[发明专利]一种低温液体火箭吹除支管供气流量的设计方法

说明书

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m_in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。

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T_liq、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T_air；

S2、根据总体输入，确定发射日的环境温度T_env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h_out；

S4、舱壁内部的对流换热系数h_in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m_in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m_in。

进一步地，所述步骤S3中，舱壁外部的对流换热系数h_out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T_env作为参考温度T_m，采用下式计算参考温度下的雷诺数Re_m：

Re_m＝ρ_mvd/μ_m

式中：

ρ_m——空气参考密度，根据T_m查表获得；

d——舱段直径；