一种运载火箭发射燃气流场监测系统的制作方法
【专利摘要】本发明公开了一种运载火箭发射燃气流场监测系统，包括第一测试主阵列组和第二测试主阵列组；其中，第一测试主阵列组包括：导流孔内燃气流场测试阵列、台面燃气流场测试阵列、井字梁上燃气流场测试阵列；第二测试主阵列组包括：导流槽入口附近燃气流场参数测试阵列、导流槽排导面燃气流场参数测试阵列、导流槽顶部燃气流场参数测试阵列、导流槽侧面燃气流场参数测试阵列。本发明提出运载火箭发射燃气流场测试方案可用于运载火箭发射试验燃气流场测试与燃气流烧蚀特性评估，也可方便地移值于缩尺度发射模拟试验或专项模拟试验燃气流场测试与燃气流烧蚀特性评估。
【专利说明】一种运载火箭发射燃气流场监测系统
【技术领域】
[0001]本发明涉及火箭发射领域，尤其涉及一种运载火箭发射燃气流场监测领域。
【背景技术】
[0002]火箭发射燃气流对发射系统、火箭的烧蚀影响一直是火箭发射技术研发、发射系统专项设备研制、火箭专项热防护与燃气流场控制等领域关注的问题，这些领域均已投票入巨资进行专项热防护技术、产品原理及验证研究，相关研究中很重要的一项工作是检测并评估火箭发射燃气流场参数，为此提出了很多简易或系统检测方法以适应不同技术形式的火箭发射燃气流烧蚀传播环境。
[0003]目前，火箭发射燃气流场监测主要依托运载火箭发射系统结构条件在发射系统结构上搭载布置有限测点测试特殊位置燃气流场参数，这种测试受发射系统结构条件(如发射台结构条件)干扰限制，测试的燃参数往往难以反映火箭发射燃气流燃气流场特性，一些条件下受发射系统结构条件限制导致无法获取实际燃气流场参数，同时由于测点有限，高温高速燃气流极易造成测试传感器损坏，从而小子样测试数据难以反映真实发射燃气流分布规律，从而不能系统、精细地评估箭体及发射系统对燃气流燃气流场的影响。
[0004]另外，目前燃气流场监测领域主要针对单喷管火箭发射燃气流烧蚀与燃气流场检测、评估，运载火箭特别是捆绑式运载火箭发射燃气流烧蚀与燃气流场检测领域则涉及较少，主要有三个方面的原因:一是运载火箭多喷管燃气流相互干扰效应明显，造成燃气流场参数特别是燃气流烧蚀特性参数与燃气流场参数测试、分析特别困难；二是运载火箭往往采用不同种类的发动机以适应特殊发射技术能力要求，这在特别是捆绑式运载火箭的芯级发动机、助推级火箭发动机应用方面更加突出，造成燃气流烧蚀特性与燃气流场特性测试、分析难，例如燃气流烧蚀机理研究需要确定烧蚀强度与来流雷诺数关系，在发动机燃气流相互干扰并且燃气流来流成份非单一条件下，显然增加了测试与分析困难；三是运载火箭发射平台扰动效应突出，燃气流的烧蚀与燃气流场影响必须充分考虑发射平台的结构扰动效应。
【发明内容】
[0005]本发明的主要目的是提供一种适合运载火箭特别是捆绑式运载火箭发射燃气流场监测系统。
[0006]上述目的是通过下述方案实现的:
一种运载火箭发射燃气流场监测系统，其特征在于，所述监测系统包括第一测试主阵列组和第二测试主阵列组；其中，
所述第一测试主阵列组包括:导流孔内燃气流场测试阵列、台面燃气流场测试阵列、井字梁上燃气流场测试阵列；所述导流孔内燃气流场测试阵列由设置在每个导流孔的内表面的燃气流场测试阵列组构成；所述台面燃气流场测试阵列为设置导流孔外围、发射平台台面上的燃气流场测试阵列组构成；所述井字梁上燃气流场测试阵列为设置在发射平台井字梁上表面的燃气流场测试阵列构成； 所述第二测试主阵列组包括:导流槽入口附近燃气流场参数测试阵列、导流槽排导面燃气流场参数测试阵列、导流槽顶部燃气流场参数测试阵列、导流槽侧面燃气流场参数测试阵列；所述导流槽入口附近燃气流场参数测试阵列设置在导流槽入口截面；所述导流槽排导面燃气流场参数测试阵列基于排导面表面法向布置；所述导流槽顶部燃气流场参数测试阵列基于导流槽槽顶及导流入口内表法向布置；所述导流槽侧面燃气流场参数测试阵列对称设置在导流槽两侧面。
[0007]根据上述的监测系统，其特征在于，所述第一测试主阵列组还包括:塔上燃气流场测试阵列，其均匀设置在发射平台上脐带塔内表面。
[0008]根据上述的监测系统，其特征在于，所述导流孔内置流场参数测试阵列分为上下
两层布置。
[0009]根据上述的监测系统，其特征在于，所述导流孔内燃气流场测试阵列形成“ 口”形或“O”形。
[0010]根据上述的监测系统，其特征在于，所述导流槽入口附近燃气流场参数测试阵列形成“口”形或“O”形。
[0011]根据上述的监测系统，其特征在于，所述第一测试主阵列组和第二测试主阵列组所使用的传感器为压力传感器、温度传感器、热流传感器、流速传感器、烧蚀传感器独立或其组合。
[0012]本发明的有益效果:
(I) 基于本发明，可以测试评估运载火箭发射燃气流在发射平台台面、井字梁、导流孔、脐带塔的分布、变化规律，基于燃气流在发射平台台面、井字梁、导流孔、脐带塔分布、变化规律可以进一步系统分析、评估发射平台燃气流烧蚀特性，提出发射平台综合热防护方案。
[0013](2)基于本发明，可以测试评估运载火箭发射燃气流在导流槽内的分布、变化规律，基于燃气流在导流槽内的分布、变化规律可以进一步分析、评估燃气流烧蚀特性，提出发射场导流槽综合热防护方案。
[0014](3)基于本发明在能够测试并分析运载火箭发射燃气流分布、烧蚀影响同时，可以指导并校验运载火箭发射燃气流场数值预示与试验研究。
【专利附图】
【附图说明】
[0015]图1是发射平台台体结构方案示意图；
图2是发射平台台体结构的俯视图；
图3是发射平台台体结构的左侧视图；
图4是发射台体导流孔内流场参数测试阵列的示意图(图1的A-A向)；
图5是放大显示的发射台体导流孔内流场参数测试阵列的示意图(图1的A-A向)；
图6是图2的B-B向视图；
图7是发射平台台面流场参数测试阵列方案示意图；
图8是发射平台井字梁上流场参数测试阵列方案示意图；
图9是导流槽结构方案剖分示意图；图10是导流槽壁面上安置的流场参数测试阵列方案示意图；
图11是图10的俯视图；
图12是导流槽入口附近流场参数测试阵列的局部结构示意图。
【具体实施方式】
[0016]参考图f图12，发射系统包括多功能服务台I和活动发射平台13。运载火箭发射燃气流场测试方案基于发射系统特别是燃气流影响的发射系统结构表面构建，采用两大测试主阵列组实现运载火箭发射燃气流场测试。其中，运载火箭发射燃气流场第一测试主阵列组利用发射平台上涉及燃气流影响的主要结构迎风面组建，主要测试发射平台台体附近发射燃气流场参数；运载火箭发射燃气流场第二测试主阵列组利用发射场导流槽内涉及燃气流影响的主要结构迎风面组建，主要测试导流槽内发射燃气流场参数。基于运载火箭发射燃气流场两测试主阵列组测试的燃气流场参数可相互补充，以充分说明发射系统附近燃气流场分布及衰减规律，也可相互映证，以剔除失真伪数据，校验影响发射系统的燃气流场参数变化规律，同时可修正发射燃气流场预示模型及数值算法。
[0017]参考图f图8，运载火箭发射燃气流场第一测试主阵列组又由四个发射燃气流场测试阵列进一步组成，分别为塔(即脐带塔1，也称高位服务塔I)上燃气流场测试阵列2、导流孔内燃气流场测试阵列3、台面燃气流场测试阵列6、井字梁上燃气流场测试阵列7。
[0018]参考图3，塔上燃气流场测试阵列基于发射平台上脐带塔内表面(即靠近运载火箭一侧的结构表面，也是燃气流及其引射气流直接影响的迎风面)构建，由于脐带塔上下各组成段内表面均为平面结构，构建过程中直接基于各平面法向布置系列燃气流场参数测试孔，系列测试孔在各平面上空间布位成矩阵式阵列，脐带塔上下各组成段上的子矩阵列合在一起组成塔上燃气流场测试矩阵，发射试验过程各测试孔全部或一部分配套必须的测试传感器、 线缆、采集设备即可以开展塔上燃气流场综合测试。目前，评估燃气流场或燃气烧蚀特性的流场参数类型包括燃气流压力、温度、热流、流速、烧蚀等，发射试验过程中，根据脐带塔尺寸、试验次数以及传感器配套类型、数量，可以将压力、温度、热流、流速、烧蚀传感器独立或组合布阵，实现压力、温度、热流、流速、烧蚀等流场参数单独或综合测试。试验过程塔上燃气流场测试阵列组安放传感器可变为燃气流场传感器，这样该位置处测试数据类型变为测试运载火箭发射燃气流燃气流场。对于没有设置脐带塔的发射系统，不存在塔上燃气流烧蚀影响问题，可取消该测试阵列。
[0019]参考图2、图4~图6，导流孔内燃气流场测试阵列基于发射平台导流孔内表面构建，最终，导流孔内燃气流场测试阵列3包括设置在每个导流孔内的燃气流场测试阵列。图
8、图9示意的各导流孔水平剖分截面为“ 口 ”形，由此每个导流孔内燃气流场测试阵列为“口”形测试阵列，当各导流孔水平剖分截面为“O”形时，每个导流孔内燃气流场测试阵列为“O”形测试阵列。实际构建各阵列测试孔时，同样基于各导流面平面结构形式直接法向布孔，发射试验时，根据导流孔尺寸、试验次数以及传感器配套类型、数量，可以将压力、温度、热流、流速、烧蚀传感器独立或组合布阵，实现压力、温度、热流、流速、烧蚀等流场参数单独或综合测试。导流孔内燃气流场测试阵列组考虑运载火箭起飞瞬间燃气流直接影响部位为导流孔下部，然后随着运载火箭起飞，燃气流开始逐渐影响导流孔中部、上部，为此在每个导流孔内分别设置低位与高位“O”形或“口 ”形测试阵列(上下两层布置，参见图6的4，5)，依次测试不同高度位置导流孔内表面燃气流场参数动态分布及变化规律。同样，根据试验规模可选择性匹配或调整导流孔内低位、高位燃气流场测试阵列传感器类型、数量。
[0020]参考图8，井字梁上燃气流场参数测试阵列7直接基于井字梁上表面构建成“井”形测试阵列，用于测试井字梁上表面燃气流参数。
[0021]参考图9~图12，运载火箭发射燃气流场第二测试主阵列组即导流槽内燃气流场测试阵列组，基于导流槽8导流面构建，主要由四个子阵列成，分别为导流槽入口附近燃气流场参数测试阵列9、导流槽排导面(也即直接承受燃气流冲击面，也即导流槽底面)燃气流场参数测试阵列12、导流槽顶部燃气流场参数测试阵列10、导流槽侧面燃气流场参数测试阵列11。
[0022]参考图12，导流槽入口附近燃气流场参数测试阵列9基于导流槽入口截面设置，燃气流场测试传感器布位孔组成“ 口 ”形或“O”形测试阵列，主要用于监测导流槽入口截面处燃气流引射气流情况以及燃气流热辐射情况，也可以用于监测导流槽入口燃气流燃气流场情况，也即监测导流槽入口处燃气流场瓶口效应情况。
[0023]参考图扩图10，导流槽排导面燃气流场参数测试阵列12传感器基于排导面表面法向布置，根据导流槽排导燃气流走向以及及导流入口决定整个阵列形状。图10显示“L形”导流槽排导面燃气流场参数测试阵列总体成“L形”，对应“W形”导流槽排导面燃气流场参数测试阵列总体成“W形”。参考图10~图11，根据发射试验研究需要，沿导流槽排导面横向(即垂直燃气流排导方向)可以排导中线对称(或不对称)增设“L形”(或“W形”)燃气流场参数测试阵列，即实际导流槽排导面燃气流场参数测试阵列可由几组“L形”(或“W形”)燃气流场参数测试阵列组成，增加燃气流场参数分析子样，提高燃气流场分布分辨率。
[0024]参考图9~图11，导流槽顶部燃气流场参数测试阵列与导流槽排导面燃气流场参数测试阵列相似，测试传感器基于导流槽槽顶及导流入口内表法向布置，根据槽顶对称剖面显示的槽顶型线决定整个阵列形状。图10显示基于“L形”导流槽顶部“L形”型线组建了 “L”形燃气流场参数测试阵列，类似图10，对应“W形”导流顶部“W形”型线可组建“W”形燃气流场参数测试阵列。根据发射试验研究需要，导流槽顶部燃气流场参数测试阵列也可由几组“L形”或“W形”燃气流场参数测试子阵列组成，以增加燃气流场参数分析子样，提高燃气流场分布分辨率。导流槽顶部燃气流场参数测试阵列可用于测试导流槽内燃气流燃气流场规律。
[0025]参考图9~图11，导流槽侧面燃气流场参数测试阵列离排导面一定高度，基于导流槽两侧面对称构建，主要测试离导流槽排导面一定高度处影响导流槽侧面的燃气流场规律，为此参照导流槽排导面燃气流场参数测试阵列形状相似构建，即流槽侧面燃气流场参数测试阵列也成“L形”或“W形”。
[0026]类似运载火箭发射燃气流场第一测试主阵列实际测试选用与布置情况，根据实际需要，运载火箭发射燃气流场第二测试主阵列各子阵列可以对燃气流场测试传感器数量、类型进行合理组合，实现燃气流场单参数或多参数的综合测试与分析。
[0027]本发明提出运载火箭发射燃气流场测试方案可用于运载火箭发射试验燃气流场测试与燃气流烧蚀特性评估，也可方便地移值于专项模拟试验研究(如缩尺度喷流试验或发动机试车试验)过程燃气流场测试与燃气流烧蚀特性评估。
【权利要求】
1.一种运载火箭发射燃气流场监测系统，其特征在于，所述监测系统包括第一测试主阵列组和第二测试主阵列组；其中， 所述第一测试主阵列组包括:导流孔内燃气流场测试阵列、台面燃气流场测试阵列、井字梁上燃气流场测试阵列；所述导流孔内燃气流场测试阵列由设置在每个导流孔的内表面的燃气流场测试阵列组构成；所述台面燃气流场测试阵列为设置导流孔外围、发射平台台面上的燃气流场测试阵列组构成；所述井字梁上燃气流场测试阵列为设置在发射平台井字梁上表面的燃气流场测试阵列构成； 所述第二测试主阵列组包括:导流槽入口附近燃气流场参数测试阵列、导流槽排导面燃气流场参数测试阵列、导流槽顶部燃气流场参数测试阵列、导流槽侧面燃气流场参数测试阵列；所述导流槽入口附近燃气流场参数测试阵列设置在导流槽入口截面；所述导流槽排导面燃气流场参数测试阵列基于排导面表面法向布置；所述导流槽顶部燃气流场参数测试阵列基于导流槽槽顶及导流入口内表法向布置；所述导流槽侧面燃气流场参数测试阵列对称设置在导流槽两侧面。
2.根据权利要求1所述的监测系统，其特征在于，所述第一测试主阵列组还包括:塔上燃气流场测试阵列，其均匀设置在发射平台上脐带塔内表面。
3.根据权利要求1所述的监测系统，其特征在于，所述导流孔内置流场参数测试阵列分为上下两层布置。
4.根据权利要求1所述的监测系统，其特征在于，所述导流孔内燃气流场测试阵列形成“口 ”形或“O”形。
5.根据权利要求1所述的监测系统，其特征在于，所述导流槽入口附近燃气流场参数测试阵列形成“口”形或“O”形。
6.根据权利要求1-5之一所述的监测系统，其特征在于，所述第一测试主阵列组和第二测试主阵列组所使用的传感器为压力传感器、温度传感器、热流传感器、流速传感器、烧蚀传感器独立或其组合。
【文档编号】G01M10/00GK103712770SQ201210373253
【公开日】2014年4月9日 申请日期:2012年9月29日 优先权日:2012年9月29日
【发明者】陈劲松, 贾延奎, 曾玲芳, 王明华, 杭立杰 申请人:北京航天发射技术研究所, 中国运载火箭技术研究院