[發明專利]一種運載火箭起飛力熱環境檢測系統及方法

在審

• 申請號: 201910231831.2
• 申請日: 2019-03-26
• 公開（公告）號: CN109974542A
• 公開（公告）日: 2019-07-05
• 發明（設計）人: 陳勁松;張筱;曾玲芳;陸江;吳新躍;王南;何冠杰;平仕良;杜小坤;陳奪;賀娜
• 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: F42B35/02
• 分類號: F42B35/02
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 范曉毅

1.一種運載火箭起飛力熱環境檢測系統，其特征在于：包括多個力熱環境組合檢測單元；所述力熱環境組合檢測單元用于同時測量壓力、溫度、熱流、加速度、應變；

所述力熱環境組合檢測單元分別布設在助推火箭發動機燃氣流核心區邊界內的中心位置、發射平臺臺面燃氣流漫延區內、芯級火箭發動機燃氣流核心區邊界上、芯級導流孔壁上、助推導流孔壁上、導流錐上、導流槽的內壁；

所述助推火箭發動機燃氣流核心區邊界、芯級火箭發動機燃氣流核心區邊界采用火箭發射過程燃氣流燒蝕范圍快速預估方法確定；

所述火箭發射過程燃氣流燒蝕范圍快速預估方法包括如下步驟：

步驟一、根據單噴管火箭發動機的初始參數，確定自由飛行狀態單噴管火箭燃氣流初始燒蝕范圍；

步驟二、根據單噴管火箭發動機的實際參數，修正步驟一中所述的初始燒蝕范圍獲得修正燒蝕范圍；

步驟三、重復步驟一到步驟二，獲得自由飛行狀態多噴管火箭燃氣流的修正燒蝕范圍；

步驟四、根據步驟二或步驟三中所述的修正燒蝕范圍、外部的發射平臺(5)，確定助推火箭發動機燃氣流核心區邊界和芯級火箭發動機燃氣流核心區邊界。

2.根據權利要求1所述的一種運載火箭起飛力熱環境檢測系統，其特征在于：步驟一中所述單噴管火箭發動機的初始參數包括噴管直徑、預設膨脹角、預設發動機工作壓力；所述自由飛行狀態單噴管火箭燃氣流初始燒蝕范圍為圓錐臺形；步驟二中所述的發動機的實際參數為發動機工作壓力。

3.根據權利要求2所述的一種運載火箭起飛力熱環境檢測系統，其特征在于：所述圓錐臺形的錐角為所述預設膨脹角的一半，所述預設膨脹角的取值范圍為6°～8°，所述圓錐臺形較小的端面直徑為噴管直徑，所述圓錐臺形的高度L_a的取值范圍為65～120倍的噴管直徑。

4.根據權利要求2所述的一種運載火箭起飛力熱環境檢測系統，其特征在于：當所述發動機工作壓力小于等于步驟一中所述初始參數中的預設發動機工作壓力時，初始燒蝕范圍等于修正燒蝕范圍；否則增大步驟一所述初始參數中的預設膨脹角，獲得修正燒蝕范圍；

所述預設發動機工作壓力的取值范圍為1.15～1.25倍的發動機工作壓力。

5.根據權利要求1所述的一種運載火箭起飛力熱環境檢測系統，其特征在于：步驟三中所述獲得自由飛行狀態多噴管火箭燃氣流的修正燒蝕范圍的方法為：將多個自由飛行狀態單噴管火箭燃氣流的修正燒蝕范圍進行幾何疊加。

6.根據權利要求1所述的一種運載火箭起飛力熱環境檢測系統，其特征在于：所述力熱環境組合檢測單元的數量不超過22個。

7.根據權利要求1所述的一種運載火箭起飛力熱環境檢測系統，其特征在于：所述力熱環境組合檢測單元包括力熱環境組合檢測單元盒(33)，以及安裝在力熱環境組合檢測單元盒(33)某一側壁上的壓力傳感器(34)、溫度傳感器(35)、熱流傳感器(36)、加速度傳感器(41)、應變傳感器(42)；

所述壓力傳感器(34)的敏感端、溫度傳感器(35)的敏感端、熱流傳感器(36)的敏感端均能夠直接接觸外部燃氣流；所述加速度傳感器(41)的敏感端、應變傳感器(42)的敏感端均位于力熱環境組合檢測單元盒(33)內；所述壓力傳感器(34)的后端放大器、溫度傳感器(35)的后端放大器、熱流傳感器(36)的后端放大器、加速度傳感器(41)的后端放大器、應變傳感器(42)的后端放大器均位于力熱環境組合檢測單元盒(33)內。

8.根據權利要求7所述的一種運載火箭起飛力熱環境檢測系統，其特征在于：所述壓力傳感器(34)、溫度傳感器(35)、熱流傳感器(36)、加速度傳感器(41)、應變傳感器(42)中的任一種傳感器的數量均大于等于2個。