CN109974523B - 多喷管火箭喷流试验*** - Google Patents

多喷管火箭喷流试验*** Download PDF

Info

Publication number
CN109974523B
CN109974523B CN201910229980.5A CN201910229980A CN109974523B CN 109974523 B CN109974523 B CN 109974523B CN 201910229980 A CN201910229980 A CN 201910229980A CN 109974523 B CN109974523 B CN 109974523B
Authority
CN
China
Prior art keywords
test
simulation
launching
rocket
flow
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201910229980.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109974523A (zh
Inventor
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
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
China Academy of Launch Vehicle Technology CALT
Beijing Institute of Space Launch Technology
Original Assignee
China Academy of Launch Vehicle Technology CALT
Beijing Institute of Space Launch Technology
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by China Academy of Launch Vehicle Technology CALT, Beijing Institute of Space Launch Technology filed Critical China Academy of Launch Vehicle Technology CALT
Priority to CN201910229980.5A priority Critical patent/CN109974523B/zh
Publication of CN109974523A publication Critical patent/CN109974523A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109974523B publication Critical patent/CN109974523B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41F—APPARATUS FOR LAUNCHING PROJECTILES OR MISSILES FROM BARRELS, e.g. CANNONS; LAUNCHERS FOR ROCKETS OR TORPEDOES; HARPOON GUNS
    • F41F3/00—Rocket or torpedo launchers
    • F41F3/04—Rocket or torpedo launchers for rockets
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B35/00—Testing or checking of ammunition

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

多喷管火箭喷流试验***，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。

Description

多喷管火箭喷流试验***
技术领域
本发明涉及一种多喷管火箭喷流试验***。
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***及其各分***综合防护***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***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***。以往的喷流试验***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***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***噪声环境，无法指导箭体与地面发射***的工程设计，具有一定的局限性。
发明内容
本发明的技术解决问题是：提出一种运载火箭喷流试验***，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***热防护性能。
本发明的技术解决方案是：多喷管火箭喷流试验***，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***。
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***上安装的喷流噪声测试阵列包括发射***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***喷水喷嘴位置布置的阵列。
本发明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***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。本发明与现有技术相比，对实际地面发射***的影响进行了充分考虑，保证喷流试验***与原运载火箭***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***热防护性能，可以为后续产品的工程设计提供充分的支撑。
本发明喷流试验***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；
本发明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。
本发明试验***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。
本发明试验***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。
本发明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为本发明***示意图；
图2为本发明模拟火箭安装固定示意图；
图3为本发明模拟箭体不同起飞高度示意图；
图4为本发明模拟发射台上台体内流道示意图；
图5为本发明箭体定位方案示意图；
图6为本发明模拟发射台定位方案示意图；
图7为本发明模拟箭体测试传感器安装架示意图；
图中，1-试验台基座；2-模拟发射台；3-喷水设备；4-模拟箭体；5-试验工装；6-龙门架立柱；7-龙门架；8-球铰；9-可调牵拉钢丝绳；10-上台体；11-支撑臂；12-内流道；13-供水入口；14-上定位工装；15-下定位工装16-试验台基座上表面；17-模拟发射台支腿18-环向安装架；19-纵向安装架。
具体实施方式
下面结合附图及实例对本发明作详细说明。
1)喷流试验***外廓与原运载火箭与发射支持***保持相似
为保证燃气流场、起飞力热环境乃至噪声场分布、喷水降噪效果、发射***热防护性能与实际运载火箭、发射支持***保持一致，喷流试验***外廓应与实际产品保持充分的相似性。与此同时，喷水降噪***的喷水流量、喷水速度应与试验***匹配。当然为减小喷流试验规模，在满足燃气流场、起飞力热环境相似性的前提下，对试验***结构尺寸可以进行线性缩比(比例系数为k)，试验***喷水总流量进行线性比例平方缩比，喷水速度与原型保持一致。当然，在某些试验环境下，还可以对试验***结构尺寸进行线性缩放处理。
2)试验平台具备台体支撑与燃气排导功能
所述的试验平台包括试验台基座1、模拟发射台2、试验工装5；参考附图1，试验台基座1上表面通过螺栓连接固定模拟发射台2与试验工装5，并通过试验台基座1的四个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)模拟箭体可靠安装固定
参考附图2，通过三立柱组合龙门架(龙门架立柱6；龙门架7)安装固定模拟箭体4。模拟箭体4上端采用球铰8或法兰固定，模拟箭体下端利用可调牵拉钢丝绳9固定，防止发动机的推力偏心导致箭体尾部发生较大晃动。
此外，为保证模拟箭体4的垂直度满足试验要求，可通过调节可调牵拉钢丝绳9长度对箭体尾部的空间位置进行精确调整，从而调节模拟箭体4的垂直度。
4)模拟箭体高度可调节
参考附图3，预置不同高度的龙门架立柱6。根据试验需求，对不同的箭体起飞高度工况，更换相应高度的龙门架立柱6，以用于模拟不同起飞高度下的火箭燃气流场与力热环境、噪声场。
5)模拟发射台上台体内置流道
参考附图4，模拟发射台上台体内置流道12，水由供水入口13引入，由分布于上台体上表面与导流孔侧面各处的喷头喷出。
台体上表面的喷头用于防护模拟发射台2上表面结构，出水口方向与水平面的夹角10±5°；导流孔侧面各处的喷头用于防护模拟发射台导流孔2侧壁结构，位于导流孔侧面的喷头出水口方向与水平面的夹角27±5°。
6)箭体相对模拟发射台精确定位
参考附图5，采用定位工装完成模拟箭体4相对模拟发射台2的精确定位。定位工装分为两部分组成：上定位工装14与下定位工装15。上定位工装14安装在箭体尾端，与箭体外表面紧密配合；下定位工装15安装在模拟发射台上台体10芯级导流孔内，与芯级导流孔内表面紧密配合。
下定位工装15的上表面精加工一个与上定位工装14底面大小一致的凸起圆面或凹陷圆台。当该凸起圆面与上定位工装14底面重合时，证明模拟箭体4与模拟发射台2芯级导流孔完成对中调节；未重合时，对模拟发射台2的位置进行相应调整，直至凸起圆面与上定位工装4底面重合。
7)台体相对导流槽精确定位
参考附图6，在试验台基座上表面16预置四个凸起法兰，凸起法兰相对位置及大小与发射台支腿17底面法兰一致。安装模拟发射台2时，应调整其位置保证发射台支腿17底面法兰与试验台基座上表面16法兰重合。
8)箭体外侧预留测试传感器安装架
参考附图7，箭体外侧安装有两类测试传感器安装架：环向安装架18、纵向安装架19。环向安装架18安装于模拟箭体整流罩位置，纵向安装架19沿模拟箭体轴向固定。传感器安装架位置可以根据测试需求进行调整。
9)试验***装置、试验及高度调节
参考附图1～附图7，对试验***进行装配。
首先将试验台基座1安装固定在预设试验场坪上，基座支腿与场坪地脚螺栓连接紧固；随后将模拟发射台2吊装至试验台基座1上，确保发射台支腿17底面法兰与试验台基座上表面16法兰重合对齐；然后安装三根龙门架立柱6，完成龙门架立柱与试验台基座上表面的粗调直；随后进行模拟箭体4与龙门架7的球铰8连接；然后将龙门架7与模拟箭体4组合体一体吊装到龙门架立柱6上方，完成连接固定；最后在模拟箭体尾部安装可调牵拉钢丝绳9，调节钢丝绳长度，完成箭体自身的调垂与固定。
开展喷流试验，试验***按预定时序发出喷水信号、点火信号，模拟箭体4发动机开始点火，持续产生燃气流，直至药柱燃烧完全。
根据后续试验需求，更换不同高度的龙门架立柱，完成不同起飞高度下的喷流试验模拟。
10)试验过程中压力、温度、热流、噪声测量
压力、温度、热流测量
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。为了增加数据的完整性与可靠性，还可以在模拟发射台台面燃气流漫延区内安装传感器。该发射平台台面燃气流漫延区为燃气经模拟发射台、导流槽相关结构扰动后向外飞溅或沿模拟发射台台面导流槽壁漫延的燃气流冲击区，该去烧蚀强度相比核心区会下降很多。
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101、根据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；确定自由飞行状态单喷管火箭燃气流初始烧蚀范围；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。
步骤102、根据单喷管火箭发动机参数，包括发动机工作压力；修正步骤101中所述的初始烧蚀范围获得修正烧蚀范围。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；否则调整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。
步骤103、重复步骤101到步骤102，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，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104、根据步骤102或步骤103中所述的修正烧蚀范围、发射平台5的结构尺寸与位置、导流槽8的结构尺寸与位置，通过几何关系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。
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。当然根据不同的测量要求，还可以通过试验测量加速度及应变。同样在上述力热环境组合检测单元盒的一侧壁上增加加速度传感器、应变传感器，加速度传感器、应变传感器的敏感端及后端放大器均位于力热环境组合检测单元盒内。力热环境组合检测单元盒内的任一种传感器的数量最优大于等于2个。
噪声检测
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***。为了增加检测的准确性，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。
其中，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；所述的轴向直线阵列上的传感器敏感头在同一直线上，并与箭体轴线平行。轴向直线阵列沿箭体周向布置至少4组，每组噪声传感器的数量不少于6个。所述的环形阵列的传感器敏感头处于同一分度圆上，圆面与箭体轴线垂直。环形阵列沿箭体轴向布置至少2组，每组噪声传感器的数量不少于4个。箭体上安装的喷流噪声测试阵列布于箭体表面，或者布于箭体外。喷流噪声测试阵列布于箭体外时，离箭体的径向间隙不小于0.25倍的喷口直径。
发射***上安装的喷流噪声测试阵列包括发射***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***喷水喷嘴位置布置的阵列。当发射平台***喷水喷嘴位置布置的阵列时，还包括发射平台周向布置的阵列，发射平台周向布置的阵列上的传感器敏感头应沿发射平台中心对称分布，并与发射平台上表面平行。
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布置与塔表面上，或者塔外。塔外安装的噪声测试阵列离塔体的径向间隙不小于0.25倍的喷口直径。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上的噪声传感器的敏感头在同一平面上，并与箭体轴线平行且敏感头朝向箭体。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (12)

1.多喷管火箭喷流试验***，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为模拟箭体和试验平台的外廓尺寸与实际结构尺寸的比值；
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；
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；
所述模拟箭体外侧安装有两类测试传感器安装架：环向安装架、纵向安装架；所述环向安装架安装于模拟箭体整流罩位置，纵向安装架沿模拟箭体轴向固定。
2.根据权利要求1所述的***，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、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；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。
3.根据权利要求2所述的***，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。
4.根据权利要求3所述的***，其特征在于：所述的出水口方向与水平面的夹角10±5°。
5.根据权利要求2所述的***，其特征在于：所述的导流孔侧面的喷头出水口方向与水平面的夹角27±5°。
6.根据权利要求1所述的***，其特征在于：所述的模拟发射台高度可调。
7.根据权利要求1或6所述的***，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。
8.根据权利要求1所述的***，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传感器、压力传感器以及热流传感器采集得到。
9.根据权利要求8所述的***，其特征在于：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组合检测单元盒内。
10.根据权利要求1所述的***，其特征在于：通过在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***。
11.根据权利要求10所述的***，其特征在于：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。
12.根据权利要求10所述的***，其特征在于：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***上安装的喷流噪声测试阵列包括发射***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***喷水喷嘴位置布置的阵列。
CN201910229980.5A 2019-03-26 2019-03-26 多喷管火箭喷流试验*** Active CN109974523B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910229980.5A CN109974523B (zh) 2019-03-26 2019-03-26 多喷管火箭喷流试验***

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910229980.5A CN109974523B (zh) 2019-03-26 2019-03-26 多喷管火箭喷流试验***

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109974523A CN109974523A (zh) 2019-07-05
CN109974523B true CN109974523B (zh) 2022-07-29

Family

ID=67080495

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910229980.5A Active CN109974523B (zh) 2019-03-26 2019-03-26 多喷管火箭喷流试验***

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109974523B (zh)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111562189B (zh) * 2020-05-31 2022-06-28 太原理工大学 一种面向导流槽材料的超高温燃气射流冲蚀试验装置
CN111795828B (zh) * 2020-06-05 2022-06-03 湖北航天技术研究院总体设计所 一种水平模拟发射试验装置及方法
CN112326868A (zh) * 2020-11-09 2021-02-05 北京航天发射技术研究所 基于整体金属结构测温法及测温装置
CN113074065B (zh) * 2021-04-06 2022-04-01 北京航天发射技术研究所 一种用于传热多相流噪声综合研究的动力***
CN113188819B (zh) * 2021-04-12 2022-08-23 北京航天发射技术研究所 一种火箭发射喷水降噪效果评估方法
CN113482800B (zh) * 2021-07-19 2022-03-11 西安航天动力试验技术研究所 一种基于薄膜汽化冷却原理的燃气导流板及其使用方法
CN113804818B (zh) * 2021-08-26 2023-10-20 西安近代化学研究所 一种战斗部用快速烤燃试验装置及使用方法
CN114543583B (zh) * 2022-04-28 2022-07-15 成都航天万欣科技有限公司 一种贮运发射箱精度调节装置及其调节方法
CN116629028B (zh) * 2023-07-19 2023-09-22 东方空间技术(山东)有限公司 一种花瓣形发射台导流槽参数的确定方法及装置

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4344592A (en) * 1977-11-10 1982-08-17 Spiridon Constantinescu Launching tower for heavy rockets
CN103090723A (zh) * 2011-10-27 2013-05-08 北京航天发射技术研究所 火箭发射喷水降温降噪***
CN103712522A (zh) * 2012-09-29 2014-04-09 北京航天发射技术研究所 一种具备喷水降温降噪功能的火箭发射***
CN103712808A (zh) * 2012-09-29 2014-04-09 北京航天发射技术研究所 一种单喷管火箭发射喷水降温降噪效果检测***
CN207181068U (zh) * 2017-08-14 2018-04-03 北京强度环境研究所 运载火箭全箭模态试验八点自由悬挂装置
CN109099765A (zh) * 2018-08-23 2018-12-28 北京航天发射技术研究所 基于拦阻拉力的火箭发射试验减速回收装置

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4344592A (en) * 1977-11-10 1982-08-17 Spiridon Constantinescu Launching tower for heavy rockets
CN103090723A (zh) * 2011-10-27 2013-05-08 北京航天发射技术研究所 火箭发射喷水降温降噪***
CN103712522A (zh) * 2012-09-29 2014-04-09 北京航天发射技术研究所 一种具备喷水降温降噪功能的火箭发射***
CN103712808A (zh) * 2012-09-29 2014-04-09 北京航天发射技术研究所 一种单喷管火箭发射喷水降温降噪效果检测***
CN207181068U (zh) * 2017-08-14 2018-04-03 北京强度环境研究所 运载火箭全箭模态试验八点自由悬挂装置
CN109099765A (zh) * 2018-08-23 2018-12-28 北京航天发射技术研究所 基于拦阻拉力的火箭发射试验减速回收装置

Also Published As

Publication number Publication date
CN109974523A (zh) 2019-07-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109974523B (zh) 多喷管火箭喷流试验***
CN109974541B (zh) 多喷管火箭动态喷流试验***
CN111122104A (zh) 一种面对称高超声速飞行器头罩分离风洞试验装置
CN106840591B (zh) 一种直接测量喷流推力的试验装置
CN102680238B (zh) 一种非接触式发动机推力测试方法及装置
CN106768805B (zh) 一种脉冲风洞平板模型滑动支撑装置
US6425276B1 (en) Water jet peening apparatus
CN109974542B (zh) 一种运载火箭起飞力热环境检测***及方法
CN105649817A (zh) 姿控发动机矢量推力加载装置
CN111795828B (zh) 一种水平模拟发射试验装置及方法
CN107238457A (zh) 一种小推力测量装置
CN108132161A (zh) 一种火箭发动机喷水降温降噪的立式试验平台
CN104165771B (zh) 一种发动机燃油总管喷射方向测试装置及其测试方法
CN109387350A (zh) 一种内式同轴波纹管天平***
CN109974847B (zh) 运载火箭发射喷流噪声检测方法
CN108593300B (zh) 一种姿控发动机测试设备
CN101806261A (zh) 一种间接测量气动推力的方法及装置
CN218519862U (zh) 一种航天运载器支撑装置
CN109357884B (zh) 一种头部进气固体燃料冲压发动机推力测量装置
CN202599663U (zh) 一种非接触式发动机推力测试装置
Dyadkin et al. Flow structure in the base region of re-entry vehicle with supersonic braking plumes impinging with landing surface
CN112444336B (zh) 一种相变发生器推力测试装置及其测试方法
CN216386636U (zh) 一种机翼油箱壁板撞击试验***
RU2418972C1 (ru) Стендовая установка для испытаний сопловых заглушек
CN208921391U (zh) 一种内式同轴波纹管天平***

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant