一种运载火箭低温增压输送系统地面全尺寸等效试验方法技术方案

本发明专利技术公开了一种运载火箭低温增压输送系统地面全尺寸等效试验方法，包括以下步骤：提供运载火箭的地面全尺寸试验模块，地面全尺寸试验模块包括全尺寸的贮箱和低温增压输送系统；采用常温氦气对贮箱进行增压，按照运载火箭在真实飞行状态下的贮箱压力设置增压控制带、加注液位高度、初始气枕以及推进剂温度；当推进剂加注液位高度初始参数满足要求时，基于真实飞行状态下运载火箭推进剂的出流量，开启相应排出管的节流孔板，记录工况参数；控制工况特征参数，根据与飞行状态特征参数一致性比对情况，进行数据分析，优化飞行状态参数。上述试验方法能够减少运载火箭全系统动力试车与飞行试验次数。

【技术实现步骤摘要】
一种运载火箭低温增压输送系统地面全尺寸等效试验方法
本专利技术属于运载火箭试验
，具体涉及一种运载火箭低温增压输送系统地面全尺寸等效试验方法。
技术介绍
运载火箭在发射飞行前，需开展大量的地面试验，充分考核系统方案的合理性，功能指标的正确性，性能测试的覆盖性。增压输送系统是运载火箭动力的重要基础，直接影响发射飞行任务的成败，尤其需要进行充分的地面试验验证，获取完整的试验数据。美国SpaceX公司非常注重动力系统的地面试验，Falcon9运载火箭在发射前需经历3次点火，第一次是在试验场进行发动机全程试车，第二次是发动机装配箭体后进行一子级的全程点火，第三次是在发射场进行一子级射前的短时点火，最终通过真实发射飞行进行考核验证。动力系统试车是对运载火箭最接近真实飞行状态的全面验证，在各型火箭的可靠性验证中发挥了不可或缺的作用。同时，较多的动力系统试车产生了新的挑战：一是试验成本过高，完整的地面试验直接抬高了火箭发射费用；二是计划进度延长，繁琐的试验流程将一定程度滞后研制生产进度；三是安全风险较高，试验中因人为失误引发的安全事故仍然存在。出于以上原因，目前主流的运载火箭制造商均不同程度的减少每发运载火箭动力系统试车次数，考虑仿真难以保证其模型及模型参数的准确性，大多结合运载火箭分系统地面试验进行验证。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术提供了一种运载火箭低温增压输送系统地面全尺寸等效试验方法，能够减少运载火箭全系统动力试车与飞行试验次数。本专利技术是通过下述技术方案实现的：<br>一种运载火箭低温增压输送系统地面全尺寸等效试验方法，基于地面全尺寸试验模块，采用推进剂挤压排放方式模拟飞行状态下低温增压输送系统的工况状态，包括以下步骤：提供运载火箭的地面全尺寸试验模块，地面全尺寸试验模块包括全尺寸的贮箱和低温增压输送系统，贮箱内设置有液位传感器和温度传感器，贮箱连接有输送管，输送管的末端连接有排出管，排出管设置有节流孔板，输送管按高度沿程设置有温度传感器和压力传感器；采用常温氦气对贮箱进行增压，按照运载火箭在真实飞行状态下的贮箱压力设置增压控制带、加注液位高度、初始气枕以及推进剂温度；当推进剂加注液位高度初始参数满足要求时，基于真实飞行状态下运载火箭推进剂的出流量，开启相应排出管的节流孔板，记录工况参数；控制工况特征参数，根据与飞行状态特征参数一致性比对情况，进行数据分析，优化飞行状态参数。更进一步地，所述贮箱设置有推进剂加注口、增压口以及排气口；所述排出管的数量根据推进剂的出流量确定；所述排出管的出口形成出流口；所述推进剂加注口与推进剂储罐之间通过推进剂加注管路连通。更进一步地，所述液位传感器、所述温度传感器以及所述压力传感器均为适用于低温环境的传感器。更进一步地，在开启相应排出管的节流孔板的步骤中，根据运载火箭发动机的额定流量确定开启数量，用于模拟飞行状态下推进剂的使用流速。更进一步地，在控制工况特征参数步骤中，推进剂液位高度、增压控制带、初始气枕以贮箱底部出流压力值均形成控制点。更进一步地，在与飞行状态特征参数一致性比对步骤中，将地面试验与飞行状态的特征参数转化为相同基准进行定量比较。有益效果：本专利技术的运载火箭低温增压输送系统地面全尺寸等效试验方法，基于地面全尺寸试验模块，采用推进剂挤压排放方式模拟飞行状态下低温增压输送系统工况状态，能够获得低温增压输送系统的工况数据，有利于准确掌握低温增压输送系统的运行规律，为持续优化运载火箭发射飞行状态提供数据支撑；同时外，排出管采用节流孔板的排放方式能够可靠实现大流量的推进剂流动，避免了当前低温液氧泵流量偏低的难点，实现了低温增压输送系统的地面试验，技术应用前景可观，运行可靠，成本可控，便于在运载火箭试验
推广应用。附图说明图1为本专利技术运载火箭低温增压输送系统的地面全尺寸等效试验方法的流程图；图2为地面全尺寸试验模块的结构原理图；其中，1-贮箱，2-液位传感器，3-温度传感器，4-输送管，5-排出管，6-压力传感器，7-推进剂储罐，8-氦气源具体实施方式下面结合附图并举实施例，对本专利技术进行详细描述。参见图1和图2，本实施例提供了一种运载火箭低温增压输送系统地面全尺寸等效试验方法，基于地面全尺寸试验模块，采用推进剂挤压排放方式模拟飞行状态下低温增压输送系统的工况状态，包括以下步骤：步骤S10，提供运载火箭的地面全尺寸试验模块，地面全尺寸试验模块包括全尺寸的贮箱1和低温增压输送系统，贮箱1内设置有液位传感器2和温度传感器3，贮箱1连接有输送管4，输送管4的末端连接有排出管5，排出管5设置有节流孔板，输送管4按高度沿程设置有温度传感器3和压力传感器6；在试验过程中，采用全尺寸试验模块进行，贮箱1采用全尺寸结构，贮箱1内部和直径采用与执行发射任务的运载火箭的贮箱1内部相同的结构布局，以便保证试验的准确性；如图2结构所示，贮箱1设置有增压口、推进剂加注口、排气口和出流口，增压口通过增压管路与氦气源8连通，推进剂加注口通过推进剂加注管路与推进剂储罐7连通，排气口连接有排气管路，贮箱1上安装有输送管4和排出管5，并在排出管5的末端形成出流口；在增压管路、推进剂加注管路、排气管路和排出管5上均安装有控制管路开关和流量的阀门；同时，在贮箱1内还安装有用于检测液氧的液位的液位传感器2，用于检测贮箱1内压力和温度的压力传感器6和温度传感器3；贮箱1内可以设置有10个温度传感器3，温度传感器3均匀分布设置于贮箱1内；贮箱1内的液位高度约为7m；贮箱1内液位传感器2的安装高度不小于7m；在输送管4上安装有多个压力传感器6和多个温度传感器3，以便检测输送管4各个位置的压力和温度，输送管4沿程可以设置14个压力传感器6和14个温度传感器3；在本专利技术实施例中，以液氧代替推进剂进行试验；液氧的温度约为91K(-182.15℃)；步骤S20，采用常温氦气对贮箱1进行增压，按照运载火箭在真实飞行状态下的贮箱1压力设置增压控制带、加注液位高度、初始气枕以及推进剂温度；如图2结构所示，贮箱1的增压口通过增压管路与氦气源8连通，通过增压口使氦气源8中的氦气进入贮箱1，从而对贮箱1内部进行增压，在试验过程中，贮箱1内的压力、温度、液氧的加注高度均根据运载火箭实际运行状态下的数据进行设置；氦气源8由增压输送带控制，可以对贮箱1进行自动增压；步骤S30，当推进剂加注液位高度初始参数满足要求时，基于真实飞行状态下运载火箭推进剂的出流量，开启相应排出管5的节流孔板，记录工况参数；如图2结构所示，推进剂储罐7通过推进剂加注管路连通推进剂加注口，以将推进剂储罐7中的推进剂加注到贮箱1内，在试验过程中，试验参数与运载火箭真实飞行状态中的数据参数相一致；推进剂从贮箱1内通过输送管4、排出管5流出，在排出管5内设置有节流孔板，推进剂的出流量通过节流孔板进行控制；在试验过程中，试验初始开启第一路排出管5，过程中开启第二、三、四路排出本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种运载火箭低温增压输送系统地面全尺寸等效试验方法，其特征在于，基于地面全尺寸试验模块，采用推进剂挤压排放方式模拟飞行状态下低温增压输送系统的工况状态，包括以下步骤：/n提供运载火箭的地面全尺寸试验模块，地面全尺寸试验模块包括全尺寸的贮箱和低温增压输送系统，贮箱内设置有液位传感器和温度传感器，贮箱连接有输送管，输送管的末端连接有排出管，排出管设置有节流孔板，输送管按高度沿程设置有温度传感器和压力传感器；/n采用常温氦气对贮箱进行增压，按照运载火箭在真实飞行状态下的贮箱压力设置增压控制带、加注液位高度、初始气枕以及推进剂温度；/n当推进剂加注液位高度初始参数满足要求时，基于真实飞行状态下运载火箭推进剂的出流量，开启相应排出管的节流孔板，记录工况参数；/n控制工况特征参数，根据与飞行状态特征参数一致性比对情况，进行数据分析，优化飞行状态参数。/n

【技术特征摘要】
1.一种运载火箭低温增压输送系统地面全尺寸等效试验方法，其特征在于，基于地面全尺寸试验模块，采用推进剂挤压排放方式模拟飞行状态下低温增压输送系统的工况状态，包括以下步骤：
提供运载火箭的地面全尺寸试验模块，地面全尺寸试验模块包括全尺寸的贮箱和低温增压输送系统，贮箱内设置有液位传感器和温度传感器，贮箱连接有输送管，输送管的末端连接有排出管，排出管设置有节流孔板，输送管按高度沿程设置有温度传感器和压力传感器；
采用常温氦气对贮箱进行增压，按照运载火箭在真实飞行状态下的贮箱压力设置增压控制带、加注液位高度、初始气枕以及推进剂温度；
当推进剂加注液位高度初始参数满足要求时，基于真实飞行状态下运载火箭推进剂的出流量，开启相应排出管的节流孔板，记录工况参数；
控制工况特征参数，根据与飞行状态特征参数一致性比对情况，进行数据分析，优化飞行状态参数。


2.如权利要求1所述的试验方法，其特征在于，所述贮...

【专利技术属性】
技术研发人员：雍子豪，程洪玮，刘阳，刘鹰，朱雄峰，王一杉，韩秋龙，谭云涛，谷建光，
申请(专利权)人：中国人民解放军六三九二一部队，
类型：发明
国别省市：北京;11