CN109506831A - 一种火箭起飞底阻检测装置 - Google Patents

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Abstract

本发明一种火箭起飞底阻检测装置，包括模拟箭体(1)、发动机(2)、气动阻力测试装置(3)、吊装设备(4)；所述模拟箭体(1)包括从上往下依次连接的头罩(11)、箭体外壳(12)、火箭底裙(13)，头罩(11)下部与箭体外壳(12)上部连接，模拟箭体外壳(12)下部与火箭底裙(13)上部连接，模拟箭体(1)包覆模拟发动机(2)；所述气动阻力测试装置(3)包括第一测力装置(31)、第二测力装置(32)，第一测力装置固定于模拟发动机顶部；第二套测力装置固定于模拟头罩与模拟箭体外壳连接处；所述吊装设备(4)下端与模拟发动机(2)固定，上端穿过头罩中心，将整个模拟箭体一起吊装于顶壁(31)，模拟箭体(1)可沿吊装设备(4)自由滑动一定距离。

Description

一种火箭起飞底阻检测装置
技术领域
本发明属于火箭发射技术领域，尤其涉及火箭起飞底阻的检测技术。
背景技术
火箭起飞过程中，箭底附近由燃气喷流引射、形成的特殊羽流会在箭体底部形成低压区，产生底部气动阻力，造成火箭起飞推力损失；在特殊情况下，这种羽流还会在箭体底部附近形成侧向推力，造成特殊的气动力矩。羽流造成的底部气动阻力和侧向推力合称为火箭起飞底阻。
火箭起飞底阻直接关系着火箭总体在设计起飞弹道、起飞姿控方案过程中考虑的附加气动特性系数，决定了箭底防热裙热成型固结工艺。准确的火箭底阻数据有助于降低火箭总体设计裕度系数，精减箭底防护部件，提高火箭有效起飞推力。
火箭热发射过程中，箭底存在导流器、发射台等发射设备，箭体一侧存在仪器舱、起竖臂等发射设备，这些设备进一步扰动箭体底部羽流场结构，使得火箭起飞底阻变得更加复杂，恶劣情况下，会使箭体表面存在不对称负压区，造成火箭起飞瞬间存在横向侧推力和侧翻力矩，影响火箭起飞安全。
目前，国内外仅有有限的文献资料介绍火箭底阻计算经验公式，以及稳态情况下箭底羽流分布数值模拟情况。火箭发射模拟试验过程中，偶尔附带配置箭底压力传感器或温度、热流传感器，简单测试箭底负压或热流情况，但没有火箭底阻试验研究专题文献，特别是火箭起飞底阻专项检测装置。发明火箭起飞底阻专项检测装置，有助于确认火箭起飞瞬态底阻，验证当前发射燃气动力学三维数值模拟得出的火箭起飞底阻计算值的可信度。
发明内容
(一)解决的技术问题
火箭起飞底阻检测装置采用分体式模拟火箭实现了发动机推力和火箭起飞气动阻力的独立测试；采用气动阻力测试装置完成了火箭起飞过程中气动总阻力与箭体头部气动阻力测试，计算得到箭体底部气动阻力；采用侧向推力测试装置完成箭体侧向推力测试；为系统地研究火箭起飞底阻，采用了分离式发射装置实现发射装置快速调控，测试不同发射工况下的动态变化规律。
(二)技术方案
一种火箭起飞底阻检测装置，包括模拟箭体、发动机、气动阻力测试装置、吊装设备；所述模拟箭体包括从上往下依次连接的头罩、箭体外壳、火箭底裙，模拟箭体包覆发动机；所述气动阻力测试装置包括第一测力装置、第二测力装置，第一测力装置固定于发动机顶部；第二套测力装置固定于头罩与箭体外壳连接处；所述吊装设备下端与发动机固定，上端穿过头罩中心，将整个模拟箭体一起吊装，模拟箭体可沿吊装设备自由滑动一定距离。
进一步地，所述吊装设备包括顶壁、吊装盘、吊杆，所述吊装盘固定在发动机上，并保持垂直于火箭中轴线，所述吊杆一端与吊装盘连接，另一端穿过头罩上端中心，挂于顶壁。
进一步地，头罩中心点安装“Y”形密封圈，吊杆可沿密封圈可上下移动。
进一步地，第一测力装置包括一组测力仪、止动盘；止动盘环向固定在模拟箭体壳内侧，一组测力仪环向均布在发动机顶与止动盘之间。
进一步地，第二测力装置包括一组环向均布的侧力仪，位于头罩与箭体外壳连接处。
进一步地，底阻特性装置还包括侧向推力测试装置，所述侧向推力测试装置包括关节轴承、固定环、L型架、第三测力仪，固定环安装于模拟箭体内侧火箭底裙上沿处，关节轴承一端穿过箭体外壳插入固定环上，另一端与第三测力仪连接，第三测力仪固定于L型架。
进一步地，L型架包括固定梁、卡盘、支撑衍架、托盘，固定梁与支撑衍架固定，卡盘固定在固定梁上，托盘固定在卡盘内，第三测力仪放置在托盘内，所述关节轴承的一端固定于该卡盘内；测试时，固定环传力于关节轴承，关节轴承依次传力于卡盘和第三测力仪上。
进一步地，底阻特性检测装置还包括分离式发射装置，分离式发射装置包括发射台框架、排导装置和组合模拟舱，发射台框架固定在模拟火箭底部，排导装置安装在模拟火箭下部，保持一定距离，发射台框架、排导装置可以上，下调整高度位置；组合模拟舱在模拟火箭一侧，可以上，下水平方向调整距离。
(三)本发明的有益效果：
本发明采用分体式模拟火箭，将火箭起飞气动阻力与发动机推力分离，有利于独立测量火箭起飞气动阻力，提高起飞气动阻力测量准确度。
本发明采用气动阻力测试装置与侧向推力测试装置，能够准确测量火箭起飞过程中底部气动阻力和侧向推力，得到火箭起飞底阻，有助于指导后续火箭外形结构与起飞安全性设计。
本发明采用分离式发射装置，可测试不同发射工况起飞底阻，得到起飞底阻在不同工况下的动态变化规律，有利于系统深入研究火箭起飞底阻特性。
附图说明
附图1：火箭起飞底阻特性检测装置图；
其中：1-模拟箭体；2-发动机；3-气动力测试装置；4-吊装设备；5-横向推力测试装置；11-头罩；12-箭体外壳；13-火箭底裙；41-顶壁；42-吊装盘；43-吊杆
附图2：火箭气动阻力及发动机推力测试方案图；
其中：31-第一套测力装置；32-第二套测力装置；33-止动盘；42-吊装盘；6-发射台框架；7-排导装置；8组合模拟舱
附图3：侧向推力测试装置图；
其中：51-关节轴承；52-固定环；53-第三测力仪；54-托盘；55-卡盘；56-固定梁；57-支撑衍架
附图4：火箭起飞底阻特性试验装置原理图
具体实施方式
除了下面所述的实施例，本发明还可以有其它实施例或以不同方式来实施。因此，应当知道，本发明并不局限于在下面的说明书中所述或在附图中所示的部件的结构的详细情况。
如图1、2所示，一种火箭起飞底阻特性检测装置，包括模拟箭体1、发动机2、气动阻力测试装置3、吊装设备4；所述模拟箭体1包括从上往下依次连接的头罩11、箭体外壳12、火箭底裙13，，模拟箭体1包覆发动机2；所述气动阻力测试装置3包括第一测力装置31、第二测力装置32，第一测力装置固定于发动机顶部；第二测力装置固定于头罩与箭体外壳12连接处；所述吊装设备4下端与发动机2固定，上端穿过头罩中心，将整个模拟箭体一起吊装，模拟箭体1可沿吊装设备4自由滑动一定距离。
1.气动阻力测试装置
吊装设备4包括顶壁41、吊装盘42、吊杆43，所述吊装盘42与发动机固定，并保持垂直于火箭中轴线，所述吊杆43一端与吊装盘42连接，另一端穿过头罩11上端中心，挂于顶壁41；头罩11中心点安装“Y”形密封圈，吊杆43沿“Y”形密封圈可上下移动；第一测力装置31包括一组测力仪、止动盘33，止动盘33环向固定在箭体外壳(12)内侧，一组测力仪环向均布在发动机2顶与止动盘33之间；第二测力装置32包括一组环向均布的侧力仪，位于头罩(11)与箭体外壳12连接处。
气动阻力测量的工作过程和原理：测试开始发动机2点火，火箭箭体1底部由燃气喷流引射形成低压区，产生底部气动阻力，气动阻力使模拟箭体1下压，通过止动盘33作用在第一测力装置31上，通过第一测力装置31可以测得气动总阻力，而头罩所受压力作用在第二测力装置32上，通过第二测力装置可以测得箭体头部气动阻力，箭体外壳部分气动阻力极小可忽略，所以两者相减可得底部气动阻力。
2.侧向推力测试装置
如图1、3所示，侧向推力测试装置5，所述侧向推力测试装置5包括关节轴承51、固定环52、L型架、第三测力仪，固定环52安装于模拟箭体内侧火箭底裙上沿处，关节轴承51一端穿过模拟箭体1外壳插入固定环52上，另一端与第三测力仪53连接，第三测力仪53固定于L型架。
L型架包括固定梁56、卡盘55、支撑衍架57、托盘54，固定梁56与支撑衍架57固定，卡盘55固定在固定梁56上，托盘54固定在卡盘55内，第三测力仪放置在托盘54内，所述关节轴承的一端固定于该卡盘内；测试时，固定环传力于关节轴承，关节轴承依次传力于卡盘和第三测力仪上。
侧向推力测试原理：测试开始火箭发动机点火，燃气受不对称发射装置的扰动会产生侧向推力，箭体所受侧向推力通过关节轴承51传递到第三测力仪53上，通过第三测力仪53可得箭体所受侧向推力。
3.分离式发射装置
如图1所示，分离式发射装置包括发射台框架6、排导装置7和组合模拟舱8，发射台框架6固定在模拟火箭底部，排导装置7安装在模拟火箭下部，保持一定距离，发射台框架6、排导装置7通过支架固定在试验场，并可以上，下调整高度位置；组合模拟舱8在模拟火箭一侧，可以上，下调整高度，也可以调整水平方向距离。
如图4所示，火箭起飞底阻检测装置采用分体式模拟火箭实现了发动机推力和火箭起飞气动阻力的独立测试；采用气动阻力测试装置完成了火箭起飞过程中气动总阻力与箭体头部气动阻力测试，计算得到箭体底部气动阻力；采用侧向推力测试装置完成箭体侧向推力测试；为系统地研究火箭起飞底阻，采用了分离式发射装置实现发射装置快速调控，测试不同发射工况下的动态变化规律。
上面结合附图和实施例对本发明作了详细说明，但是本发明并不限于上述实施例，在本领域普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下做出各种变化，本发明中未作详细描述的内容均可以采用现有技术。

Claims (8)

1.一种火箭起飞底阻检测装置，其特征在于，包括模拟箭体(1)、发动机(2)、气动阻力测试装置(3)、吊装设备(4)；所述模拟箭体(1)包括从上往下依次连接的头罩(11)、箭体外壳(12)、火箭底裙(13)，模拟箭体(1)包覆发动机(2)；所述气动阻力测试装置(3)包括第一测力装置(31)、第二测力装置(32)，第一测力装置固定于发动机顶部；第二套测力装置固定于头罩(11)与箭体外壳(12)连接处；所述吊装设备(4)下端与发动机(2)固定，上端穿过头罩(11)中心，将模拟箭体(1)一起吊装，模拟箭体(1)可沿吊装设备(4)自由滑动一定距离。
2.如权利要求1所述的火箭起飞底阻特性检测装置，其特征在于，所述吊装设备(4)包括顶壁(41)、吊装盘(42)、吊杆(43)，所述吊装盘(42)固定在发动机(2)上，并保持垂直于火箭中轴线，所述吊杆(43)一端与吊装盘(42)连接，另一端穿过头罩(11)上端中心，挂于顶壁(31)。
3.如权利要求1所述的火箭起飞底阻特性检测装置，其特征在于，头罩(11)中心点安装“Y”形密封圈，吊杆(43)可沿密封圈可上下移动。
4.如权利要求2所述的火箭起飞底阻特性检测装置，其特征在于，第一测力装置(31)包括一组测力仪、止动盘(33)；止动盘(33)环向固定在箭体外壳(12)内侧，一组测力仪环向均布在发动机顶与止动盘(33)之间。
5.如权利要求1所述的火箭起飞底阻特性检测装置，其特征在于，第二测力装置包括一组环向均布的侧力仪，位于头罩(11)与箭体外壳(12)连接处。
6.如权利要求5所述的火箭起飞底阻特性检测装置，其特征在于，底阻特性装置还包括侧向推力测试装置(5)，所述侧向推力测试装置包括关节轴承(51)、固定环(52)、L型架、第三测力仪(53)，固定环(52)安装于模拟箭体(1)内侧火箭底裙(13)上沿处，关节轴承(51)一端穿过模拟箭体(1)外壳插入固定环(52)上，另一端与第三测力仪(53)连接，第三测力仪(53)固定于L型架。
7.如权利要求6所述的火箭起飞底阻特性检测装置，其特征在于，L型架包括固定梁(56)、卡盘(55)、支撑衍架(57)、托盘(54)，固定梁(56)与支撑衍架(57)固定，卡盘(55)固定在固定梁(56)上，托盘(54)固定在卡盘(55)内，第三测力仪(53)放置在托盘(54)内，所述关节轴承的一端固定于该卡盘(55)内；测试时，固定环传力于关节轴承，关节轴承依次传力于卡盘(55)和第三测力仪(53)上。
8.如权利要求1所述的火箭起飞底阻特性检测装置，其特征在于，底阻特性检测装置还包括分离式发射装置，分离式发射装置包括发射台框架(6)、排导装置(7)和组合模拟舱(8)，发射台框架(6)固定在模拟火箭底部，排导装置(7)安装在模拟火箭下部，保持一定距离，发射台框架(6)、排导装置(7)均可以上下调整高度位置；组合模拟舱(8)在模拟火箭一侧，上下水平调整。
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