[發明專利]一種實現高穩定性發射載荷模擬的試驗系統及方法

有效

• 申請號: 201911360787.1
• 申請日: 2019-12-25
• 公開（公告）號: CN111044293B
• 公開（公告）日: 2021-10-01
• 發明（設計）人: 易歡;石運軍;黃炳修;董國強;程利鋒;李玉秋
• 申請（專利權）人: 北京航天益森風洞工程技術有限公司
• 主分類號: G01M15/02
• 分類號: G01M15/02
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 陳鵬

1.一種實現高穩定性發射載荷模擬的試驗方法，其特征在于，該試驗方法包括以下步驟：

步驟(1)，優化發射載荷模擬試驗系統，分別在初容室的進氣口和排氣口端設置進氣節流裝置和排氣節流裝置，調控進氣氣流和排氣氣流；

步驟(2)，給定發射載荷模擬要求的上限曲線和下限曲線、初容室體積要求；

步驟(3)，選定高壓蓄壓罐的容積、和高壓蓄壓罐的初始壓力；

步驟(4)，利用步驟(2)和步驟(3)中已知條件，確定穩定性最好的進氣節流喉道流通面積和穩定性最好的排氣節流喉道流通面積；步驟(4-1)，建立高壓蓄壓罐離散控制方程和初容室離散控制方程，求解得到各時刻的初容室內壓力P₂[n]，即發射載荷模擬曲線；

步驟(4-2)，利用發射載荷模擬曲線，確定最小的進氣節流裝置喉道流通面積A_1L和排氣節流裝置喉道流通面積A_2L；

步驟(4-3)，利用發射載荷模擬曲線，確定最大的進氣節流裝置喉道流通面積A_1U和排氣節流裝置喉道流通面積A_2U；

步驟(4-4)，通過A_1L、A_1U求平均，確定穩定性最好的進氣節流喉道流通面積A_1M；

步驟(4-5)，在固定進氣節流喉道流通面積A_1M前提下，確定進氣穩定時最大的排氣節流裝置喉道流通面積A_2S；

步驟(4-6)，在固定進氣節流喉道流通面積A_1M前提下，確定進氣穩定時最小的排氣節流裝置喉道流通面積A_2E；

步驟(4-7)，通過A_2S、A_2E求平均，確定穩定性最好的排氣節流喉道流通面積A_2M；

步驟(5)，通過配備具有步驟(4)確定的進氣節流喉道流通面積和排氣節流喉道流通面積的進氣節流裝置和排氣節流裝置的試驗系統，實施火箭發動機發射初始階段的發射載荷模擬。

2.根據權利要求1所述的實現高穩定性發射載荷模擬的試驗方法，其特征在于，步驟(3)中，高壓蓄壓罐內初始時刻壓力P₁₀＝σ₁·P2up_max，其中，σ₁為高壓蓄壓罐內初始狀態壓力倍率參數，取值為6～8，P2up_max表示發射載荷模擬要求的上限曲線最大壓力。

3.根據權利要求1所述的實現高穩定性發射載荷模擬的試驗方法，其特征在于，步驟(3)中，高壓蓄壓罐體積V₁＝σ₂·V₂，V₂為初容室體積，其中，σ₂為高壓蓄壓罐體積倍率參數，取值為0.2～0.3。

4.根據權利要求1所述的實現高穩定性發射載荷模擬的試驗方法，其特征在于，步驟(4-2)通過以下方式實施：

逐步縮小進氣節流裝置喉道流通面積和排氣節流裝置喉道流通面積假定值，并利用步驟(4-1)，逐步計算得到初容室發射載荷模擬曲線P2[n]，使沖壓階段達到下限曲線臨界超出狀態，同時使拖尾階段達到上限曲線臨界超出狀態；

與此發射載荷模擬曲線對應的進氣節流裝置喉道和排氣節流裝置喉道的喉道流通面積，即為最小的進氣節流裝置喉道流通面積A_1L和排氣節流裝置喉道流通面積A_2L。

5.根據權利要求1所述的實現高穩定性發射載荷模擬的試驗方法，其特征在于，步驟(4-3)通過以下方式實施：

逐步放大進氣節流裝置喉道流通面積和排氣節流裝置喉道流通面積假定值，并利用步驟(4-1)，逐步計算得到初容室發射載荷模擬曲線P2[n]，使沖壓階段達到上限曲線臨界超出狀態，拖尾階段達到下限曲線臨界超出狀態；

與此發射載荷模擬曲線對應的進氣節流裝置喉道和排氣節流裝置喉道的喉道流通面積，即為最大的進氣節流裝置喉道流通面積A_1U和排氣節流裝置喉道流通面積A_2U。