[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

一種運載火箭起飛力熱環境檢測系統及方法，包括多個能夠同時測量壓力、溫度、熱流、加速度、應變的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、導流槽內。本發明能夠大幅度減少了陣列傳感器布置位置及布置數量，精簡了現場施工工作量及防護工作量；同時降低燃氣流強噪聲對檢測傳感器、前端放大器的電器元器件的聲振耦合破壞。

技術領域

本發明涉及一種運載火箭起飛力熱環境檢測系統及方法，屬于運載火箭發射技術領域。

背景技術

運載火箭起飛力熱環境決定著運載火箭安全性，也是火箭系統及其各分系統綜合防護系統設計依據，更是運載火箭發射工程新技術應用的基礎。運載火箭起飛力熱環境的檢測是獲取運載火箭發射燃氣流沖擊特性及燒蝕環境的直接手段。運載火箭起飛力熱環境檢測獲取的燃氣流沖擊特性及燒蝕環境數據直接支撐運載火箭箭體及發射系統(包含發射平臺、導流設施、燃料加注設備以及勤務塔等)結構強度設計和熱防護設計，也是檢驗、修正運載火箭起飛力熱環境預示方法、結果的直接依據。

運載火箭起飛力熱環境主要涉及燃氣流沖擊載荷、燃氣熱環境兩個方面，表征這兩個方面的檢測參數很多，對于運載火箭這類大型火箭而言，燃氣流沖擊載荷很少采用燃氣流沖擊作用力、力矩檢測結果表征，而經常以結構承受的燃氣流沖擊條件的結構應變、加速度響應特性表征；類似地，燃氣熱環境方面則主要采用壓力、溫度、熱流參數表征。其中燃氣熱力、溫度、熱流參數可以采用類似專利“一種運載火箭發射燃氣流場監測系統”(ZL201210373253.4)介紹的陣列檢測方法系統檢測獲取。

在進一步添設燃氣流沖擊條件的結構應變、加速度響應參數檢測需求條件下，采用專利“一種運載火箭發射燃氣流場監測系統”(ZL201210373253.4)介紹的陣列檢測方法獲取參數數據量巨大，檢測工作量也極大，檢測信號干擾或串行嚴重，檢測成本及檢測復雜度大幅度提升。

此外，運載火箭起飛力熱環境十分復雜、十分惡劣，檢測實踐中，經常出現燃氣流燒損傳感器、電纜、前置放大器導致檢測數據失真或直接檢測不到的問題，也需要提出具體檢測防護方法提升數據檢測方法可靠性及有效性。

發明內容

本發明要解決的技術問題是：克服現有技術的不足，提供了一種運載火箭起飛力熱環境檢測系統及方法，包括多個能夠同時測量壓力、溫度、熱流、加速度、應變的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、導流槽內。本發明能夠大幅度減少了陣列傳感器布置位置及布置數量，精簡了現場施工工作量及防護工作量；同時降低燃氣流強噪聲對檢測傳感器、前端放大器的電器元器件的聲振耦合破壞。

本發明目的通過以下技術方案予以實現：

一種運載火箭起飛力熱環境檢測系統，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。

上述運載火箭起飛力熱環境檢測系統，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；