[發明專利]一種火箭起飛底阻檢測裝置

有效

• 申請號: 201811353091.1
• 申請日: 2018-11-14
• 公開（公告）號: CN109506831B
• 公開（公告）日: 2021-07-13
• 發明（設計）人: 陳勁松;呂永志;鄧海潮;吳新躍;王明華;王玉波;劉國英;王帥
• 申請（專利權）人: 北京航天發射技術研究所;中國運載火箭技術研究院
• 主分類號: G01L23/00
• 分類號: G01L23/00
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

本發明一種火箭起飛底阻檢測裝置，包括模擬箭體(1)、發動機(2)、氣動阻力測試裝置(3)、吊裝設備(4)；所述模擬箭體(1)包括從上往下依次連接的頭罩(11)、箭體外殼(12)、火箭底裙(13)，頭罩(11)下部與箭體外殼(12)上部連接，模擬箭體外殼(12)下部與火箭底裙(13)上部連接，模擬箭體(1)包覆模擬發動機(2)；所述氣動阻力測試裝置(3)包括第一測力裝置(31)、第二測力裝置(32)，第一測力裝置固定于模擬發動機頂部；第二套測力裝置固定于模擬頭罩與模擬箭體外殼連接處；所述吊裝設備(4)下端與模擬發動機(2)固定，上端穿過頭罩中心，將整個模擬箭體一起吊裝于頂壁(31)，模擬箭體(1)可沿吊裝設備(4)自由滑動一定距離。

技術領域

本發明屬于火箭發射技術領域，尤其涉及火箭起飛底阻的檢測技術。

背景技術

火箭起飛過程中，箭底附近由燃氣噴流引射、形成的特殊羽流會在箭體底部形成低壓區，產生底部氣動阻力，造成火箭起飛推力損失；在特殊情況下，這種羽流還會在箭體底部附近形成側向推力，造成特殊的氣動力矩。羽流造成的底部氣動阻力和側向推力合稱為火箭起飛底阻。

火箭起飛底阻直接關系著火箭總體在設計起飛彈道、起飛姿控方案過程中考慮的附加氣動特性系數，決定了箭底防熱裙熱成型固結工藝。準確的火箭底阻數據有助于降低火箭總體設計裕度系數，精減箭底防護部件，提高火箭有效起飛推力。

火箭熱發射過程中，箭底存在導流器、發射臺等發射設備，箭體一側存在儀器艙、起豎臂等發射設備，這些設備進一步擾動箭體底部羽流場結構，使得火箭起飛底阻變得更加復雜，惡劣情況下，會使箭體表面存在不對稱負壓區，造成火箭起飛瞬間存在橫向側推力和側翻力矩，影響火箭起飛安全。

目前，國內外僅有有限的文獻資料介紹火箭底阻計算經驗公式，以及穩態情況下箭底羽流分布數值模擬情況。火箭發射模擬試驗過程中，偶爾附帶配置箭底壓力傳感器或溫度、熱流傳感器，簡單測試箭底負壓或熱流情況，但沒有火箭底阻試驗研究專題文獻，特別是火箭起飛底阻專項檢測裝置。發明火箭起飛底阻專項檢測裝置，有助于確認火箭起飛瞬態底阻，驗證當前發射燃氣動力學三維數值模擬得出的火箭起飛底阻計算值的可信度。

發明內容

(一)解決的技術問題

火箭起飛底阻檢測裝置采用分體式模擬火箭實現了發動機推力和火箭起飛氣動阻力的獨立測試；采用氣動阻力測試裝置完成了火箭起飛過程中氣動總阻力與箭體頭部氣動阻力測試，計算得到箭體底部氣動阻力；采用側向推力測試裝置完成箭體側向推力測試；為系統地研究火箭起飛底阻，采用了分離式發射裝置實現發射裝置快速調控，測試不同發射工況下的動態變化規律。

(二)技術方案

一種火箭起飛底阻檢測裝置，包括模擬箭體、發動機、氣動阻力測試裝置、吊裝設備；所述模擬箭體包括從上往下依次連接的頭罩、箭體外殼、火箭底裙，模擬箭體包覆發動機；所述氣動阻力測試裝置包括第一測力裝置、第二測力裝置，第一測力裝置固定于發動機頂部；第二套測力裝置固定于頭罩與箭體外殼連接處；所述吊裝設備下端與發動機固定，上端穿過頭罩中心，將整個模擬箭體一起吊裝，模擬箭體可沿吊裝設備自由滑動一定距離。

進一步地，所述吊裝設備包括頂壁、吊裝盤、吊桿，所述吊裝盤固定在發動機上，并保持垂直于火箭中軸線，所述吊桿一端與吊裝盤連接，另一端穿過頭罩上端中心，掛于頂壁。

進一步地，頭罩中心點安裝“Y”形密封圈，吊桿可沿密封圈可上下移動。

進一步地，第一測力裝置包括一組測力儀、止動盤；止動盤環向固定在模擬箭體殼內側，一組測力儀環向均布在發動機頂與止動盤之間。

進一步地，第二測力裝置包括一組環向均布的側力儀，位于頭罩與箭體外殼連接處。