1.本技术涉及运载火箭热环境设计技术领域，特别涉及一种运载火箭底部燃气射流加热的计算方法及温度预警方法。
背景技术：2.新一代运载火箭首创了5米氢氧芯级和3.35米液氧煤油助推的组合型火箭构型，充分发挥了液氧煤油动力高密度比冲、大推力以及氢氧动力高性能比冲的优点、多台氢氧发动机和多台液氧煤油发动机同时工作时，高速高温的燃气射流从喷管喷射而出，而高速高温的燃气中含有二氧化碳、水蒸气等多种三原子气体、多原子气体、以及多种不对称的双原子气体(例如一氧化碳)等。这些气体具有很强的辐射能力，会对火箭底部区域造成严重影响，因此需要计算燃气射流对火箭底部所产生的热量。
3.由于气体辐射模型的问题尚未解决，因此导致现有技术无法准确计算出燃气射流对火箭底部热环境造成的影响。
技术实现要素：4.鉴于现有技术的以上问题，本技术提供一种运载火箭底部燃气射流加热的计算方法及温度预警方法，以准确计算出燃气射流热环境的热流量，从而可以有效对火箭底部温度进行预警。
5.为达到上述目的，本技术第一方面提供一种运载火箭底部燃气射流加热的计算方法，所述运载火箭包括一个芯级箭体以及均匀分布于所述芯级箭体周围的4个助推器；其中，所述芯级箭体底部设置有2台液氢液氧发动机，每个所述助推器底部设置有2台液氧煤油发动机；其特征在于，所述计算方法包括：根据各台发动机的燃气射流的角系数确定相应燃气射流产生的热流量；对所述各台发动机的燃气射流产生的热流量进行叠加获得所述芯级箭体底部射流产生的热流量。
6.由上，本方面提供的运载火箭底部燃气射流加热的计算方法，可以准确计算出发动机的燃气射流造成的热流量，并通过对该热流量进行综合处理以获得芯级箭体底部所受热流的大小，从而可以评估芯级箭体底部的温度环境。
7.作为第一方面一种可选的实现方式，所述各台发动机的燃气射流的角系数的确定过程包括：以所述发动机的喷管出口的中心为坐标原点建立直角坐标系，x轴表示距离所述喷管出口中心的横向距离，y轴表示距离所述喷管出口中心的纵向距离；所述发动机的燃气射流在点（r，h）处的角系数按下式确定：其中，，为所述发动机的燃气射流在点（r，h）处的角系数，r为所述喷管出口的半径，r为距离喷管出口中心点的横
向距离，h为距离喷管出口中心点的纵向距离。
8.由上，提供了燃气射流角系数的计算方法，使角系数的计算结果更为准确。
9.作为第一方面一种可选的实现方式，所述根据各台发动机的燃气射流的角系数确定相应燃气射流产生的热流量，包括：按下式确定各台发动机燃气射流产生的热流量：其中，为各台发动机燃气射流产生的热流量，为燃料当量的辐射系数，为所述发动机的燃气射流在点（r，h）处的角系数，为燃气射流的外表面的温度。
10.由上，燃气射流的外表面温度与发动机喷管出口燃气温度相同。
11.作为第一方面一种可选的实现方式，还包括：当所述发动机为液氢液氧发动机时，所述燃料当量的辐射系数为0.5。
12.作为第一方面一种可选的实现方式，还包括：当所述发动机为液氧煤油发动机时，所述燃料当量的辐射系数为0.8。
13.作为第一方面一种可选的实现方式，所述对所述各台发动机的燃气射流产生的热流量进行线性叠加获得所述芯级箭体底部射流产生的热流量，包括：获取液氢液氧发动机的遮挡系数和液氧煤油发动机的遮挡系数；基于所述液氢液氧发动机的遮挡系数、所述液氢液氧发动机的燃气射流产生的热流量、所述液氧煤油发动机的遮挡系数、以及所述液氧煤油发动机的燃气射流产生的热流量来确定所述芯级箭体底部射流产生的热流量。
14.由上，由于同一底部的两股热流之间可能会产生互相遮挡的现象，因此，本方面将遮挡系数考虑进去，可以进一步提高计算结果的准确性，从而更为客观准确的评价芯级箭体底部的环境温度。
15.作为第一方面一种可选的实现方式，所述液氢液氧发动机的遮挡系数为0.25。
16.作为第一方面一种可选的实现方式，所述液氧煤油发动机的遮挡系数为0.5。
17.作为第一方面一种可选的实现方式，所述基于所述液氢液氧发动机的遮挡系数、所述液氢液氧发动机的燃气射流产生的热流量、所述液氧煤油发动机的遮挡系数、以及所述液氧煤油发动机的燃气射流产生的热流量来确定所述芯级箭体底部射流产生的热流量，包括：按下式确定所述芯级箭体底部中心位置处的热流量：其中，为所述芯级箭体底部中心位置处的热流量，为液氢液氧发动机i的射流产生的热流量，为液氢液氧发动机ii的射流产生的热流量，为液氧煤油发动机的遮挡系数，为液氧煤油发动机i的射流产生的热流量，为液氧煤油发动机ii的射流产生的热流量；所述液氢液氧发动机i和所述液氢液氧发动机ii为芯级箭体底部的2台发动机；所述液氧煤油发动机i和所述液氧煤油发动机ii为同一助推器底部的2台发动机，所述液氧煤油发动机i为远离所述芯级箭体底部中心位置
处的发动机，所述液氧煤油发动机ii为靠近所述芯级箭体底部中心位置处的发动机。
18.作为第一方面一种可选的实现方式，所述基于所述液氢液氧发动机的遮挡系数、所述液氢液氧发动机的燃气射流产生的热流量、所述液氧煤油发动机的遮挡系数、以及所述液氧煤油发动机的燃气射流产生的热流量来确定所述芯级箭体底部射流产生的热流量，包括：按下式确定所述芯级箭体底部非中心位置处的热流量：其中，为所述芯级箭体底部非中心位置处的热流量，为液氢液氧发动机i的射流产生的热流量，为液氢液氧发动机ii的射流产生的热流量，为液氧煤油发动机i的射流产生的热流量，为液氧煤油发动机ii的射流产生的热流量，为液氢液氧发动机的遮挡系数；相邻助推表示靠近该非中心位置的助推器底部的发动机，对面助推表示远离该非中心位置的助推器底部的发动机；所述液氢液氧发动机i和所述液氢液氧发动机ii为芯级箭体底部的2台发动机；所述液氧煤油发动机i和所述液氧煤油发动机ii为同一助推器底部的2台发动机，所述液氧煤油发动机i为远离所述芯级箭体底部中心位置处的发动机，所述液氧煤油发动机ii为靠近所述芯级箭体底部中心位置处的发动机。
19.由上，由于对于芯级箭体底部不同位置，各股燃气射流互相的遮挡效应存在差异，因此本方面将其分为中心位置和非中心位置来分别计算各自的热流量，进一步提高计算结果的准确性。
20.本技术第二方面提供一种运载火箭底部温度预警方法，包括：利用上述第一方面所述的运载火箭底部燃气射流加热的计算方法确定芯级箭体底部射流产生的热流量；根据所述芯级箭体底部射流产生的热流量确定所述芯级箭体底部温度；基于所述芯级箭体底部温度进行预警响应。
21.本技术的这些和其它方面在以下(多个)实施例的描述中会更加简明易懂。
附图说明
22.图1为本技术实施例提供的一种运载火箭底部燃气射流的计算方法所适用的运载火箭的机构示意图；图2为本技术实施例提供的一种运载火箭底部燃气射流的计算方法的流程图；图3为本技术实施例提供的单台火箭发动机地面试车试验的热流量的测量示意图；图4a为本技术实施例提供的两台火箭发动机地面试车试验的热流量的测量正视图；图4b为本技术实施例提供的两台火箭发动机地面试车试验的热流量的测量侧视图；
图5为本技术实施例提供的运载火箭底部的平面图；图6为本技术实施例提供的一种计算设备的结构性示意性图；图7为本技术实施例提供的另外一种计算设备的结构性示意性图。
具体实施方式
23.说明书和权利要求书中的词语“第一、第二、第三等”或模块a、模块b、模块c等类似用语，仅用于区别类似的对象，不代表针对对象的特定排序，可以理解地，在允许的情况下可以互换特定的顺序或先后次序，以使这里描述的本技术实施例能够以除了在这里图示或描述的以外的顺序实施。
24.在以下的描述中，所涉及的表示步骤的标号，如s110、s120
……
等，并不表示一定会按此步骤执行，在允许的情况下可以互换前后步骤的顺序，或同时执行。
25.说明书和权利要求书中使用的术语“包括”不应解释为限制于其后列出的内容；它不排除其它的元件或步骤。因此，其应当诠释为指定所提到的所述特征、整体、步骤或部件的存在，但并不排除存在或添加一个或更多其它特征、整体、步骤或部件及其组群。因此，表述“包括装置a和b的设备”不应局限为仅由部件a和b组成的设备。
26.本说明书中提到的“一个实施例”或“实施例”意味着与该实施例结合描述的特定特征、结构或特性包括在本技术的至少一个实施例中。因此，在本说明书各处出现的用语“在一个实施例中”或“在实施例中”并不一定都指同一实施例，但可以指同一实施例。此外，在一个或多个实施例中，能够以任何适当的方式组合各特定特征、结构或特性，如从本公开对本领域的普通技术人员显而易见的那样。
27.除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本技术的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。如有不一致，以本说明书中所说明的含义或者根据本说明书中记载的内容得出的含义为准。另外，本文中所使用的术语只是为了描述本技术实施例的目的，不是旨在限制本技术。
28.对本技术具体实施方式进行进一步详细说明之前，对本技术实施例中涉及的名词和属于，以及其在本技术中相应的用途\作用\功能等进行说明，本技术实施例中涉及的名词和术语适用于如下的解释：1）芯级箭体：把一枚较大的单级火箭放在中间，该枚较大的单级火箭即为芯级箭体。2）助推器：在芯级箭体的周围捆绑多枚较小的火箭，每一枚较小的火箭称为一个助推器。3）液氢液氧发动机：是指采用液氢和液氧作为燃料的发动机。4）液氧煤油发动机：是指采用液氧和煤油作为燃料的发动机。
29.下面参见各图，对本技术实施例提供的一种运载火箭底部燃气射流加热的计算方法方进行详细说明。
30.如图1所示，为本技术实施例所提供的方案可以适用的运载火箭的结构图。如图1所示，该运载火箭包括一个芯级箭体110以及均匀分布于该芯级箭体110周围的4个助推器120，图1中示出2个助推器120，应理解，在与每个助推器120相对的位置处还设置有一个助推器120，即满足在芯级箭体110的周围均匀的设有4个助推器120。在该芯级箭体110的底部设置有2台液氢液氧发动机130，在每个助推器120的底部设置有2台液氧煤油发动机140，因此，相当于该运载火箭包括10台发动机（其中2台液氢液氧发动机和8台液氧煤油发动机）。在本实施例中，该运载火箭可以为新一代的运载火箭，在其他实施例中，该运载火箭还可以
为其他型号的运载火箭，本实施例对此不做限定。
31.本实施例以新一代的运载火箭为为例进行说明。如图2所示，为本技术实施例所提供的运载火箭底部燃气射流加热的计算方法的流程图，该方法的实现过程主要包括步骤s210-s220，下面对各个步骤依次进行介绍。
32.s210：根据各台发动机的燃气射流的角系数确定相应燃气射流产生的热流量。
33.在进行步骤s210之前，首先需要分别对液氢液氧发动机和液氧煤油发动机进行地面单机试车试验（其中单机表示单台发动机），以确定液氢液氧发动机的燃料当量的辐射系数和液氧煤油发动机的燃料当量的辐射系数。
34.具体为：如图3所示为单台火箭发动机（单台液氢液氧发动机或者单台液氧煤油发动机）在地面试车时高温燃气射流所产生的热流量的测量示意图，图中310表示发动机喷管，图中320表示发动机所产生的火焰区域，图中330表示导流槽，用于将发动机喷管喷出的火焰引导到其他地方，防止高温火焰损坏发动机以及地面设施。图中
①‑⑩
均为辐射热流计的安装位置，通过在高温燃气射流周围布置辐射热流计来测量获得相应位置的热流量。应理解，由于火箭发动机地面试车试验的试车台空间紧凑，因此，可以寻找试车试验时试车台的空余位置来安装辐射热流计，辐射热流计的安装数量也可以根据实际试验进行调整，本技术不对其进行限定。
35.在本实施例中，将发动机产生的燃气射流假设为与发动机的喷管出口直径相等的无限长半圆柱，并以喷管出口的中心为坐标原点建立坐标系，其中x轴表示距离喷管出口中心点的横向距离，y轴表示距离喷管出口中心点的纵向距离。基于该坐标系，该半圆柱形的燃气射流在某点（r，h）的角系数可以利用下述公式（1）和（2）来联合计算：（1）（2）其中，r为喷管出口的半径，r为距离喷管出口中心点的横向距离，h为距离喷管出口中心点的纵向距离。
36.在标准大气压下，假设燃气射流的外表面与喷管出口燃气的温度相同，均为，则各台发动机的燃气射流向空间各处产生的热流量可以利用下述公式（3）来计算：
ꢀꢀꢀ
（3）其中，为各台发动机燃气射流在（r，h）处产生的热流量，在单台液氢液氧发动机进行地面试车试验过程中，该值通过辐射热流计测量获得；为燃料（在液氢液氧发动机中燃料为液氢和液氧，在液氧煤油发动机中燃料为液氧和煤油）当量的辐射系数；为发动机的燃气射流在点（r，h）的角系数，该值可以通过公式（1）和公式（2）联合计算获得；为燃气射流的外表面的温度，该值与喷管出口燃气的温度相同。
37.因此，对公式（3）求解，在不同的（r，h）处可以获得一个对应的值。通过对多个
值进行回归分析则可以得到的值。根据对单台液氢液氧发动机的地面试车试验的结果，可以获得液氢液氧发动机的燃料当量的辐射系数。根据对单台液氧煤油发动机的地面试车试验的结果，可以获得液氧煤油发动机的燃料当量的辐射系数。
38.在确定了液氢液氧发动机的燃料当量的辐射系数和液氧煤油发动机的燃料当量的辐射系数之后，则当发动机为液氢液氧发动机时，可以按下式确定发动机燃气射流产生的热流量：；当发动机为液氧煤油发动机时，可以按下式确定发动机的热流量：。
39.s220：对所述各台发动机的燃气射流产生的热流量进行叠加获得所述芯级箭体底部射流产生的热流量。
40.在进行步骤s210之前，首先需要分别对液氢液氧发动机和液氧煤油发动机进行地面双机试车试验（即：对同一芯级箭体底部的两台液氢液氧发动机同时进行试车试验，或者对同一助推器底部的两台液氧煤油发动机同时进行试车试验），以确定液氢液氧发动机的遮挡系数和液氧煤油发动机的遮挡系数。
41.具体为：如图4a所示为两台发动机（两台液氢液氧发动机或者两台液氧煤油发动机）在地面试车时的高温燃气射流所产生的热流量的测量的正视图，图中411表示第一台发动机，图中412表示第二台发动机，其中下部的梯形表示喷管420，在实际应用中，由于喷管420在安装时与发动机本体（411和412）需要具有一定角度，因此从图4a可以看出喷管420是略微倾斜安装的。图4b为两台发动机在地面试车时的高温燃气射流所产生的热流量的测量示的侧视图，因此只能看到一个喷管420以及一台发动机。图4a以及图4b中所示的1、2
……
为测试点位置，该测试点位置为随机选取的位置。应理解，4a为正视图，而4b为侧视图，因此，图4a中测试点在图4b的角度，则集中于喷管的中轴线上，因此，图4b中示出的测试点与图4a中示出的测试点并非为对应的测试点。
42.在本实施例中，以两个发动机喷管出口中心位置连线的中点为坐标原点建立坐标系，其中x轴表示距离喷管出口中心点的横向距离，y轴表示距离喷管出口中心点的纵向距离。基于该坐标系，位于i象限的测试点可以表征发动机燃气射流的遮挡效应。具体的，可以利用公式（4）来计算获得液氢液氧发动机的遮挡系数和液氧煤油发动机的遮挡系数。
ꢀꢀꢀ
（4）其中，（r，h）为第i象限的测试点；为两台发动机在点（r，h）处产生的综合热流量，在两台发动机进行地面试车试验过程中，该值通过辐射热流计测量获得；为第一台发动机燃气射流在（r，h）处产生的热流量，该值的计算过程为通过公式（1）和公式（2）计算获得该燃气射流在某点（r，h）的角系数，然后将该角系数带入公式（3）计算获得=；为遮挡系数，对于液氢液氧发动机来
说，则遮挡系数，对于液氧煤油发动机来说，则遮挡系数；为第二台液氢液氧发动机燃气射流在（r，h）处产生的热流量，该值的计算方法与的计算方法相同，得到=；因此，对公式（4）求解，在不同的（r，h）处可以获得一个对应的值。通过对多个值进行回归分析则可以得到的的值。根据对双台液氢液氧发动机进行地面试车试验的结果，可以获得液氢液氧发动机的遮挡系数；根据对双台液氧煤油发动机的地面试车试验的结果，可以获得液氧煤油发动机的遮挡系数。
43.在得到液氢液氧发动机的遮挡系数和液氧煤油发动机的遮挡系数之后，基于液氢液氧发动机的遮挡系数、液氢液氧发动机的燃气射流产生的热流量（通过公式（3）计算获得）、液氧煤油发动机的遮挡系数、以及液氧煤油发动机的燃气射流产生的热流量（通过公式（3）计算获得）来确定芯级箭体底部射流产生的热流量。
44.在本实施例中，对芯级箭体底部射流产生的热流量分为中心位置处的热流量和非中心位置处的热流量。
45.如图5所示为运载火箭底部的平面图，图中510表示芯级箭体底部，511表示芯级箭体底部的第一台液氢液氧发动机（即液氢液氧发动机i），512表示芯级箭体底部的第二台液氢液氧发动机（即液氢液氧发动机ii），520表示助推器底部，521表示助推器底部的第一台液氧煤油发动机（即液氧煤油发动机i），522表示助推器底部的第二台液氧煤油发动机（即液氧煤油发动机ii）。其中的a点表示芯级箭体底部中心位置，其中的b点表示芯级箭体底部非中心位置。
46.首先介绍芯级箭体底部中心位置a处的热流量的计算过程。
47.在芯级箭体底部的中心位置a处，由图5可以看出，液氢液氧发动机i和液氢液氧发动机ii的两股燃气射流在芯级箭体底部中心位置a处不存在互相遮挡的现象。而对于液氧煤油发动机i和液氧煤油发动机ii的两股燃气射流来说，液氧煤油发动机ii的燃气射流会遮挡液氧煤油发动机i的燃气射流，因此需要考虑二者间的遮挡系数，具体的，可以通过下述公式（5）来计算芯级箭体底部中心位置处的热流量：（5）其中，为所述芯级箭体底部中心位置处的热流量，为液氢液氧发动机i的射流产生的热流量，为液氢液氧发动机ii的射流产生的热流量，为液氧煤油发动机的遮挡系数，为0.5，为液氧煤油发动机i的射流产生的热流量，为液氧煤油发动机ii的射流产生的热流量。
48.由图5所示，液氢液氧发动机i和所述液氢液氧发动机ii为芯级箭体底部的2台发
动机，液氧煤油发动机i和液氧煤油发动机ii为同一助推器底部的2台发动机，所述液氧煤油发动机i为远离芯级箭体底部中心位置a处的发动机，液氧煤油发动机ii为靠近芯级箭体底部中心位置a处的发动机。
49.然后介绍芯级箭体底部非中心位置b处的热流量的计算过程。
50.在芯级箭体底部的非中心位置b处，由图5可以看出，对于液氢液氧发动机i和液氢液氧发动机ii的两股燃气射流来说，液氢液氧发动机i的燃气射流会遮挡液氢液氧发动机ii的燃气射流，因此需要考虑二者间的遮挡系数。而对于液氧煤油发动机i和液氧煤油发动机ii的两股燃气射流来说，其对于非中心位置b处不存在互相遮挡的现象。具体的，可以通过下述公式（6）来计算芯级箭体底部非中心位置处的热流量：（6）其中，为所述芯级箭体底部非中心位置处的热流量，为液氢液氧发动机i的射流产生的热流量，为液氢液氧发动机ii的射流产生的热流量，为液氧煤油发动机i的射流产生的热流量，为液氧煤油发动机ii的射流产生的热流量，为液氢液氧发动机的遮挡系数，为0.25。
51.在本实施例中，公式（6）中的相邻助推是指靠近该非中心位置b处的助推器底部的液氧煤油发动机燃气射流产生的热流量，而对面助推则表示远离该非中心位置b处的助推器底部的液氧煤油发动机燃气射流产生的热流量。可以参见图5，其中相邻助推是指靠近非中心位置b处的助推器p和q，而对面助推则是指助推器远离非中心位置b处的助推器w和s。
52.本实施例通过提供一种运载火箭底部燃气射流的计算方法，可以准确的获得液氢液氧发动机和液氧煤油发动机动力组合在高温燃气射流下，对火箭底部区域产生的热流量，从而实现对火箭底部状态的评估，以保证火箭的正常运行。
53.本技术的实施例还提供一种运载火箭底部温度预警方法，该预警方法包括：首先利用上述实施例所提供的运载火箭底部燃气射流加热的计算方法确定芯级箭体底部射流产生的热流量；然后根据芯级箭体底部射流产生的热流量确定所述芯级箭体底部温度；之后再基于该芯级箭体底部温度进行预警响应。
54.应理解，该预警可以为语音提醒，还可以为文字提醒或者警报提醒等等。
55.本技术实施例还提供一种计算设备，包括处理器，以及存储器。存储器上存储有程序指令，程序指令当被处理器执行时使得处理器执行图2对应的实施例的方法，或其中的各可选实施例。
56.图6是本技术实施例提供的一种计算设备900的结构性示意性图。该计算设备900包括：处理器910、存储器920。
57.应理解，图6中所示的计算设备900中还可包括通信接口930，可以用于与其他设备之间进行通信。
58.其中，该处理器910可以与存储器920连接。该存储器920可以用于存储该程序代码
和数据。因此，该存储器920可以是处理器910内部的存储单元，也可以是与处理器910独立的外部存储单元，还可以是包括处理器910内部的存储单元和与处理器910独立的外部存储单元的部件。
59.可选的，计算设备900还可以包括总线。其中，存储器920、通信接口930可以通过总线与处理器910连接。总线可以是外设部件互连标准(peripheral component interconnect，pci)总线或扩展工业标准结构(extended industry standard architecture，eisa)总线等。所述总线可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。
60.应理解，在本技术实施例中，该处理器910可以采用中央处理单元(central processing unit，cpu)。该处理器还可以是其它通用处理器、数字信号处理器(digital signal processor，dsp)、专用集成电路(application specific integrated circuit，asic)、现场可编程门矩阵(field programmable gate array，fpga)或者其它可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。或者该处理器910采用一个或多个集成电路，用于执行相关程序，以实现本技术实施例所提供的技术方案。
61.该存储器920可以包括只读存储器和随机存取存储器，并向处理器910提供指令和数据。处理器910的一部分还可以包括非易失性随机存取存储器。例如，处理器910还可以存储设备类型的信息。
62.在计算设备900运行时，所述处理器910执行所述存储器920中的计算机执行指令执行上述方法的操作步骤。
63.应理解，根据本技术实施例的计算设备900可以对应于执行根据本技术各实施例的方法中的相应主体，并且计算设备900中的各个模块的上述和其它操作和/或功能分别为了实现本实施例各方法的相应流程，为了简洁，在此不再赘述。
64.本技术实施例还提供了另外一种计算设备，如图7所示为该实施例提供的另一种计算设备1000的结构性示意性图，包括：处理器1010，以及接口电路1020，其中，处理器1010通过接口电路1020访问存储器，存储器存储有程序指令，程序指令当被处理器执行时使得处理器执行图2对应的实施例的方法。另外，该计算设备还可包括通信接口、总线等，具体可参见图7所示的实施例中的介绍，不再赘述。示例性的，该接口电路1020可以为can总线或者lin总线。
65.本领域普通技术人员可以意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、或者计算机软件和电子硬件的结合来实现。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本技术的范围。
66.所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的系统、装置和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
67.在本技术所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的系统、装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或
讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。
68.所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。
69.另外，在本技术各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。
70.所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本技术的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本技术各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：u盘、移动硬盘、只读存储器(read-only memory，rom)、随机存取存储器(random access memory，ram)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
71.本技术实施例还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时用于执行一种运载火箭底部燃气射流加热的计算方法及温度预警方法，该方法包括上述各个实施例所描述的方案中的至少之一。
72.本技术实施例的计算机存储介质，可以采用一个或多个计算机可读的介质的任意组合。计算机可读介质可以是计算机可读信号介质或者计算机可读存储介质。计算机可读存储介质例如可以是，但不限于，电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、装置或器件，或者任意以上的组合。计算机可读存储介质的更具体的例子(非穷举的列表)包括：具有一个或多个导线的电连接、便携式计算机磁盘、硬盘、随机存取存储器(ram)、只读存储器(rom)、可擦式可编程只读存储器(eprom或闪存)、光纤、便携式紧凑磁盘只读存储器(cd-rom)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。在本文件中，计算机可读存储介质可以是任何包含或存储程序的有形介质，该程序可以被指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用。
73.计算机可读的信号介质可以包括在基带中或者作为载波一部分传播的数据信号，其中承载了计算机可读的程序代码。这种传播的数据信号可以采用多种形式，包括但不限于电磁信号、光信号或上述的任意合适的组合。计算机可读的信号介质还可以是计算机可读存储介质以外的任何计算机可读介质，该计算机可读介质可以发送、传播或者传输用于由指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用的程序。
74.计算机可读介质上包含的程序代码可以用任何适当的介质传输，包括、但不限于无线、电线、光缆、rf等等，或者上述的任意合适的组合。
75.可以以一种或多种程序设计语言或其组合来编写用于执行本技术操作的计算机程序代码，所述程序设计语言包括面向对象的程序设计语言—诸如java、smalltalk、c++，还包括常规的过程式程序设计语言—诸如“c”语言或类似的程序设计语言。程序代码可以完全地在用户计算机上执行、部分地在用户计算机上执行、作为一个独立的软件包执行、部分在用户计算机上部分在远程计算机上执行、或者完全在远程计算机或服务器上执行。在
涉及远程计算机的情形中，远程计算机可以通过任意种类的网络，包括局域网(lan)或广域网(wan)，连接到用户计算机，或者，可以连接到外部计算机(例如利用因特网服务提供商来通过因特网连接)。
76.注意，上述仅为本技术的较佳实施例及所运用的技术原理。本领域技术人员会理解，本技术不限于这里所述的特定实施例，对本领域技术人员来说能够进行各种明显的变化、重新调整和替代而不会脱离本技术的保护范围。因此，虽然通过以上实施例对本技术进行了较为详细的说明，但是本技术不仅仅限于以上实施例，在不脱离本技术的构思的情况下，还可以包括更多其他等效实施例，均属于本技术的保护范畴。
技术特征：1.一种运载火箭底部燃气射流加热的计算方法，所述运载火箭包括一个芯级箭体以及均匀分布于所述芯级箭体周围的4个助推器；其中，所述芯级箭体底部设置有2台液氢液氧发动机，每个所述助推器底部设置有2台液氧煤油发动机；其特征在于，所述计算方法包括：根据各台发动机的燃气射流的角系数确定相应燃气射流产生的热流量；对所述各台发动机的燃气射流产生的热流量进行叠加获得所述芯级箭体底部射流产生的热流量。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述各台发动机的燃气射流的角系数的确定过程包括：以所述发动机的喷管出口的中心为坐标原点建立直角坐标系，x轴表示距离所述喷管出口中心的横向距离，y轴表示距离所述喷管出口中心的纵向距离；所述发动机的燃气射流在点（r，h）处的角系数按下式确定：其中，，为所述发动机的燃气射流在点（r，h）处的角系数，r为所述喷管出口的半径，r为距离喷管出口中心点的横向距离，h为距离喷管出口中心点的纵向距离。3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据各台发动机的燃气射流的角系数确定相应燃气射流产生的热流量，包括：按下式确定各台发动机燃气射流产生的热流量：其中，为各台发动机燃气射流产生的热流量，为燃料当量的辐射系数，为所述发动机的燃气射流在点（r，h）处的角系数，为燃气射流的外表面的温度。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，还包括：当所述发动机为液氢液氧发动机时，所述燃料当量的辐射系数为0.5。5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，还包括：当所述发动机为液氧煤油发动机时，所述燃料当量的辐射系数为0.8。6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述对所述各台发动机的燃气射流产生的热流量进行线性叠加获得所述芯级箭体底部射流产生的热流量，包括：获取液氢液氧发动机的遮挡系数和液氧煤油发动机的遮挡系数；基于所述液氢液氧发动机的遮挡系数、所述液氢液氧发动机的燃气射流产生的热流量、所述液氧煤油发动机的遮挡系数、以及所述液氧煤油发动机的燃气射流产生的热流量来确定所述芯级箭体底部射流产生的热流量。7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述液氢液氧发动机的遮挡系数为0.25；所述液氧煤油发动机的遮挡系数为0.5。8.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述基于所述液氢液氧发动机的遮挡系
数、所述液氢液氧发动机的燃气射流产生的热流量、所述液氧煤油发动机的遮挡系数、以及所述液氧煤油发动机的燃气射流产生的热流量来确定所述芯级箭体底部射流产生的热流量，包括：按下式确定所述芯级箭体底部中心位置处的热流量：其中，为所述芯级箭体底部中心位置处的热流量，为液氢液氧发动机i的射流产生的热流量，为液氢液氧发动机ii的射流产生的热流量，为液氧煤油发动机的遮挡系数，为液氧煤油发动机i的射流产生的热流量，为液氧煤油发动机ii的射流产生的热流量；所述液氢液氧发动机i和所述液氢液氧发动机ii为芯级箭体底部的2台发动机；所述液氧煤油发动机i和所述液氧煤油发动机ii为同一助推器底部的2台发动机，所述液氧煤油发动机i为远离所述芯级箭体底部中心位置处的发动机，所述液氧煤油发动机ii为靠近所述芯级箭体底部中心位置处的发动机。9.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述基于所述液氢液氧发动机的遮挡系数、所述液氢液氧发动机的燃气射流产生的热流量、所述液氧煤油发动机的遮挡系数、以及所述液氧煤油发动机的燃气射流产生的热流量来确定所述芯级箭体底部射流产生的热流量，包括：按下式确定所述芯级箭体底部非中心位置处的热流量：其中，为所述芯级箭体底部非中心位置处的热流量，为液氢液氧发动机i的射流产生的热流量，为液氢液氧发动机ii的射流产生的热流量，为液氧煤油发动机i的射流产生的热流量，为液氧煤油发动机ii的射流产生的热流量，为液氢液氧发动机的遮挡系数；相邻助推表示靠近该非中心位置的助推器底部的发动机，对面助推表示远离该非中心位置的助推器底部的发动机；所述液氢液氧发动机i和所述液氢液氧发动机ii为芯级箭体底部的2台发动机；所述液氧煤油发动机i和所述液氧煤油发动机ii为同一助推器底部的2台发动机，所述液氧煤油发动机i为远离所述芯级箭体底部中心位置处的发动机，所述液氧煤油发动机ii为靠近所述芯级箭体底部中心位置处的发动机。10.一种运载火箭底部温度预警方法，其特征在于，包括：利用权利要求1-9任一项所述的运载火箭底部燃气射流加热的计算方法确定芯级箭体底部射流产生的热流量；根据所述芯级箭体底部射流产生的热流量确定所述芯级箭体底部温度；基于所述芯级箭体底部温度进行预警响应。
技术总结本申请属于运载火箭热环境设计领域。具体提供一种运载火箭底部燃气射流加热的计算方法及温度预警方法，所述运载火箭包括一个芯级箭体以及均匀分布于所述芯级箭体周围的4个助推器；其中，所述芯级箭体底部设置有2台液氢液氧发动机，每个所述助推器底部设置有2台液氧煤油发动机；所述计算方法包括：根据各台发动机的燃气射流的角系数确定相应燃气射流产生的热流量；对所述各台发动机的燃气射流产生的热流量进行线性叠加获得所述芯级箭体底部射流产生的热流量。基于本申请提供的技术方案，可以准确计算出燃气射流热环境的热流量。可以准确计算出燃气射流热环境的热流量。可以准确计算出燃气射流热环境的热流量。
技术研发人员：李东 王珏 苏虹 娄路亮 何魏 宋漪萍 王乾 袁水林 吴洁 王浩苏 王庆伟 金杰 李茂
受保护的技术使用者：北京宇航系统工程研究所
技术研发日：2022.07.15
技术公布日：2022/11/1
