多喷管火箭喷流试验系统技术方案

多喷管火箭喷流试验系统，包括：模拟箭体、试验平台以及用于降低噪声及保护试验平台的喷水设备；模拟箭体与试验平台的外廓尺寸按照实际结构尺寸等比设计或者进行线性缩放，喷水设备的喷水总流量为实际喷水总流量的k

Multi-nozzle Rocket Jet Test System

【技术实现步骤摘要】
多喷管火箭喷流试验系统
本专利技术涉及一种多喷管火箭喷流试验系统。
技术介绍
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的依据，更是运载火箭发射工程新技术应用的基础。喷流试验系统是运载火箭发射前专门用于研究火箭起飞力热环境的专项试验系统。以往的喷流试验系统通常只模拟自由喷流状态下的喷流噪声，不考虑实际地面发射系统对燃气流的扰动效应或者仅加入局部阻挡物，试验数据多用于理论研究，不能反映实际发射工况下的箭体与地面发射系统噪声环境，无法指导箭体与地面发射系统的工程设计，具有一定的局限性。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是：提出一种运载火箭喷流试验系统，能够用于研究火箭发射过程中燃气流场分布、噪声场分布、喷水降噪效果以及箭体起飞力热环境和发射系统热防护性能。本专利技术的技术解决方案是：多喷管火箭喷流试验系统，包括：模拟箭体、试验平台以及用于降低噪声及保护试验平台的喷水设备；模拟箭体与试验平台的外廓尺寸按照实际结构尺寸等比设计或者进行线性缩放，喷水设备的喷水总流量为实际喷水总流量的k2倍，喷水速度与实际产品保持一致，模拟箭体按照预设的试验高度固装在试验平台上，并在试验时产生燃气，通过安装在模拟箭体以及试验平台上的传感器采集试验过程中的温度、压力、热流、噪声；所述的k为模拟箭体与试验平台的外廓尺寸与实际结构尺寸的比值。优选的，所述的试验平台包括试验台基座、模拟发射台、试验工装；所述的试验台基座上表面连接固定模拟发射台与试验工装，并通过试验台基座的支腿将载荷传递至地面；试验工装将模拟箭体吊装在距离固定模拟发射台预设高度处；试验台基座预设导流槽，用于排导发动机产生的高温高压燃气，所述导流槽按原型尺寸进行比例k的线性缩放。优选的，所述的试验工装包括龙门架、球铰或法兰、钢丝绳；对称立柱组合龙门架一端固装在试验台基座上，模拟箭体上端采用球铰或者法兰固定，球铰或者法兰与所述龙门架的另一端刚性连接；模拟箭体的下端利用可调牵拉钢丝绳固定，用于保证模拟箭体的垂直度满足试验要求。优选的，所述的喷水设备包括设置在模拟发射台内部的流道、以及与所述流道连通安装在模拟发射台上表面以及导流孔侧面的喷头组成；位于模拟发射台上表面的喷头保证整个模拟发射台上表面覆盖水。优选的，所述的位于模拟发射台上表面的喷头正对发射台上表面的出水口为扇形且出水口方向斜向下。优选的，所述的出水口方向与水平面的夹角10±5°。优选的，所述的位于导流孔侧面的喷头出水口方向与水平面的夹角27±5°.优选的，所述的模拟发射台高度可调。优选的，所述的试验平台还包括上定位工装、下定位工装；下定位工装与模拟发射台上的导流孔配合，确定模拟发射台的中心，上定位工装为具有一定高度的圆筒结构，圆筒的底面为定位基准面；所述的下定位工装上表面设置与所述定位基准面形状一致的凹槽；模拟箭体安装在所述的圆筒内，通过所述的定位基准面与所述凹槽配合实现模拟箭体轴线与模拟发射台轴线重合。优选的，所述的温度、压力、热流通过布设在助推火箭发动机燃气流核心区边界内的中心位置、芯级火箭发动机燃气流核心区边界上、芯级导流孔壁上、助推导流孔壁上的温度传感器、压力传感器以及热流传感器采集得到。优选的，所述的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，具体包括如下步骤：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；所述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；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、模拟发射台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。优选的，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；所述圆锥台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°，所述圆锥台较小的端面直径为喷管直径，所述圆锥台的高度La的取值范围为65～120倍的喷管直径。优选的，步骤二中所述的发动机参数为发动机工作压力，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。优选的，所述的温度传感器、压力传感器以及热流传感器安装在力热环境组合检测单元盒的一侧壁上，且温度传感器、压力传感器以及热流传感器的敏感端均能够直接接触外部燃气流，温度传感器、压力传感器以及热流传感器后端的放大器均位于所述力热环境检测单元盒内。优选的，通过在运载火箭待检测部位安装喷流噪声测试阵列，通过阵列上的噪声传感器通过近场的方式检测模拟箭体的喷流噪声；所述的待检测部位包括箭体和或发射系统。优选的，所述的待检测部位还包括发射场坪高空区域，该区域以箭体为中心，且位于燃气冲击范围之外，高度高于箭体；在该区域内设置多组直线阵列，每组直线阵列上的噪声传感器不少于6个。优选的，所述的箭体上安装的喷流噪声测试阵列包括箭体沿高度方向设置的轴向直线阵列和或箭体整流罩沿环向设置的环形阵列；发射系统上安装的喷流噪声测试阵列包括发射系统脐带塔或勤务塔沿高度方向上布置的直线阵列或矩阵阵列，和或发射平台外围喷水喷嘴位置布置的阵列。本专利技术与现有技术相比有益效果为：现有技术一般仅模拟自由喷流状态下的喷流噪声，不考虑地面发射系统对发射燃气流的扰动效应，不能准确地模拟实际发射工况下的燃气流场、噪声场及力热环境条件。本专利技术与现有技术相比，对实际地面发射系统的影响进行了充分考虑，保证喷流试验系统与原运载火箭系统间的充分相似性，可以研究运载火箭实际发射过程中的燃气流场分布、噪声场分布、喷水降噪效果以及箭体起飞力热环境和发射系统热防护性能，可以为后续产品的工程设计提供充分的支撑。本专利技术喷流试验系统包含模拟箭体、模拟发射台、导流槽以及喷水降噪设备，并保持充分的相似性，从而保证燃气流场、噪声场的相似性，确保试验数据的准确性和可信性；本专利技术可以通过相应的调整环节，来保证燃气流的冲击角度，进一步保证燃气流场的相似性，此外通过对箭体尾段的固定，保证试验的安全性。本专利技术试验系统具备喷水降噪功能，同时喷水流量、喷水速度、喷水角度、水幕形状均与原产品保持相似，可以研究喷水流量、速度等因素对发射噪声的影响。本专利技术试验系统的各组件相对位置均可调，通过装配环节的调整可进一步保证燃气流的冲击高度和箭体相对芯级导流孔的位置，从而保证燃气流场的相似性。本专利技术通过合理布置压力温度热流检测区域，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。附图说明图1为本专利技术系统示意图；图2为本专利技术模拟火箭安装固定示意图；图3为本专利技术模拟箭体不同起飞高度示意图；图4为本专利技术模拟发射台上台体内流道示意图；图5为本专利技术箭体定位方案示意图；图6为本专利技术模拟发射台定位方案示意图；图7为本专利技术模拟箭本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.多喷管火箭喷流试验系统，其特征在于包括：模拟箭体、试验平台以及用于降低噪声及保护试验平台的喷水设备；模拟箭体与试验平台的外廓尺寸按照实际结构尺寸等比设计或者进行线性缩放，喷水设备的喷水总流量为实际喷水总流量的k

【技术特征摘要】
1.多喷管火箭喷流试验系统，其特征在于包括：模拟箭体、试验平台以及用于降低噪声及保护试验平台的喷水设备；模拟箭体与试验平台的外廓尺寸按照实际结构尺寸等比设计或者进行线性缩放，喷水设备的喷水总流量为实际喷水总流量的k2倍，喷水速度与实际产品保持一致，模拟箭体按照预设的试验高度固装在试验平台上，并在试验时产生燃气，通过安装在模拟箭体以及试验平台上的传感器采集试验过程中的温度、压力、热流、噪声；所述的k为模拟箭体与试验平台的外廓尺寸与实际结构尺寸的比值。2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于：所述的试验平台包括试验台基座、模拟发射台、试验工装；所述的试验台基座上表面连接固定模拟发射台与试验工装，并通过试验台基座的支腿将载荷传递至地面；试验工装将模拟箭体吊装在距离固定模拟发射台预设高度处；试验台基座预设导流槽，用于排导发动机产生的高温高压燃气，所述导流槽按原型尺寸进行比例k的线性缩放。3.根据权利要求2所述的系统，其特征在于：所述的试验工装包括龙门架、球铰或法兰、钢丝绳；对称立柱组合龙门架一端固装在试验台基座上，模拟箭体上端采用球铰或者法兰固定，球铰或者法兰与所述龙门架的另一端刚性连接；模拟箭体的下端利用可调牵拉钢丝绳固定，用于保证模拟箭体的垂直度满足试验要求。4.根据权利要求1所述的系统，其特征在于：所述的喷水设备包括设置在模拟发射台内部的流道、以及与所述流道连通安装在模拟发射台上表面以及导流孔侧面的喷头组成；位于模拟发射台上表面的喷头保证整个模拟发射台上表面覆盖水。5.根据权利要求4所述的系统，其特征在于：所述的位于模拟发射台上表面的喷头正对发射台上表面的出水口为扇形且出水口方向斜向下。6.根据权利要求5所述的系统，其特征在于：所述的出水口方向与水平面的夹角10±5°。7.根据权利要求4所述的系统，其特征在于：所述的位于导流孔侧面的喷头出水口方向与水平面的夹角27±5°。8.根据权利要求1所述的系统，其特征在于：所述的模拟发射台高度可调。9.根据权利要求2或8所述的系统，其特征在于：所述的试验平台还包括上定位工装、下定位工装；下定位工装与模拟发射台上的导流孔配合，确定模拟发射台的中心，上定位工装为具有一定高度的圆筒结构，圆筒的底面为定位基准面；所述的下定位工装上表面设置与所述定位基准面形状一致的凹槽；模拟箭体安装在所述的圆筒内，通过所述的定位基准面与所述凹槽配合实现模拟箭体轴线与模拟发射台轴线重合。10.根据权利要求1所述的系统，其特征在于：所述的温度、压力、热流通过布设在助推火箭发动机燃气流核心区边界内的中心位置、芯级火箭发动机燃气流核心区边界上、芯级导流孔壁上、助推导流孔壁上的温度...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈劲松，张筱，曾玲芳，贾延奎，吴新跃，王南，张国栋，平仕良，黎定仕，翟旺，杜小坤，
申请(专利权)人：北京航天发射技术研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11