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Pre- and Postflight Thermal Analysis of Test Launch Vehicle Fuselage

机译：试射飞行器机身飞行前和飞行后的热分析

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摘要

This paper involves thermal analyses of the base and lateral wall of the test launch vehicle based on the flight result. The base is estimated to have 44 kW/m(2) of heat flux and is covered by a thermal protection system to protect itself from the heat. The measured heat flux on the base is 44-55 kW/m(2) in ground firing tests and 38 kW/m(2) in the flight test. The temperature is maintained below 25 degrees C during the flight. A significant convective heat flux, expected to arise from the recirculation, is observed in the subsonic region below 10 km of altitude when ascending. The heat flux and temperature of the lateral wall are estimated by considering the aerodynamic heating by external flow and the radiative cooling at the wall, and a thermal protection system is not applied. During most of the flight time, wall temperatures are maintained below 30 degrees C. It is expected that the effect of solar radiation and heat loss on the cryogenic parts will appear to depend on the location.
机译：本文涉及根据飞行结果对试飞运载工具的底部和侧壁进行热分析。该基座的热通量估计为44 kW / m（2），并由热保护系统覆盖以保护自身不受热量影响。在地面射击测试中，测得的底座热通量为44-55 kW / m（2），在飞行测试中为38 kW / m（2）。飞行期间温度保持在25摄氏度以下。上升时，在低于10 km的亚音速区域中观察到了预计由再循环产生的对流热通量。侧壁的热通量和温度是通过考虑外部流动引起的空气动力加热和壁上的辐射冷却来估算的，因此未应用热保护系统。在大多数飞行时间内，壁温保持在30摄氏度以下。预计太阳辐射和热量损失对低温部件的影响似乎取决于位置。

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  • 来源
    《Journal of Spacecraft and Rockets》 |2019年第6期|1786-1794|共9页
  • 作者

    Kim Jongmin;

  • 作者单位

    Korea Aerosp Res Inst KSLV II R&D Program Execut Off Daejeon 305806 South Korea;

  • 收录信息 美国《科学引文索引》(SCI);美国《工程索引》(EI);
  • 原文格式 PDF
  • 正文语种 eng
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