[0001] 本申请涉及航天发射运载火箭领域，尤其涉及一种运载火箭部组件射前温度预示计算方法及系统。

[0002] 运载火箭的一些部组件，尤其是液体发动机、逃逸固体发动机和伺服机构等关键设备对环境温度有严苛的保障要求，比如：CZ‑2F运载火箭一级液体发动机必须确保燃烧剂、氧化剂启动活门输送管路内推进剂的温度满足(偏二甲肼温度1℃～25℃，四氧化二氮温度5℃～20℃，并且两种推进剂温度差不大于5℃)要求，发动机尾舱温度不低于0℃。

[0003] 在载人航天发射任务中，必须确保零窗口发射。根据操作规范和发射预案，整流罩环境保障空调送风管路‑60min撤收，回转平台最迟‑30min打开。在极端低温环境下，开塔后运载火箭关键的一些部组件温度变化趋势以及射前温度值成为影响指挥员决策是否能够实施发射的关键。传统模式下，主要采用经验判断是否能够实施发射，或者通过上足保温措施的方法，保证运载火箭关键的一些部组件的温度，以使运载火箭顺利发射，但是目前无法科学有效地解决运载火箭的这些部组件的温度变化趋势和射前温度预示问题。

[0004] 因此，如何有效地解决运载火箭部组件温度变化趋势和射前温度预示，是本领域技术人员目前急需解决的技术问题。

[0020] 下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。

[0021] 实施例一

[0022] 如图1所示，本申请提供了一种运载火箭部组件射前温度预示计算方法，包括如下步骤：

[0023] 步骤S110、建立运载火箭部组件的热传导仿真模型；

[0024] 本申请中用于进行射前温度预示的运载火箭部组件可以指的是运载火箭的发动机尾舱，运载火箭发动机尾舱的对温度有严苛的保障要求，例如：运载火箭发动机尾舱温度不低于0℃，因此这里建立的可以是运载火箭发动机尾舱的热传导仿真模型。

[0025] 运载火箭部组件的热传导仿真模型，如下：

[0026]

[0027] 其中，x为运载火箭部组件的空间一点的x坐标；y为运载火箭部组件的空间一点的y坐标；z为运载火箭部组件的空间一点的z坐标；T为运载火箭部组件的空间一点的温度；t为时间； 为运载火箭部组件的空间一点的温度对时间的变化率；为数学符号偏导数；α为运载火箭部组件的热扩散系数，是运载火箭部组件中某一点的温度的扰动传递到另一点的速率的量度，是运载火箭部组件材料传导热能力与材料储存热能力的比值。本申请中的运载火箭部组件的材质是不均匀的材质，因此运载火箭部组件的热扩散系数α则是不确定的系数，因此接下来会对运载火箭的该部组件进行大量的环境试验，从而得到运载火箭的该部组件的热扩散系数α。

[0028] 步骤S120、在实验室中针对运载火箭部组件进行环境试验，通过环境试验得到热传导仿真模型的热扩散系数；

[0029] 在实验室中针对运载火箭部组件做大量的环境试验，将每个环境试验的结果输入至计算机中，通过每个环境试验的结果得到一个热扩散系数，将所有环境试验得到的热扩散系数进行叠加平均，得到运载火箭部组件的热扩散系数，将得到的运载火箭部组件的热扩散系统作为仿真模型的热扩散系数α。

[0030] 进行环境试验可以是用脉冲光照射运载火箭部组件的第一点，使运载火箭部组件的该点吸收脉冲光辐照能量，同时使用探测器记录热量传递到运载火箭部组件的第二点所引起的温度随时间的变化，从而得到运载火箭部组件第一点至第二点之间的热扩散系数。

[0031] 具体的，如图2所示，针对运载火箭部组件进行环境试验，包括如下步骤：

[0032] 步骤S121、将运载火箭部组件划分为多个被测试区；

[0033] 步骤S122、使用高强度的短时能量脉冲辐射被测试区的起始点；

[0034] 步骤S123、记录被测试区的终止点的温度随时间的变化；

[0035] 步骤S124、根据测量得到的温度变化数据，可以结合被测试区的起始点至终止点的长度，计算得到被测试区的材料的热扩散系数；

[0036] 步骤S125、将所有被测试区的材料的热扩散系数进行叠加平均，得到运载火箭部组件的热扩散系统。

[0037] 步骤S130、依据得到的热传导仿真模型的热扩散系数，建立运载火箭部组件温度变化与运载火箭贮箱推进剂温度、环境温度的关系模型；

[0038] 在得到材质不均匀的运载火箭部组件的热扩散系数α后，计算机依据得到的作为热传导仿真模型的热扩散系数α，建立运载火箭部组件温度变化与运载火箭贮箱推进剂温度、环境温度的关系模型。

[0039] 运载火箭部组件温度变化与运载火箭贮箱推进剂温度、环境温度的关系模型，如下：

[0040]

[0041] 其中，x为运载火箭部组件的空间一点的x坐标；y为运载火箭部组件的空间一点的y坐标；z为运载火箭部组件的空间一点的z坐标；T为运载火箭部组件的空间一点的温度；t为时间； 为运载火箭部组件的空间一点的温度对时间的变化率；为数学符号偏导数；α为运载火箭部组件的热扩散系数；q为热流密度；k为导热系数；T推进剂为推进剂温度；T环境为环境温度。

[0042] 由于运载火箭发动机尾舱的温度由推进剂温度和环境温度决定，因此在该关系模型中，增加了推进剂温度T推进剂和环境温度T环境，从而在进行温度预示计算时，考虑更多的影响因素，提高温度预示计算的精准度。

[0043] 步骤140、将射前监测的环境温度和推进剂温度输入至关系模型中，从而预示计算得到运载火箭部组件在任意时刻的温度；

[0044] 可以在整流罩环境保障空调送风管路撤收，以及回转平台打开后，环境温度传感器监测得到环境温度T环境，推进剂温度传感器监测得到运载火箭贮箱舱内推进剂温度T推进剂，然后将监测到的环境温度T环境和运载火箭贮箱舱内推进剂温度T推进剂输入至上述关系模型中，就可以预示计算得到该时刻运载火箭部组件(运载火箭发动机尾舱)的温度。

[0045] 不断重复监测环境温度T环境和运载火箭贮箱舱内推进剂温度T推进剂，从而就预示计算得到任意时刻运载火箭部组件(运载火箭发动机尾舱)的温度，进而就可以根据气象预报环境温度的趋势，预示推导出运载火箭部组件的温度变化趋势。

[0046] 上述运载火箭部组件射前温度预示计算方法是一种计算程序，可以运行在计算机中。

[0047] 实施例二

[0048] 如图3所示，本申请提供了一种运载火箭部组件射前温度预示计算系统300，包括：仿真模型建立模块310、环境试验模块320、系数计算模块330、关系模型建立模块340、温度传感器350和预示计算模块360。

[0049] 仿真模型建立模块310建立运载火箭部组件的热传导仿真模型。

[0050] 本申请中用于进行射前温度预示的运载火箭部组件可以指的是运载火箭的发动机尾舱，运载火箭发动机尾舱的对温度有严苛的保障要求，例如：运载火箭发动机尾舱温度不低于0℃，因此这里建立的可以是运载火箭发动机尾舱的热传导仿真模型。

[0051] 运载火箭部组件的热传导仿真模型，如下：

[0052]

[0053] 其中，x为运载火箭部组件的空间一点的x坐标；y为运载火箭部组件的空间一点的y坐标；z为运载火箭部组件的空间一点的z坐标；T为运载火箭部组件的空间一点的温度；t为时间； 为运载火箭部组件的空间一点的温度对时间的变化率；为数学符号偏导数；α为运载火箭部组件的热扩散系数，是运载火箭部组件中某一点的温度的扰动传递到另一点的速率的量度，是运载火箭部组件材料传导热能力与材料储存热能力的比值。本申请中的运载火箭部组件的材质是不均匀的材质，因此运载火箭部组件的热扩散系数α则是不确定的系数，因此接下来会对运载火箭的该部组件进行大量的环境试验，从而得到运载火箭的该部组件的热扩散系数α。

[0054] 环境试验模块320在实验室中针对运载火箭部组件进行环境试验，系数计算模块330通过环境试验得到热传导仿真模型的热扩散系数。

[0055] 在实验室中针对运载火箭部组件做大量的环境试验，将每个环境试验的结果输入至计算机中，通过每个环境试验的结果得到一个热扩散系数，将所有环境试验得到的热扩散系数进行叠加平均，得到运载火箭部组件的热扩散系数，将得到的运载火箭部组件的热扩散系统作为仿真模型的热扩散系数α。

[0056] 进行环境试验可以是用脉冲光照射运载火箭部组件的第一点，使运载火箭部组件的该点吸收脉冲光辐照能量，同时使用探测器记录热量传递到运载火箭部组件的第二点所引起的温度随时间的变化，从而得到运载火箭部组件第一点至第二点之间的热扩散系数。

[0057] 具体的，环境试验模块320包括：划分模块321、辐射模块322、记录模块323、计算模块324和叠加模块325。

[0058] 划分模块321将运载火箭部组件划分为多个被测试区；辐射模块322使用高强度的短时能量脉冲辐射被测试区的起始点；记录模块323记录被测试区的终止点的温度随时间的变化；计算模块324根据测量得到的温度变化数据，可以结合被测试区的起始点至终止点的长度，计算得到被测试区的材料的热扩散系数；叠加模块325将所有被测试区的材料的热扩散系数进行叠加平均，得到运载火箭部组件的热扩散系统。

[0059] 关系模型建立模块340依据得到的热传导仿真模型的热扩散系数，建立运载火箭部组件温度变化与运载火箭贮箱推进剂温度、环境温度的关系模型。

[0060] 在得到材质不均匀的运载火箭部组件的热扩散系数α后，计算机依据得到的作为热传导仿真模型的热扩散系数α，建立运载火箭部组件温度变化与运载火箭贮箱推进剂温度、环境温度的关系模型。

[0061] 运载火箭部组件温度变化与运载火箭贮箱推进剂温度、环境温度的关系模型，如下：

[0062]

[0063] 其中，x为运载火箭部组件的空间一点的x坐标；y为运载火箭部组件的空间一点的y坐标；z为运载火箭部组件的空间一点的z坐标；T为运载火箭部组件的空间一点的温度；t为时间； 为运载火箭部组件的空间一点的温度对时间的变化率；为数学符号偏导数；α为运载火箭部组件的热扩散系数；q为热流密度；k为导热系数；T推进剂为推进剂温度；T环境为环境温度。

[0064] 由于运载火箭发动机尾舱的温度由推进剂温度和环境温度决定，因此在该关系模型中，增加了推进剂温度T推进剂和环境温度T环境，从而在进行温度预示计算时，考虑更多的影响因素，提高温度预示计算的精准度。

[0065] 温度传感器350射前监测环境温度和推进剂温度，预示计算模块360将射前监测的环境温度和推进剂温度输入至关系模型中，从而预示计算得到运载火箭部组件在任意时刻的温度。

[0066] 可以在整流罩环境保障空调送风管路撤收，以及回转平台打开后，环境温度传感器监测得到环境温度T环境，推进剂温度传感器监测得到运载火箭贮箱舱内推进剂温度T推进剂，然后将监测到的环境温度T环境和运载火箭贮箱舱内推进剂温度T推进剂输入至上述关系模型中，就可以预示计算得到该时刻运载火箭部组件(运载火箭发动机尾舱)的温度。

[0067] 不断重复监测环境温度T环境和运载火箭贮箱舱内推进剂温度T推进剂，从而就预示计算得到任意时刻运载火箭部组件(运载火箭发动机尾舱)的温度，进而就可以根据气象预报环境温度的趋势，预示推导出运载火箭部组件的温度变化趋势。

[0068] 上述仿真模型建立模块310、环境试验模块320、系数计算模块330、关系模型建立模块340和预示计算模块360均是由CPU执行的程序段，或具有数据处理能力的硬件单元。

[0069] 本申请可以用于航天发射前，在极端环境下，快速预示计算运载火箭部组件(例如：发动机尾舱)的温度及变化趋势，确认运载火箭部组件是否符合发射窗口温度条件，为指挥员提供决策依据，避免了因运载火箭部组件的温度不符合发射要求而造成运载火箭发射的失败，从而提升了航天发射活动可靠性和安全性。

[0070] 对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

[0071] 此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。