[发明专利]一种运载火箭起飞力热环境检测系统及方法

权利要求书

1.一种运载火箭起飞力热环境检测系统，其特征在于：包括多个力热环境组合检测单元；所述力热环境组合检测单元用于同时测量压力、温度、热流、加速度、应变；

所述力热环境组合检测单元分别布设在助推火箭发动机燃气流核心区边界内的中心位置、发射平台台面燃气流漫延区内、芯级火箭发动机燃气流核心区边界上、芯级导流孔壁上、助推导流孔壁上、导流锥上、导流槽的内壁；

所述助推火箭发动机燃气流核心区边界、芯级火箭发动机燃气流核心区边界采用火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法确定；

所述火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法包括如下步骤：

步骤一、根据单喷管火箭发动机的初始参数，确定自由飞行状态单喷管火箭燃气流初始烧蚀范围；

步骤二、根据单喷管火箭发动机的实际参数，修正步骤一中所述的初始烧蚀范围获得修正烧蚀范围；

步骤三、重复步骤一到步骤二，获得自由飞行状态多喷管火箭燃气流的修正烧蚀范围；

步骤四、根据步骤二或步骤三中所述的修正烧蚀范围、外部的发射平台(5)，确定助推火箭发动机燃气流核心区边界和芯级火箭发动机燃气流核心区边界。

2.根据权利要求1所述的一种运载火箭起飞力热环境检测系统，其特征在于：步骤一中所述单喷管火箭发动机的初始参数包括喷管直径、预设膨胀角、预设发动机工作压力；所述自由飞行状态单喷管火箭燃气流初始烧蚀范围为圆锥台形；步骤二中所述的发动机的实际参数为发动机工作压力。

3.根据权利要求2所述的一种运载火箭起飞力热环境检测系统，其特征在于：所述圆锥台形的锥角为所述预设膨胀角的一半，所述预设膨胀角的取值范围为6°～8°，所述圆锥台形较小的端面直径为喷管直径，所述圆锥台形的高度L_a的取值范围为65～120倍的喷管直径。

4.根据权利要求2所述的一种运载火箭起飞力热环境检测系统，其特征在于：当所述发动机工作压力小于等于步骤一中所述初始参数中的预设发动机工作压力时，初始烧蚀范围等于修正烧蚀范围；否则增大步骤一所述初始参数中的预设膨胀角，获得修正烧蚀范围；

所述预设发动机工作压力的取值范围为1.15～1.25倍的发动机工作压力。

5.根据权利要求1所述的一种运载火箭起飞力热环境检测系统，其特征在于：步骤三中所述获得自由飞行状态多喷管火箭燃气流的修正烧蚀范围的方法为：将多个自由飞行状态单喷管火箭燃气流的修正烧蚀范围进行几何叠加。

6.根据权利要求1所述的一种运载火箭起飞力热环境检测系统，其特征在于：所述力热环境组合检测单元的数量不超过22个。

7.根据权利要求1所述的一种运载火箭起飞力热环境检测系统，其特征在于：所述力热环境组合检测单元包括力热环境组合检测单元盒(33)，以及安装在力热环境组合检测单元盒(33)某一侧壁上的压力传感器(34)、温度传感器(35)、热流传感器(36)、加速度传感器(41)、应变传感器(42)；

所述压力传感器(34)的敏感端、温度传感器(35)的敏感端、热流传感器(36)的敏感端均能够直接接触外部燃气流；所述加速度传感器(41)的敏感端、应变传感器(42)的敏感端均位于力热环境组合检测单元盒(33)内；所述压力传感器(34)的后端放大器、温度传感器(35)的后端放大器、热流传感器(36)的后端放大器、加速度传感器(41)的后端放大器、应变传感器(42)的后端放大器均位于力热环境组合检测单元盒(33)内。

8.根据权利要求7所述的一种运载火箭起飞力热环境检测系统，其特征在于：所述压力传感器(34)、温度传感器(35)、热流传感器(36)、加速度传感器(41)、应变传感器(42)中的任一种传感器的数量均大于等于2个。