CN103712808A - 一种单喷管火箭发射喷水降温降噪效果检测系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种单喷管火箭发射喷水降温降噪效果检测系统，包括龙门架、模拟火箭、火箭定位调节设备、喷水装置、噪声检测设备、燃气流场及燃气流烧蚀强度检测设备；喷水装置安装在所述模拟火箭的发动机喷管周围，噪声检测设备包括安装的所述模拟火箭周围的噪声测试阵列架和噪声阵列传感器，噪声阵列传感器安装在噪声测试阵列架上；燃气流场及燃气流烧蚀强度检测设备包括安装在模拟火箭下方的喷流流场及烧蚀强度测试板以及安装在喷流流场及烧蚀强度测试板上的喷流流场及烧蚀强度传感器阵列。基于本系统可开展火箭发射喷水降温降噪机理研究及效果评估，也可为后续完整模拟火箭发射技术条件的喷水降温降噪效果提供参照。

Description

一种单喷管火箭发射喷水降温降噪效果检测系统

技术领域

本发明涉及火箭发射领域，尤其涉及一种单喷管火箭发射喷水降温降噪效果检测系统。 

背景技术

目前，世界各国火箭发射技术领域均在推广应用喷水降温降噪技术，一方面通过水流与高温、高速、高凝相燃气流的混合作用交换动量、能量，降低燃气流的温度、冲刷速度，以解决发射系统特别是发射平台、导流槽承受的高温、高速、高凝相燃气流烧蚀问题，一方面通过水流与燃气流的剧烈渗混，水流高速雾化抑制发射燃气流高声强噪声的产生，同时利用雾化混合喷流与喷洒的水幕条件切断并改变燃气流噪声传播途径，解决火箭发射阶段最强燃气流（也称喷流）噪声对火箭噪声敏感元器件、薄壁结构的高声强破坏问题。 

喷水技术在火箭发射技术领域成功应用并实现解决上述问题的目标，取决于喷水降温降噪的实际效果。由于目前喷水降温降噪技术的实际效果的理论精细化评估相对无能为力，必须借助专业检测系统确定喷水降温降噪的实际效果。专业检测系统确定喷水降温降噪的实际效果必须做两个方面的工作，一方面要能够检测无喷水条件火箭发射燃气流的烧蚀强度、噪声强度以及燃气流场分布规律，为喷水降温降噪的实际效果评估奠定基础，一方面也要能够检测喷水条件火箭发射燃气流的烧蚀强度、噪声强度以及燃气流场分布规律，基于无喷水条件检测数据评估喷水降温降噪具体效果，同时确定喷水降温降噪机理。 

发明内容

本发明的目的是提供一种单喷管火箭发射喷水降温降噪效果检测系统。 

上述目的是通过下述方案实现的： 

一种单喷管火箭发射喷水降温降噪效果检测系统，其特征在于，所述检测系统包括龙门架（1）、模拟火箭（2）、火箭定位调节设备（5）、喷水装置（6）、噪声检测设备、燃气流场及燃气流烧蚀强度检测设备；所述喷水装置（6）安装在所述模拟火箭的发动机喷管（10）周围，所述噪声检测设备包括安装的所述模拟火箭（2）周围的噪声测试阵列架（3）和噪声阵列传感器（7），所述噪声阵列传感器（7）安装在噪声测试阵列架（3）上；所述燃气流场及燃气流烧蚀强度检测设备包括安装在所述模拟火箭（2）下方的喷流流场及烧蚀强度测试板（8）以及安装在所述喷流流场及烧蚀强度测试板（8）上的喷流流场及烧蚀强度传感器阵列（31）。

    根据上述的检测系统，其特征在于，所述喷水装置（6）包括供水管路系统（4）、多个喷水中枢、喷嘴阵列（18）、固定底座；所述供水管路系统（4）包括供水总管（11）、喷水干支引管（14）、喷水分支弯引管（15），所述供水总管（11）为竖直管路，所述供水总管（11）的末端连接到所述喷水干支引管（14）上，所述喷水干支引管（14）有两个出水端，所述喷水干支引管（14）的两个出水端均连接在所述喷水分支弯引管（15）上；每个喷水中枢包括喷水中枢座（17）、一段或多段喷水中枢段（21,22）和喷水调节段（23），所述喷水中枢座（17）连接在所述喷水分支弯引管（15），在所述喷水调节段（23）的末端连接有喷嘴阵列（18），并且所述喷嘴阵列（18）包括多个可上下调整方向的喷嘴；所述固定底座包括固定支撑（20）和安装在所述固定支撑（20）上的托架（19）。 

    根据上述的检测系统，其特征在于，所述噪声检测设备包括“井字形”噪声测试阵列架以及安装在所述“井字形”噪声测试阵列架上的噪声测试传感器阵列。 

根据上述的检测系统，其特征在于，所述喷流流场及烧蚀强度测试板（8）上以对称中心为参考点设等距同心圆，以同心圆上沿周向均布测试传感器安装孔，在这些安装孔内布置所需燃气流场测试传感器或燃气流烧蚀强度传感器。 

本发明的有益效果：基于本系统可开展火箭发射喷水降温降噪机理研究及效果评估，也可为后续完整模拟火箭发射技术条件的喷水降温降噪效果提供参照。 

附图说明

图1是本发明的单喷管火箭发射喷水降温降噪效果检测系统总体结构示意图； 

图2是图1的左视图；

图3是图1的俯视图；

图4是本发明采用的喷水装置的结构示意图；

图5是图4的俯视图；

图6是本发明采用的喷水装置的剖视图；

图7是本发明采用的喷水装置的可调长度结构的示意图；

图8是本发明采用的喷水装置的可调方向结构的示意图；

图9是喷水喷嘴安装角度变化带来的水平距离及高度差变化示意图；

图10是本发明的噪声阵列架结构示意图；

图11是图10是左视图；

图12是图10的俯视图；

图13是本发明的喷流流场及烧蚀强度测试板安装位置示意图；

图14是本发明的另一种喷流流场及烧蚀强度测试板安装位置的示意图；

图15是本发明的喷流流场及烧蚀强度测试板的俯视图；

图16是本发明的喷流流场及烧蚀强度测试板传感器布位情况示意图。

具体实施方式

参见图1-图3，本发明使用的检测系统主要由龙门架1、模拟火箭2、火箭定位调节设备5、喷水装置6、噪声检测设备、燃气流场及燃气流烧蚀强度检测设备等构成。 

龙门架1主要由两个立柱及上端吊梁组成，试验过程中龙门架1两个立柱平行并垂直安放于地基9上，同时与上端吊梁配合安全可靠地固定火箭及上述其它设备。 

模拟火箭2作为参试火箭，主要用于产生试验所需的燃气流介质及燃气流噪声声源条件，为配合评估燃气流场、燃气流烧蚀强度及喷流噪声规律，模拟发动机推力室内需要安放压力、温度传感器。 

火箭定位调节设备5主要由关节吊装轴承、柔性水平调节装置组成，两者配合用于调节火箭箭体、模拟喷管相对其它设备的姿态，确保火箭箭体、模拟喷管轴线平行噪声检测阵列并相交于燃气流场及燃气流烧蚀强度检测板中心。本系统中考虑龙门架1相对简易，为提高火箭箭体固定刚度，有效控制火箭箭体在试验过程中垂直龙门架方向振动幅度，柔性水平调节装置采用水平四线独立调节方案，即柔性水平调节装置的四根水平固定线绳可用相关调节设备独立调节长短以及拉紧力。 

参见图4-图10，喷水装置6主要产生组合喷水条件，控制喷水条件。喷水装置6包括供水管路系统4、多个喷水中枢、喷嘴阵列18、固定底座；供水管路系统4包括供水总管11、喷水干支引管14、喷水分支弯引管15，供水总管11为竖直管路，供水总管11的末端连接到喷水干支引管14上，喷水干支引管14有两个出水端，两个出水端均连接在喷水分支弯引管15上；喷水中枢主要承担向喷嘴阵列均压供水作用，每个喷水中枢包括喷水中枢座17、一段或多段喷水中枢段21,22和喷水调节段23，喷水中枢座17连接在喷水分支弯引管15，在喷水调节段23的末端连接有喷嘴阵列18，并且喷嘴阵列18包括多个可上下调整方向的喷嘴，喷嘴阵列18主要承担按照预定流量、方向、速度向燃气流预定区域喷水的作用，由对称放置在火箭发动机喷管前后、左右四排“一”型阵列喷嘴组成；固定底座包括固定支撑20和安装在固定支撑20上的托架19，固定底座主要承担固定喷水装置、调节器喷水装置相对火箭发动机喷管10相对高度的作用。 

流量比例及水流速度是结合紧密的两类技术参数，首先说明流量比例及水流速度便捷调控方法，试验过程中立足调节供水压力与调节喷嘴阵列布置结合形式实现，当发射技术允许布置四排阵列喷嘴时，基于四排阵列喷嘴结构方案形式调节喷嘴数量、喷嘴直径达到调节喷嘴阵列布置方式。此时，设定流量比例确定经各喷嘴喷出的水流速度，然后调节水压实现供水压力与喷嘴阵列匹配。此后，用类似的方法提高水流速度则提高水流压力，降低水流速度则降低水流压力。当需要利用对称两排阵列喷嘴时，则封闭其它对称两排阵列喷嘴。当需要研究流量比例一定情况下喷嘴结构参数对水流速度影响时，调节喷嘴数量匹配关系，或者更换不同直径喷嘴，或者同时调节喷嘴数量与喷嘴直径。为方便喷嘴数量、喷嘴直接变换，将各喷嘴设计成外置类螺栓结构。该结构形式也可直接用内置螺栓形式实现。 

喷水介入燃气流的方向、空间位置也是结合紧密的两类技术参数。当喷水流理及喷水速度设定情况下，喷水介入燃气流的方向、空间位置可通过组合调节阵列喷嘴安装角度与阵列喷嘴空间安装位置的方法实现。如不改变其它设定安装参数，调节阵列喷嘴空间相对发动机中心水平距离时，参考附图7，直接通过增、减喷水中枢段方法实现，例如，阵列喷嘴中心相对发动机中心水平距离由 

变为

时，通过曾设两段长度分别为 

、 喷水中枢段实现。如不改变其它设定安装参数，调节阵列喷嘴空间相对发动机高度差时，参考附图1~附图6、附图7，先松开供水总管与供水引管连接，调整固定底座相对龙门架安装高度（通过调节紧固螺栓高度方向固定位置），然后增或减设供水总管与供水总引管之间的过渡段，实现调节阵列喷嘴空间相对发动机高度差调整，例如，固定底座高度调整实现阵列喷嘴中心相对发动机中心高度差调整时，对应增设两等长过渡段实现供水管路高度差变为 

、

。 

不改变其它设定安装参数，调节喷水介入方向的调节方法相对复杂。保持阵列喷嘴中心相对发动机喷管中心位置（包括水平距离、高度）不变条件下，参考附图6、附图9，更换喷嘴阵列均压器及喷嘴阵列后，安装角度由 

变为 时，在喷嘴中枢座下方增设高度为

的高度调节垫，在喷嘴阵列均压器与喷水中枢段（或喷嘴中枢座）之间增设厚度为

喷水调节段；当喷嘴安装角度由

变为

时，在喷嘴中枢座下方增设高度为

的高度调节垫，在喷嘴阵列均压器与喷水中枢段（或喷嘴中枢座）之间增设厚度为喷水调节段。 

保持阵列喷嘴中心喷入燃气流相对位置（包括水平距离、高度）不变条件下，调节喷水装置有两种便捷方法。参考图6、图10，一种方法是更换喷嘴阵列均压器及喷嘴阵列后，不再增设喷水调节段，保持喷嘴安装中心相对发动机喷管中心水平距离

不变，仅调节喷嘴中心相对发动机喷管中心高度。此时，当喷嘴安装角度由变为

时，可将则直接在喷嘴中枢座下方增设高度为

的高度调节垫，然后将调节喷水过渡段的高度，调节量也为

。当喷嘴安装角度由

变为

时，则直接在喷嘴中枢座下方增设高度为

的高度调节垫，然后将调节喷水过渡段的高度，调节量也为

。另一种方法是更换喷嘴阵列均压器及喷嘴阵列后，不再调节喷嘴阵列安装中心相对发动机喷管中心高度

，仅调节喷嘴安装中心相对发动机喷管中心水平距离。此时，当喷嘴安装角度由变为时，调节喷嘴阵列均压器与喷水中枢座相对水平距离（即调节喷水中枢组合段与喷水调节段的匹配长度）为

。当喷嘴安装角度由

变为

时，调节喷嘴阵列均压器与喷水中枢座相对水平距离为

。 

参见图11-图13，噪声检测设备包括“井字形”噪声测试阵列架25以及安装在所述“井字形”噪声测试阵列架上的噪声测试传感器阵列和辅助的软件，主要用于检测喷水及没有喷水条件的单喷管火箭燃气流噪声规律。参见图11，噪声测试传感器阵列安装在“井字形”噪声测试阵列架25并与地面垂直的噪声测试杆26上。基于这些传感器采集到的噪声声压数据即可系统地评估单喷管火箭发射喷流噪声特性。 

“井字形”噪声测试阵列架25主要由平行龙门垂直安放的前后两根噪声测试杆26、基于噪声测试杆26构建的两组“一”形噪声测试阵列、固定噪声测试杆的组合横档构成。其中，固定每根噪声测试杆的噪声测试杆的组合横档分上、下两组横档组成，每两组横档又由平行龙门架的水平横档、垂直龙门架的左右横档组成。所有横档均布置调节噪声测试杆水平距离的调位件及调位孔，用以按照要求调节噪声测试杆平行龙门架前后、左右移动适当距离， 

检测过程中，参考图1、图2，垂直龙门架25两侧噪声测试杆前后对称居中布置，利用等距安放的噪声测试传感器阵列测试获取单喷管火箭的噪声声压数据，由于垂直龙门架两侧噪声测试杆对称布置，噪声测试传感器在高度方向上一一对应，可以互相映证并确保测试数据有效，基于有效声压数据就可以开展噪声声压级分析、噪声频谱特性分析，同时可以分析噪声声压级沿喷管轴线（即高度方向）变化规律。

当需要系统研究噪声指向性、空间变化规律以及噪声总声强级、总声功级时，可以在控制火箭发动机工作参数一致条件下，采用噪声测试杆水平组合移位方式取得更多空间有序噪声测试系列数据方法实现。参考附图11、附图12，第一步，两根噪声测试杆平行龙门架平面内水平错位一定距离

，为此，每根噪声测试杆按照要求沿平行龙门架的水平横档的系列调位孔适当调位实现；第二步，两根噪声测试杆垂直龙门架平面内水平错位一定距离，为此，每根噪声测试杆按照要求沿垂直龙门架的左右水平横档的系列调位孔适当调位实现，如可以将龙门架前侧噪声测试杆水平移位至离龙门架

处，也可以将龙门架前侧噪声测试杆水平移位至离龙门架处，两者甚至可以组合移动。基于两步骤测试的噪声数据系列可以确定空间栅格点噪声随空间位置变化规律，结合噪声分析处理方法即可研究噪声指向性、空间变化规律以及噪声总声强级、总声功级。 

参见图14-图16，喷流流场及烧蚀强度测试板8上以对称中心为参考点设等距同心圆，以同心圆上沿周向均布测试传感器安装孔，在这些安装孔内布置所需燃气流场测试传感器或燃气流烧蚀强度传感器。 

燃气流场及燃气流烧蚀强度检测设备包括安装在所述模拟火箭2下方的喷流流场及烧蚀强度测试板8以及安装在喷流流场及烧蚀强度测试板8上的喷流流场及烧蚀强度传感器阵列31，主要用于检测喷水及没有喷水条件的单喷管火箭燃气流场及燃气流烧蚀强度空间分布、变化规律。 

参见图14-图16，以单喷管火箭发射技术模拟系统为基础，在龙门架1上构建以测试板为依托条件的简易测试设备，测试板上以对称中心为参考点设等距同心圆，以同心圆上沿周向均布测试传感器安装孔，基于这些安装孔布置所需燃气流场测试传感器或燃气流烧蚀强度传感器31，即可以在试验过程中检测燃气流场参数或燃气流烧蚀强度参数，从而可以便捷地评估燃气流场参数随时间变化规律及关心的变化幅度。 

试验过程中视单喷管火箭发动机喷口尺寸及燃气流烧蚀强度，确定测试板上同心圆个数及测试板上传感器总个数、类型。图16示意两个同心圆及总数37个测点的测试板传感器均布情况。 

当集中关心空间高度燃气流压力分布规律时，可在上述同心圆传感器器全部均布压力传感器，即可以比较准确地测试各点压力数据并建立典型时刻压力极坐标云图，从而能够评估燃气流场压力空间分布及其随时间变化规律。类似地，可以分别独立测试燃气流场温度、流速以及热流、线性烧蚀率数据，从而可以独立评估燃气流场温度、流速、热流、线性烧蚀率数据空间分布及其随时间变化规律。 

由于当前测试技术已经取得很大进步，接触式传感器可以制故里比较小巧，测试板上同心圆可以同时均布很多测点，这样在单次检测过程中可以将上述传感器组合起来，实现单次同时获取两类以燃气流场及燃气流烧蚀强度检测数据，能够实现同时评估多类型燃气流场及燃气流烧蚀强度数据空间分布及其随时间变化规律。 

当需要关心燃气流场及燃气流烧蚀强度数据沿燃气流推进方向（即高度方向）变化规律时，参考附图1、附图14，调节测试燃气流场及燃气流烧蚀强度测试设备在龙门架上的安装高度即可取得不同高度燃气流场及燃气流烧蚀强度，两次以上的检测结果可以评估燃气流场及燃气流烧蚀强度数据沿燃气流推进方向变化规律。 

当需要关心燃气流来流方向变化引起的燃气流场及燃气流烧蚀强度数据变化规律时，参考图15，可以测试板对称中心为参考点，将测试板以该参考点为中心倾斜一定角度，即可以开展检测，确定设定燃气流冲击角度条件下燃气流场及燃气流烧蚀强度数据，两次以上的角度调整与检测，可以比较系统地评估燃气流场及燃气流烧蚀强度数据随燃气流冲击角度变化规律。 

当需要分析燃气流场及燃气流烧蚀强度数据与火箭发动机参数关系时，可以在火箭发动机燃烧室内设置压力、温度（如温度较低时）检测点，同时在关节轴承上方设置推力测点，根据火箭发动机基本原理可以折算并取得发动机喷口速度、压力、温度、流量等数据，综合上述燃气流场及燃气流烧蚀强度检测数据，可以分析燃气流场及燃气流烧蚀强度与燃气流来流参数之间的关系。 

Claims (4)

1.一种单喷管火箭发射喷水降温降噪效果检测系统，其特征在于，所述检测系统包括龙门架（1）、模拟火箭（2）、火箭定位调节设备（5）、喷水装置（6）、噪声检测设备、燃气流场及燃气流烧蚀强度检测设备；所述喷水装置（6）安装在所述模拟火箭的发动机喷管（10）周围，所述噪声检测设备包括安装的所述模拟火箭（2）周围的噪声测试阵列架（3）和噪声阵列传感器（7），所述噪声阵列传感器（7）安装在噪声测试阵列架（3）上；所述燃气流场及燃气流烧蚀强度检测设备包括安装在所述模拟火箭（2）下方的喷流流场及烧蚀强度测试板（8）以及安装在所述喷流流场及烧蚀强度测试板（8）上的喷流流场及烧蚀强度传感器阵列（31）。

2.根据权利要求1所述的检测系统，其特征在于，所述喷水装置（6）包括供水管路系统（4）、多个喷水中枢、喷嘴阵列（18）、固定底座；所述供水管路系统（4）包括供水总管（11）、喷水干支引管（14）、喷水分支弯引管（15），所述供水总管（11）为竖直管路，所述供水总管（11）的末端连接到所述喷水干支引管（14）上，所述喷水干支引管（14）有两个出水端，所述喷水分支弯引管（15）的两个出水端均连接在所述喷水分支弯引管（15）上；每个喷水中枢包括喷水中枢座（17）、一段或多段喷水中枢段（21,22）和喷水调节段（23），所述喷水中枢座（17）连接在所述喷水分支弯引管（15），在所述喷水调节段（23）的末端连接有喷嘴阵列（18），并且所述喷嘴阵列（18）包括多个可上下调整方向的喷嘴；所述固定底座包括固定支撑（20）和安装在所述固定支撑（20）上的托架（19）。

3.根据权利要求1所述的检测系统，其特征在于，所述噪声检测设备包括“井字形”噪声测试阵列架以及安装在所述“井字形”噪声测试阵列架上的噪声测试传感器阵列。

4.根据权利要求1所述的检测系统，其特征在于，所述喷流流场及烧蚀强度测试板（8）上以对称中心为参考点设等距同心圆，以同心圆上沿周向均布测试传感器安装孔，在这些安装孔内布置所需燃气流场测试传感器或燃气流烧蚀强度传感器。

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