[发明专利]一种运载火箭起飞力热环境检测系统及方法

说明书

一种运载火箭起飞力热环境检测系统及方法，包括多个能够同时测量压力、温度、热流、加速度、应变的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、导流槽内。本发明能够大幅度减少了阵列传感器布置位置及布置数量，精简了现场施工工作量及防护工作量；同时降低燃气流强噪声对检测传感器、前端放大器的电器元器件的声振耦合破坏。

技术领域

本发明涉及一种运载火箭起飞力热环境检测系统及方法，属于运载火箭发射技术领域。

背景技术

运载火箭起飞力热环境决定着运载火箭安全性，也是火箭系统及其各分系统综合防护系统设计依据，更是运载火箭发射工程新技术应用的基础。运载火箭起飞力热环境的检测是获取运载火箭发射燃气流冲击特性及烧蚀环境的直接手段。运载火箭起飞力热环境检测获取的燃气流冲击特性及烧蚀环境数据直接支撑运载火箭箭体及发射系统(包含发射平台、导流设施、燃料加注设备以及勤务塔等)结构强度设计和热防护设计，也是检验、修正运载火箭起飞力热环境预示方法、结果的直接依据。

运载火箭起飞力热环境主要涉及燃气流冲击载荷、燃气热环境两个方面，表征这两个方面的检测参数很多，对于运载火箭这类大型火箭而言，燃气流冲击载荷很少采用燃气流冲击作用力、力矩检测结果表征，而经常以结构承受的燃气流冲击条件的结构应变、加速度响应特性表征；类似地，燃气热环境方面则主要采用压力、温度、热流参数表征。其中燃气热力、温度、热流参数可以采用类似专利“一种运载火箭发射燃气流场监测系统”(ZL201210373253.4)介绍的阵列检测方法系统检测获取。

在进一步添设燃气流冲击条件的结构应变、加速度响应参数检测需求条件下，采用专利“一种运载火箭发射燃气流场监测系统”(ZL201210373253.4)介绍的阵列检测方法获取参数数据量巨大，检测工作量也极大，检测信号干扰或串行严重，检测成本及检测复杂度大幅度提升。

此外，运载火箭起飞力热环境十分复杂、十分恶劣，检测实践中，经常出现燃气流烧损传感器、电缆、前置放大器导致检测数据失真或直接检测不到的问题，也需要提出具体检测防护方法提升数据检测方法可靠性及有效性。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种运载火箭起飞力热环境检测系统及方法，包括多个能够同时测量压力、温度、热流、加速度、应变的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、导流槽内。本发明能够大幅度减少了阵列传感器布置位置及布置数量，精简了现场施工工作量及防护工作量；同时降低燃气流强噪声对检测传感器、前端放大器的电器元器件的声振耦合破坏。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：

一种运载火箭起飞力热环境检测系统，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。

上述运载火箭起飞力热环境检测系统，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；