[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

本發明提供了一種實現高穩定性發射載荷模擬的試驗系統及方法，通過以下步驟實施：確定發射載荷模擬試驗系統；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；選定高壓蓄壓罐的容積、和高壓蓄壓罐的初始壓力；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；通過優化后的試驗系統，實施火箭發動機發射初始階段的發射載荷模擬。本發明通過進氣節流裝置和排氣節流裝置配合爆破片方案，解決系統進氣節流面積不可控的問題，并通過極限求平均的總體思路確定進氣節流裝置和排氣節流裝置的喉道流通面積的方法，使試驗系統自身具有居中穩定性，解決了試驗時容易出現發射載荷模擬曲線不達標的問題。

技術領域

本發明屬于發射載荷模擬領域，涉及一種實現高穩定性發射載荷模擬的試驗系統及方法。

背景技術

發射載荷模擬實現方法是一種固體火箭發動機冷發射相關的試驗技術，用于研究固體火箭發動機發射初始階段所受的壓力沖擊載荷。冷發射技術主要有兩種，第一種是采用燃氣發生器點火產生燃氣為動力源推動導彈出筒，第二種是采用壓縮空氣作為動力源推動導彈出筒。

國內研究人員對第二類冷發射技術自身有較多研究，主要用于模擬研究載荷作用下的彈道問題。趙克轉等使用ADAMS對高壓空氣冷彈射過程進行了動力學建模仿真；楊風波等對高壓彈射裝置內彈道進行了建模和計算；謝磊等人對高壓空氣彈射過程的彈道性能進行了優化設計；徐張寶對高壓氣動彈射過程控制進行了詳細研究。

國內研究人員對第二種冷發射技術發射初始階段的發射載荷模擬試驗技術也進行了一定研究。王正軍等人提出一種氣體沖擊試驗計算方法，研究系統各要素對冷發射載荷的影響，有一套初步的固體火箭發動機發射初始階段發射載荷模擬試驗方案。蘭寶鋼等人公布了一種固體火箭發動機無尾罩氣動沖擊載荷試驗系統，可用于進行固體火箭發動機發射初始階段發射載荷模擬試驗。

然而，雖然固體火箭發動機發射初始階段的發射載荷模擬試驗系統方案已有部分研究，然而現有技術仍存在以下不足：一方面，此類方案僅可初步實現試驗功能，初容室進氣主要通過爆破片進行節流，爆破片因受到上下游使用工況和加工工藝限制，爆開后的節流面積不可控，試驗時容易出現發射載荷模擬曲線不能到設計要求的情況。另一方面，此類方案對爆破片未做深入嚴格要求，試驗時受到干擾因素(例如高壓蓄壓罐初始壓力控制精度不夠、大氣環境氣壓變化等)，試驗時可能出現發射載荷模擬曲線不能滿足試驗要求情況。

發明內容

為了克服現有技術的不足，本發明人進行了銳意研究，提供了一種發射載荷模擬的高穩定性實現裝置及方法，該發射載荷模擬的高穩定性實現方法通過進氣節流裝置和排氣節流裝置配合爆破片方案，解決系統進氣節流面積不可控的問題，并通過極限求平均的總體思路確定進氣節流裝置和排氣節流裝置的喉道流通面積的方法，使試驗系統自身具有居中穩定性，解決了試驗時容易出現發射載荷模擬曲線不達標的問題，從而完成本發明。

本發明的目的在于提供以下技術方案：

第一方面，一種實現高穩定性發射載荷模擬的試驗系統，用于實施實現高穩定性發射載荷模擬的試驗方法，該系統中，分別在初容室的進氣口端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。

第二方面，一種實現高穩定性發射載荷模擬的試驗方法，該試驗方法包括如下步驟：

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；