的体积；
13、动量守恒方程为：f表示单位质量流体所受的远程外力，σ表示应力；
14、能量守恒方程为：ε表示单位质量流体的内能，d:σ表示张量的双点积，k为热导率。
15、在一些可能的实施方式中，在所述的获取火箭、试车台与单面导流槽的仿真模型之前，还包括：
16、对所述火箭、试车台与单面导流槽的三维结构模型进行预处理，所述预处理包括去除不影响仿真精度的部件以及仿真不关注的部件，获得适合热仿真计算的所述火箭、试车台与单面导流槽的仿真模型。
17、第二方面，本专利技术实施例提供了一种运载火箭地面系统试车多发动机喷管并联热环境仿真分析系统，所述系统包括：
18、仿真模型获取与处理模块，用于构建火箭、试车台与单面导流槽的仿真模型，并对所述仿真模型进行网格划分；
19、发动机喷流参数获取模块，用于获取火箭的发动机喷流参数，所述发动机喷流参数包括喷流温度、喷流速度和喷流压力；
20、仿真计算模块，用于根据所述火箭的发动机喷流参数对所述仿真模型进行仿真计算，获得仿真计算结果，其中，所述仿真计算结果包括所述仿真模型中每一个网格的温度、压力和速度；
21、仿真分析模块，用于加载周围流体材料参数对所述计算结果进行仿真分析，获得仿真分析结果，根据所述仿真计算结果确定所述火箭、单面导流槽和试车台的热环境数据，其中，所述仿真分析结果包括所述每一个网格上的压力、温度、速度和热流；
22、设计要求判断模块，用于判断所述火箭、所述单面导流槽和所述试车台的热环境数据是否满足设计要求；
23、关键参数重新设计模块，用于如果所述仿真设计结果不满足设计要求，重新设计所述试车架的厚度、宽度和高度，所述单面导流槽的型面，以及所述火箭的热防护方案，并赋值给所述仿真模型重新进行仿真计算。
24、在一些可能的实施方式中，所述系统还包括：
25、后处理模块，用于在所述火箭、所述单面导流槽和所述试车台的热环境数据满足设计要求后，对所述仿真分析结果进行后处理，获得所述火箭在起飞过程中的压力云图、温度云图、速度云图和热流云图；
26、其中，所述热流云图包括单面导流槽热流云图，试车台热流云图、箭体底部热流云图和箭体尾段热流云图。
27、在一些可能的实施方式中，所述仿真计算模块具体用于：
28、通过质量守恒方程、动量守恒方程和能量守恒方程以及结合粘性系数联合求解流动控制方程，获得所述仿真模型中每一个网格点压力、速度和温度；其中，
29、质量守恒方程为：ρ表示每一个网格点的混合气体的密度，v表示每一个网格点的混合气体的体积；
30、动量守恒方程为：f表示单位质量流体所受的远程外力，σ表示应力；
31、能量守恒方程为：ε表示单位质量流体的内能，d:σ表示张量的双点积，k为热导率。
32、在一些可能的实施方式中，所述模型获取与处理模块，还用于：
33、对所述火箭、试车台与单面导流槽的三维结构模型进行预处理，所述预处理包括去除不影响仿真精度的部件以及仿真不关注的部件，获得适合热仿真计算的所述火箭、试车台与单面导流槽的仿真模型。
34、第三方面，本专利技术实施例提供了一种电子设备，包括：
35、一个或多个处理器；
36、存储装置，用于存储一个或多个程序，当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行，使得所述一个或多个处理器实现第一方面任意一种所述的运载火箭多发动机喷管并联热环境仿真分析方法。
37、第四方面，本专利技术实施例提供了一种计算机可读介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现如第一方面任意一种所述的运载火箭多发动机喷管并联热环境仿真分析方法。
38、上述技术方案的有益技术效果在于：
39、本专利技术实施例提供的一种发动机喷流热环境与单面导流槽导流的方法和系统，该方法包括：构建火箭、试车台与单面导流槽的仿真模型，并对仿真模型进行网格划分；根据火箭的发动机喷流参数对仿真模型进行仿真计算，获得仿真模型中每一个网格的温度、压力和速度；加载周围流体材料参数仿真计算结果进行仿真分析，获得仿真分析结果，根据仿真分析结果确定火箭、单面导流槽和试车台的热环境数据；判断火箭本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种运载火箭多发动机喷管并联热环境仿真分析方法，其特征在于，所述方法包括：
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，如果所述火箭、所述单面导流槽和所述试车台的热环境数据满足设计要求，则对所述仿真分析结果进行后处理，获得所述火箭在起飞过程中的压力云图、温度云图、速度云图和热流云图；
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述的根据所述火箭的发动机喷流参数对所述仿真模型进行仿真计算获得仿真计算结果，具体包括：
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述的获取火箭、试车台与单面导流槽的仿真模型之前，还包括：
5.一种运载火箭多发动机喷管并联热环境仿真分析系统，其特征在于，所述系统包括：
6.根据权利要求5所述的系统，其特征在于，所述系统还包括：
7.根据权利要求5所述的系统，其特征在于，所述仿真计算模块具体用于：
8.根据权利要求5所述的系统，其特征在于，所述模型获取与处理模块，还用于：
9.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该程序被处理器执行时实现如
10.一种计算机设备，其特征在于，其包括：
...【技术特征摘要】
1.一种运载火箭多发动机喷管并联热环境仿真分析方法，其特征在于，所述方法包括：
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，如果所述火箭、所述单面导流槽和所述试车台的热环境数据满足设计要求，则对所述仿真分析结果进行后处理，获得所述火箭在起飞过程中的压力云图、温度云图、速度云图和热流云图；
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述的根据所述火箭的发动机喷流参数对所述仿真模型进行仿真计算获得仿真计算结果，具体包括：
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述的获取火箭、试车台与单面导流槽的仿真模型之前，还包括：
【专利技术属性】
技术研发人员：张晓林，郭凤明，王军旗，刘兴隆，魏博昊，孙敬波，张欣，赵小程，
申请(专利权)人：北京天兵科技有限公司，
类型：发明
国别省市：
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