[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

权利要求书

1.一种低温液体火箭吹除支管供气流量的设计方法，其特征在于，包括以下计算步骤：

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。

2.根据权利要求1所述的一种低温液体火箭吹除支管供气流量的设计方法，其特征在于，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；

μ_m——空气参考动力粘度系数，根据T_m查表获得。

根据雷诺数，采用下式计算努赛尔数Nu_m：

式中：

Pr_m——普朗特数，根据T_m查表获得。

最终通过下式获得舱壁外对流换热系数h_out：

式中：

d——舱段直径；

λ_m——空气导热系数，根据T_m查表获得。

3.根据权利要求1所述的一种低温液体火箭吹除支管供气流量的设计方法，其特征在于，所述步骤S4中，对流换热系数按使舱内散失热量更大或流入热量更小为标准进行取值，该方法具体为：如环境温度低于舱内目标温度，则舱壁内部对流换热系数取10W/m²，保证向外散失热量为最大；如环境温度高于舱壁内目标温度，则内部对流换热系数取1W/m²，保证向内传递热量为最小。

4.根据权利要求1所述的一种低温液体火箭吹除支管供气流量的设计方法，其特征在于，所述步骤S5中，建立舱段热网格模型的方法具体为：

针对圆柱形箱间段即舱段，所述箱间段包括贮箱前后底、舱壁、防热层和箱间段内的空气，实际箱间段模型中贮箱前后底与舱壁相连并采用同一种材料，在贮箱前后底上铺设的防热层用于绝热，将实际模型进行二维拓扑划分得到热网格模型，网格尺寸与物性参数均与实际模型对应。

5.根据权利要求4所述的一种低温液体火箭吹除支管供气流量的设计方法，其特征在于，所述舱段热网格模型的网格尺寸与物性参数均与实际模型对应，具体对应方法为：

首先明确每个网格的命名规则：X为舱段的径向方向，Y为舱段的轴向方向，规定热网格的四条边分别为N、E、W、S，其中，Δy为网格在y方向上的长度，其对应的面积为A_y，Δx为网格在x方向上的长度，其对应面积为A_x，所述对应面积，是指将三维几何体映射至二维图形后，二维图形的边所代表的实际三维面积；

每个热网格的物理参数包括该网格的平均温度T和导热系数λ，舱段导热系数λ_C，防热层导热系数λ_FRC。

6.根据权利要求1所述的一种低温液体火箭吹除支管供气流量的设计方法，其特征在于，所述步骤S6中，当吹除系统达到稳态时，气体及固体导热温度场不变，内部仅存在导热过程，流入热网格的热量和流出热量相同，每个网格的区别仅在于网格各边的边界条件不同，在此基础上先建立每个网格每条边的热平衡方程，再建立每个网格的热平衡方程，求解得到每个网格的平均温度，舱段内空气所对应的网格的平均温度T_air是步骤S1里确定的输入参数，最后建立整个网格模型的热平衡方程即可解出供气流量m_in。