本发明专利技术公开了一种火箭级间热分离喷管侧向干扰设计方法，涉及多级火箭发动机装置的技术领域。本发明专利技术针对多极火箭级间热分离建压过程中存在的喷管侧向干扰现象，克服现有设计方法中必须依赖非定常流场仿真和地面试验获取喷管侧向干扰力及力矩特性的瓶颈，提出一种近似模型对级间热分离过程中的喷管内外压力分布偏差进行建模，实现了在考虑发动机建压过程、喷管摆动以及等多因素作用下的分离过程喷管侧向干扰力及力矩的计算，提高了设计效率，支撑了型号对分离方案设计、优化及验证考核的需求。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及多级火箭发动机装置的，特别是一种火箭级间热分离喷管侧向干扰设计方法。
技术介绍
1、在运载火箭级间热分离过程中，喷管内外流动的周向非均匀状态可导致作用于喷管的附加侧向气动干扰力矩，该侧向干扰力如超过喷管伺服的承受极限范围，则会导致伺服无法在短时间内正常跟踪控制指令。然而，这种干扰的产生处于级间分离时序控制、发动机建压与堵片打开、上面级喷管起控等多因素共同作用的阶段，力矩方向和大小在分离几十毫秒内的时刻范围内都在变化，过程极为复杂。传统运载火箭级间热分离设计中，采用较大负载能力的伺服系统，具有足够的抗干扰能力。而新一代运载火箭为了提高运载能力，往往需要降低伺服的质量和功率，因而伺服功率选型下限设计不仅与分离和姿控设计方案相关，还需定量针对分离过程气动干扰的抗干扰性。
2、对于上述气动干扰力矩，目前尚未有可靠的理论分析基础和成熟的设计方法。
技术实现思路
1、本专利技术提供一种火箭级间热分离喷管侧向干扰设计方法。本专利技术针对多极火箭级间热分离建压过程中存在的喷管侧向干扰现象，克服现有设计方法中必须依赖非定常流场仿真和地面试验获取喷管侧向干扰力及力矩特性的瓶颈，提出一种近似模型对级间热分离过程中的喷管内外压力分布偏差进行建模，实现了在考虑发动机建压过程、喷管摆动以及等多因素作用下的分离过程喷管侧向干扰力及力矩的计算，提高了设计效率，支撑了型号对分离方案设计、优化及验证考核的需求。
2、第一方面，提供了一种火箭级间热分离喷管侧向干扰设计方法，包括：</p>3、计算火箭级间热分离过程中典型状态下激波面位置对应的截面半径和激波上游马赫数；
4、根据典型状态下的流动参数，计算相应的喷管内侧激波下游压力；
5、结合上面级火箭喷管由于发动机建压过程变形产生的下沉角以及预置摆角和伺服指令摆角，求出典型状态下喷管的实际摆动范围；
6、将喷管内的驻定激波形态拟合为一个垂直于发动机轴线的椭圆平面；根据喷管内侧激波下游压力和喷管的实际摆动范围，计算喷管内侧压力产生的侧向干扰力和力矩；
7、根据级间分离过程气动特性计算方法，计算分离过程中级间段腔内气体的压力变化过程，得到典型状态下的喷管外侧腔内气体压力；
8、根据喷管的实际摆动范围，得到喷管出口与级间段壳壁之间缝隙面积相对均匀缝隙宽度的偏移量；在此基础上确定偏移量影响下的喷管外侧压力分布；根据喷管外侧压力分布，计算其产生的侧向干扰力和力矩；
9、根据喷管内外侧压力产生的侧向干扰力和，选取最大值作为喷管侧向干扰的工程设计结果；根据喷管内外侧压力产生的侧向干扰力矩和，选取最大值作为喷管侧向干扰的工程设计结果。
10、结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，典型状态包括飞行试验状态和地面试验状态；
11、对于飞行试验状态，从多级火箭上面级喷管喉部到多级火箭下面级前封头，仅有一道驻定激波，位于喷管出口处，为喷管出口半径，对应的激波上游马赫数为喷管出口马赫数；
12、对于地面试验状态，从多级火箭上面级喷管喉部到多级火箭下面级前封头，仅有一道驻定激波，位于喷管内侧从喉部到喷管出口的1/3~2/3长度位置处，对应的激波所在截面半径从发动机性能参数中喷管几何形状确定，对应的激波上游马赫数满足如下方程
13、
14、为燃气比热比系数，可从发动机性能参数中燃气热物性参数表确定；为火箭上面级发动机喷管喉部半径。
15、结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，喷管内侧激波下游压力满足：
16、
17、为激波上游马赫数；为燃气比热比系数；为发动机燃烧室压力。
18、结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，下沉角和发动机燃烧室压力的关系满足：
19、
20、其中，为下沉角-燃烧室压力比例系数；
21、喷管的实际摆动范围满足：
22、。
23、结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，驻定激波拟合为一个由垂直于发动机轴线的平面和发动机喷管相交形成的椭圆；在椭圆平面驻定激波形态下，激波下游形成的高压区作用于喷管内侧表面，并形成非对称的分布。
24、结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，喷管内侧压力产生的侧向干扰力和力矩满足：
25、
26、其中，为典型状态下近似驻定激波平面处喷管的半径，为近似驻定激波平面中心距离喷管摆心的轴向距离。
27、结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，根据喷管实际摆角范围，计算喷管出口与级间段壳壁之间缝隙宽度相对均匀缝隙宽度的偏移量，满足：
28、
29、为喷管出口与级间段壳壁之间缝隙宽度，喷管实际摆角为0°时，为喷管出口与级间段壳壁之间均匀缝隙宽度，代表喷管出口处不同位置相对参考象限的周向方位角，取值范围为0~360°；为喷管出口处由于摆动产生的位移长度，，为喷管出口中心距离喷管摆心的距离。
30、结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，喷管外侧压力满足：
31、
32、为喷管出口与级间段壳壁之间均匀缝隙宽度，代表喷管出口处不同位置相对参考象限的周向方位角，取值范围为0~360°；为喷管出口处由于摆动产生的位移长度，，为喷管出口中心距离喷管摆心的距离。
33、结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，侧向干扰力侧向干扰力矩满足：
34、
35、
36、为距离喷管摆心轴向距离处的轴向截面半径，为喷管出口与级间段壳壁之间均匀缝隙宽度，代表喷管出口处不同位置相对参考象限的周向方位角，取值范围为0~360°；为喷管出口处由于摆动产生的位移长度，，为喷管出口中心距离喷管摆心的距离，为后封头法兰处距离摆心的距离。
37、结合第一方面，在第一方面的某些实现方式中，侧向干扰力侧向干扰力矩满足：
38、
39、为喷管从后封头法兰处到出口处的侧向投影面积，为喷管从后封头法兰处到出口处的侧向截面相对摆心的形心，为喷管出口与级间段壳壁之间均匀缝隙宽度，为喷管出口处由于摆动产生的位移长度，，为喷管出口中心距离喷管摆心的距离。
40、与现有技术相比，本专利技术提供的方案至少包括以下有益技术效果：
41、本专利技术由于采用一种近似模型对级间热分离过程中的喷管内外压力分布偏差进行建模，实现了在考虑发动机建压过程、喷管摆动以及等多因素作用下的分离过程喷管侧向干扰力及力矩的计算并满足工程应用的偏差许可，提高了设计效率。
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【技术保护点】
1.一种火箭级间热分离喷管侧向干扰设计方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，典型状态包括飞行试验状态和地面试验状态；
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，喷管内侧激波下游压力满足：
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，下沉角和发动机燃烧室压力的关系满足：
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，驻定激波拟合为一个由垂直于发动机轴线的平面和发动机喷管相交形成的椭圆；在椭圆平面驻定激波形态下，激波下游形成的高压区作用于喷管内侧表面，并形成非对称的分布。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，喷管内侧压力产生的侧向干扰力和力矩满足：
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据喷管实际摆角范围，计算喷管出口与级间段壳壁之间缝隙宽度相对均匀缝隙宽度的偏移量，满足：
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，喷管外侧压力满足：
9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，侧向干扰力侧向干扰力矩满足：
10.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，侧向干扰力侧向干扰力矩满足：
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【技术特征摘要】
1.一种火箭级间热分离喷管侧向干扰设计方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，典型状态包括飞行试验状态和地面试验状态；
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，喷管内侧激波下游压力满足：
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，下沉角和发动机燃烧室压力的关系满足：
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，驻定激波拟合为一个由垂直于发动机轴线的平面和发动机喷管相交形成的椭圆；在椭圆平面驻定激波形态下，激波下游形成的高压区作用于喷管内...
【专利技术属性】
技术研发人员：沈治，张兵，吴亚东，尹宇辉，谢珏帆，孙宗华，吕静，
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：
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