[发明专利]针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法、装置及设备

说明书

本发明公开了针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法、装置及设备，该方法包括：设置进行流体力学计算需要的初始参数；基于初始参数，进行流体动力学计算，获得火箭级间段内憋压预设时间的流场参数；通过线性插值方法将级间段内憋压预设时间的流场参数赋值到级间分离的初始流场上；将流体力学计算方程和飞行力学刚体运动方程进行耦合，获得流体力学‑刚体动力学方程，基于插值后的级间分离的流场，求解流体力学‑刚体动力学方程，获得级间分离气动特性。本发明的针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法对憋压过程和级间分离运动过程进行了分解，避免了求解级间段保护罩抛开的过程，大大简化了计算量。

技术领域

本发明属于数据处理技术领域，具体涉及一种针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法、装置、介质及电子设备。

背景技术

多级火箭级间分离方式可分为冷分离和热分离，其中冷分离是指仅依靠气动力或机构力将两体推开实现分离，热分离则是利用前体发动机喷流，依靠高压喷流将两体分开的分离形式。其中热分离稳定性较高，多级火箭在低空分离时多采用级间热分离方式。热分离是上、下两级壳体结构未分离前，上面级发动机点火，在上、下两体在分离面处断开后，依靠上面级火箭发动机工作产生的高压燃气使下面级远离上面级，完成分离。

火箭级间热分离一般为封闭式分离方式。封闭式分离先进行上面级发动机点火，待级间段内压强达到一定程度后发出分离信号，利用爆炸导索使保护罩抛开并实现分离。该方式对级间段壳体承压要求较高，分离过程中两体受级间段憋压作用，分离速度更快。

憋压过程在级间段形成了复杂的干扰流场，对一、二级箭体气动特性影响严重，关系到两级能否可靠分离、甚至飞行成败。弄清楚级间分离过程的流场结构、两级的气动力特性，获得准确的气动力参数，不仅可以进行相关机理性的研究和探索，还可以为火箭级间分离方案及控制系统设计提供重要依据。

但是现有技术的级间分离憋压过程模拟均比较复杂。

因此，需要一种简化的级间分离憋压过程模拟方法。

发明内容

本发明的目的是提出一种简化的级间分离憋压过程模拟方法。

第一方面，本发明提供一种针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法，包括：设置进行流体力学计算需要的初始参数；基于所述初始参数，进行流体动力学计算，获得火箭级间段内憋压预设时间的流场参数；通过线性插值方法将级间段内憋压预设时间的流场参数赋值到级间分离的初始流场上；将流体力学计算方程和飞行力学刚体运动方程进行耦合，获得流体力学-刚体动力学方程，基于插值后的级间分离的流场，求解流体力学-刚体动力学方程，获得级间分离气动特性和运动轨迹。

可选的，将地面试车试验时的发动机燃烧室流场参数作为流体力学计算时的喷管入口边界条件，将当地大气环境参数作为流体力学计算时的喷管内流场初始条件。

可选的，所述发动机燃烧室流场参数包括：温度、压力和燃气物性参数。

可选的，流体力学计算方程的积分形式为：

其中，Ω是任意形状的控制体，Q是守恒变量，dV是控制体的体积，是无粘通量，是粘性通量，dS是控制体上的微元面的面积，是微元面的外法向单位矢量。

可选的，采用紧耦合的方式将流体力学计算方程和飞行力学刚体运动方程进行耦合。

第二方面，本发明还提供一种电子设备，所述电子设备包括：存储器，存储有可执行指令；处理器，所述处理器运行所述存储器中的所述可执行指令，以实现上述针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法。

第三方面，本发明还提供一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现上述针对火箭级间分离憋压过程的数值模拟方法。