CN109974542A - 一种运载火箭起飞力热环境检测系统及方法 - Google Patents

Abstract

一种运载火箭起飞力热环境检测系统及方法，包括多个能够同时测量压力、温度、热流、加速度、应变的力热环境组合检测单元，分别布设在助推火箭发动机燃气流核心区边界内的中心位置、发射平台台面燃气流漫延区内、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、导流锥上、导流槽内。本发明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。

Description

一种运载火箭起飞力热环境检测系统及方法

技术领域

本发明涉及一种运载火箭起飞力热环境检测系统及方法，属于运载火箭发射技术领域。

背景技术

运载火箭起飞力热环境决定着运载火箭安全性，也是火箭系统及其各分系统综合防护系统设计依据，更是运载火箭发射工程新技术应用的基础。运载火箭起飞力热环境的检测是获取运载火箭发射燃气流冲击特性及烧蚀环境的直接手段。运载火箭起飞力热环境检测获取的燃气流冲击特性及烧蚀环境数据直接支撑运载火箭箭体及发射系统(包含发射平台、导流设施、燃料加注设备以及勤务塔等)结构强度设计和热防护设计，也是检验、修正运载火箭起飞力热环境预示方法、结果的直接依据。

运载火箭起飞力热环境主要涉及燃气流冲击载荷、燃气热环境两个方面，表征这两个方面的检测参数很多，对于运载火箭这类大型火箭而言，燃气流冲击载荷很少采用燃气流冲击作用力、力矩检测结果表征，而经常以结构承受的燃气流冲击条件的结构应变、加速度响应特性表征；类似地，燃气热环境方面则主要采用压力、温度、热流参数表征。其中燃气热力、温度、热流参数可以采用类似专利“一种运载火箭发射燃气流场监测系统”(ZL201210373253.4)介绍的阵列检测方法系统检测获取。

在进一步添设燃气流冲击条件的结构应变、加速度响应参数检测需求条件下，采用专利“一种运载火箭发射燃气流场监测系统”(ZL201210373253.4)介绍的阵列检测方法获取参数数据量巨大，检测工作量也极大，检测信号干扰或串行严重，检测成本及检测复杂度大幅度提升。

此外，运载火箭起飞力热环境十分复杂、十分恶劣，检测实践中，经常出现燃气流烧损传感器、电缆、前置放大器导致检测数据失真或直接检测不到的问题，也需要提出具体检测防护方法提升数据检测方法可靠性及有效性。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种运载火箭起飞力热环境检测系统及方法，包括多个能够同时测量压力、温度、热流、加速度、应变的力热环境组合检测单元，分别布设在助推火箭发动机燃气流核心区边界内的中心位置、发射平台台面燃气流漫延区内、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、导流锥上、导流槽内。本发明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。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：

一种运载火箭起飞力热环境检测系统，包括多个力热环境组合检测单元；所述力热环境组合检测单元用于同时测量压力、温度、热流、加速度、应变；

所述力热环境组合检测单元分别布设在助推火箭发动机燃气流核心区边界内的中心位置、发射平台台面燃气流漫延区内、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、导流锥上、导流槽的内壁；

所述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。

上述运载火箭起飞力热环境检测系统，所述火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法包括如下步骤：

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；

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、外部的发射平台(5)，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。

上述运载火箭起飞力热环境检测系统，步骤一中所述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；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；步骤二中所述的发动机参数为发动机工作压力。

上述运载火箭起飞力热环境检测系统，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L_a的取值范围为65～120倍的喷管直径。

上述运载火箭起飞力热环境检测系统，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。

上述运载火箭起飞力热环境检测系统，：步骤三中所述获得自由飞行状态多喷管火箭燃气流的修正烧蚀范围的方法为：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。

上述运载火箭起飞力热环境检测系统，所述力热环境组合检测单元的数量不超过22个。

上述运载火箭起飞力热环境检测系统，所述力热环境组合检测单元包括力热环境组合检测单元盒，以及安装在力热环境组合检测单元盒某一侧壁上的压力传感器、温度传感器、热流传感器、加速度传感器、应变传感器；

所述压力传感器的敏感端、温度传感器的敏感端、热流传感器的敏感端均能够直接接触外部燃气流；所述加速度传感器的敏感端、应变传感器的敏感端均位于力热环境组合检测单元盒内；所述力传感器的后端放大器、温度传感器的后端放大器、热流传感器的后端放大器、加速度传感器的后端放大器、应变传感器的后端放大器均位于力热环境组合检测单元盒内。

上述运载火箭起飞力热环境检测系统，所述压力传感器、温度传感器、热流传感器、加速度传感器、应变传感器中的任一种传感器的数量均大于等于2个。

上述运载火箭起飞力热环境检测系统，还包括与所述力热环境组合检测单元连接测试电缆，所述测试电缆用于传输测量信号；

在所述力热环境组合检测单元外部的所述测试电缆安装在外部的发射平台内、导流槽内。

一种运载火箭起飞力热环境检测方法，采用能够同时测量压力、温度、热流、加速度、应变的力热环境组合检测单元；包括如下步骤：

S1、采用火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法，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；

S2、在助推火箭发动机燃气流核心区边界内的中心位置、发射平台台面燃气流漫延区内、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、导流锥上、导流槽的内壁分别布设所述力热环境组合检测单元。

上述运载火箭起飞力热环境检测方法，所述火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法包括如下步骤：

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；

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、外部的发射平台，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。

上述运载火箭起飞力热环境检测方法，步骤一中所述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；所述自由飞行状态火箭燃气流初始烧蚀范围为圆锥台形；步骤二中所述的发动机参数为发动机工作压力。

上述运载火箭起飞力热环境检测方法，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L_a的取值范围为65～120倍的喷管直径。

上述运载火箭起飞力热环境检测方法，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。

上述运载火箭起飞力热环境检测方法，步骤三中所述获得自由飞行状态多喷管火箭燃气流的修正烧蚀范围的方法为：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。

上述运载火箭起飞力热环境检测方法，所述力热环境组合检测单元的数量不超过22个。

上述运载火箭起飞力热环境检测方法，所述力热环境组合检测单元通过测试电缆传输信号；在所述力热环境组合检测单元外部的所述测试电缆安装在发射平台内、导流槽内。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果：

依据运载火箭发射过程燃气流影响范围，对运载火箭起飞力热环境特征区域进行标识可以区分燃气流冲击与烧蚀核心区域、外围区域以及燃气流分布的对称特性，依据核心区域、外围区域以及空间对称特性特点可以选择特征位置，例如核心区域冲击与烧蚀中心位置，这些特征位置可以代表并反映运载火箭起飞力、热特性。

特征位置处布置检测组合单元，组合单元内集成各类燃气流冲击载荷及燃气流参数检测传感器，在尽可能多角度检测运载火箭起飞力、热特性同时，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。

高温高速燃气流环境运载火箭起飞力热环境检测传感器的外设电缆、前端放大器的热防护也是很重要的问题，采用内置防护措施，能够在有效隔绝外设电缆、前端放大器承受燃气流冲击、烧蚀同时可以进一步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为运载火箭起飞过程燃气流覆盖范围示意说明图；

图2为发射平台附近助推发动机燃气流覆盖范围示意说明图；

图3为发射平台台面力热环境组合检测单元布置位置示意说明图；

图4为芯级发动机燃气流覆盖范围及力热环境组合检测单元布置位置示意说明图；

图5为发射平台导流孔孔壁及导流槽壁力热环境组合检测单元布置位置示意说明图；

图6为发射平台台体及导流槽开设的力热环境组合检测单元孔及测试电缆专用通道示意说明图；

图7为力热环境组合检测单元内燃气流场参数测量结构示意图；

图8为力热环境组合检测单元内燃气流冲击载荷参数测量结构示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。

一种运载火箭起飞力热环境检测方法，结合具体结构图示意说明实施方式如下：

(a)标识运载火箭起飞力热环境特征区域

如图1所示，捆绑式运裁火箭由芯级火箭1及助推火箭2组成。发射过程中捆绑式运裁火箭经发射平台5起飞，发射平台5安放于发射场坪7，发射场坪7开挖了用于排导高温、高速燃气流的专用导流槽8。运裁火箭起飞过程芯级火箭1及助推火箭2的一级发动机燃气流分别简称芯级发动机燃气流、助推发动机燃气流。

如图2、图3所示，芯级发动机燃气流、助推发动机燃气流在未经受发射平台5台体结构、发射场导流槽8扰动前，保持自由下泻状态。保持自由自由下泻状态的高温、高速燃气流冲击与烧蚀强度均很高，这部分燃气流直接冲击、覆盖的发射平台5、导流槽8的相关结构区域，该冲击、覆盖的发射平台5、导流槽8相关结构区域以及上述自由下泻区域标识为燃气流作用的核心区域，核心区域区分芯级发动机燃气流作用核心区域以及助推火箭发动机作用核心区域，分别标识为燃气流核芯级火箭发动机燃气流核心区3、助推火箭发动机燃气流核心区4。

经发射平台5、导流槽8相关结构扰动后向外飞溅或沿发射平台5台面、导流槽8壁漫延的燃气流冲击、烧蚀强度会下降很多，标识为燃气流外围作用区，相应地区分发射平台5附近燃气流外围作用区以及导流槽8内燃气流外围作用区，发射平台附近燃气流外围作用区流动的燃气流标识为沿发射平台5台面漫延燃气流6、沿导流槽8漫延燃气流9。

(b)力热环境特征区域内组合检测单元空间布位

如图3所示，对于发射平台5台面附近空间，在助推发动机燃气流核心区边界范围内12内的中心位置布置力热环境组合检测单元，该区域内的力热环境组合检测单元标识简称为台面核心区组合检测单元13。根据捆绑式运裁火箭助推火箭2对称布置特点，相应地助推发动机燃气流核心区边界范围内12对称布置力热环境组合检测单元能够帮助分析运载火箭力热环境分布对称特性或结构扰动引起的不对称性原因，也有助于分析运载火箭起飞过程箭体起飞弹道是否偏移设计弹道。进一步，对于每个助推发动机燃气流核心区边界范围内12对称布置力热环境组合检测单元，也有助于分析每个助推发动机燃气流的对称分布特性及扰动引起的不对称特性原因。

如图3所示，对于发射平台5台面附近空间，在助推发动机燃气流漫延流动范围内布置力热环境组合检测单元，标识简称为漫延区组合检测单元14。类似地对称布置力热环境组合检测单元能够帮助分析运载火箭力热环境分布对称特性或结构扰动引起的不对称性原因，也有助于分析运载火箭起飞过程箭体起飞弹道是否偏移设计弹道。漫延区组合检测单元14也可依据发射平台上关键设备需求，选择特殊位置进行布置，用于专项分析特殊力热环境。

如图4所示，捆绑式运裁火箭由芯级火箭1发动机燃气流经常也会影响发射平台台面区域，相应地可以在发射平台台面承受的芯级火箭发动机燃气流核心区16影响区域布置力热环境组合检测单元，标识简称为台面芯级核心区组合检测单元15，类似地，根据捆绑式运裁火箭芯级火箭1发动机对称布置特点，相应地在发射平台台面承受的芯级火箭发动机燃气流核心区16对称布置力热环境组合检测单元，也能够帮助分析运载火箭力热环境分布对称特性或结构扰动引起的不对称性原因，有助于分析运载火箭起飞过程箭体起飞弹道是否偏移设计弹道。进一步，对于每个芯级发动机燃气流核心区16边界上对称布置力热环境组合检测单元，也有助于分析每个芯级发动机燃气流的对称分布特性及扰动引起的不对称特性原因。

如图3、图5所示，芯级发动机燃气流及助推发动机燃气流分别经芯级导流孔11、助推导流孔10下演过程中部分会直接冲击、烧蚀影响芯级导流孔11孔壁与助推导流孔10孔壁，部分会直接冲击、烧蚀导流锥顶部与腹部，这些区域同样是燃气流核心区域，在这些区域也可布置组合检测单元，依据这些燃气流核心区域空间位置，例如运载火箭支承臂17附近芯级导流孔11孔壁位置附近，对这些位置组合检测单元相应区分标识，依次为芯级导流孔壁力热环境组合检测单元18、助推导流孔壁力热环境组合检测单元19、导流锥顶部力热环境组合检测单元20、导流锥腹部力热环境组合检测单元21、导流槽内燃气流漫延区力热环境组合检测单元22。组合检测单元采用对称布置方式也有助于分析运载火箭起飞力热环境不对称变化与否及其形成原因。

上述运载火箭起飞力热环境组合检测单元位置确定后，进一步依据发射平台5及导流槽8结构特点，在发射平台5及导流槽对组合检测单元及其传感器配套检测电缆预置专设内部空间，对组合检测单元内的传感器壳体的敏感元器件、后端放大器及配套电缆起到隔绝燃气流烧蚀作用。如图6所示，在导流槽内布设的力热环境组合检测单元孔24、导流锥顶部预设布设的力热环境检测组合单元孔29，导流锥腹部布设的力热环境组合检测单元孔31，然后在导流槽内布设的力热环境检测专用通道23、导流锥顶部布设力热环境组合单元的传感器电缆专用通道30；对于发射平台，则在台面布设的力热环境组合检测单元孔26，在助推导流孔壁布设的力热环境组合检测单元孔27，在芯推导流孔壁布设的力热环境组合检测单元孔28，同样，在发射平台内布设的力热环境检测组合检测单元传感器配套电缆专用通道。

(c)力热环境特征区域内组合检测单元组装集成

如图7所示，燃气流烧蚀热环境参数(主要是压力、温度、热流三类参数)需要将传感器敏感端外露于燃气流场中，为此将压力传感器34、温度传感器35、热流传感器36集成安装力热环境组合检测单元盒33内，为充分利用组合检测单元所在特征检测位置及空间，每个组合检测单元盒内可布置2组以上压力传感器34、温度传感器35、热流传感器36。

如图7和图8所示，对于燃气流冲击引起的结构应变及响应特性参数，主要用应变及加速度传感器表征，这些传感器敏感端需内置与燃气流冲击表面相对的另一侧紧贴安装，为此将应变传感器42、加速度传感器42集成安装力热环境组合检测单元盒33内。一般情况下，应变及加速度传感器布置无需改变发射平台台板结构32，测试布位的发射平台台板结构32本身即作为力热环境组合检测单元盒33的一部分。类似地，为充分利用组合检测单元所在特征检测位置及空间，每个组合检测单元盒内可布置2组以上应变传感器42、加速度传感器42。

(d)力热环境特征区域内组合检测单元安装，配套电缆专用通道走线与防护

如图7和图8所示，将组合检测单元盒33安装于指定发射平台预置单元孔内，再紧固于发射平台台板32上，然后经配套电缆专用通道连接热流传感器配套电缆37、温度传感器配套电缆38、压力传感器配套电缆39、应变传感器配套电缆43、加速度传感器配套电缆44，再经配套电缆专用通道空间组装电缆罩40，完成整个力热环境特征区域内组合检测单元自密封闭安装，进一步对高温、高速燃气流进一步物理隔绝，有效防护相关传感器、配套电缆。

一种火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法，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L_a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。助推火箭发动机燃气流核心区边界即为助推火箭发动机燃气流的修正烧蚀范围与发射平台5的交线；芯级火箭发动机燃气流核心区边界即为芯级火箭发动机燃气流的修正烧蚀范围与发射平台5的交线。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (18)

1.一种运载火箭起飞力热环境检测系统，其特征在于：包括多个力热环境组合检测单元；所述力热环境组合检测单元用于同时测量压力、温度、热流、加速度、应变；

所述力热环境组合检测单元分别布设在助推火箭发动机燃气流核心区边界内的中心位置、发射平台台面燃气流漫延区内、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、导流锥上、导流槽的内壁；

所述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。

2.根据权利要求1所述的一种运载火箭起飞力热环境检测系统，其特征在于：所述火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法包括如下步骤：

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；

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、外部的发射平台(5)，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。

3.根据权利要求2所述的一种运载火箭起飞力热环境检测系统，其特征在于：步骤一中所述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；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；步骤二中所述的发动机参数为发动机工作压力。

4.根据权利要求3所述的一种运载火箭起飞力热环境检测系统，其特征在于：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L_a的取值范围为65～120倍的喷管直径。

5.根据权利要求3所述的一种运载火箭起飞力热环境检测系统，其特征在于：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。

6.根据权利要求2所述的一种运载火箭起飞力热环境检测系统，其特征在于：步骤三中所述获得自由飞行状态多喷管火箭燃气流的修正烧蚀范围的方法为：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。

7.根据权利要求1所述的一种运载火箭起飞力热环境检测系统，其特征在于：所述力热环境组合检测单元的数量不超过22个。

8.根据权利要求1所述的一种运载火箭起飞力热环境检测系统，其特征在于：所述力热环境组合检测单元包括力热环境组合检测单元盒(33)，以及安装在力热环境组合检测单元盒(33)某一侧壁上的压力传感器(34)、温度传感器(35)、热流传感器(36)、加速度传感器(41)、应变传感器(42)；

所述压力传感器(34)的敏感端、温度传感器(35)的敏感端、热流传感器(36)的敏感端均能够直接接触外部燃气流；所述加速度传感器(41)的敏感端、应变传感器(42)的敏感端均位于力热环境组合检测单元盒(33)内；所述力传感器(34)的后端放大器、温度传感器(35)的后端放大器、热流传感器(36)的后端放大器、加速度传感器(41)的后端放大器、应变传感器(42)的后端放大器均位于力热环境组合检测单元盒(33)内。

9.根据权利要求8所述的一种运载火箭起飞力热环境检测系统，其特征在于：所述压力传感器(34)、温度传感器(35)、热流传感器(36)、加速度传感器(41)、应变传感器(42)中的任一种传感器的数量均大于等于2个。

10.根据权利要求1所述的一种运载火箭起飞力热环境检测系统，其特征在于：还包括与所述力热环境组合检测单元连接测试电缆，所述测试电缆用于传输测量信号；

在所述力热环境组合检测单元外部的所述测试电缆安装在外部的发射平台(5)内、导流槽(8)内。

11.一种运载火箭起飞力热环境检测方法，其特征在于：采用能够同时测量压力、温度、热流、加速度、应变的力热环境组合检测单元；包括如下步骤：

S1、采用火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法，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；

S2、在助推火箭发动机燃气流核心区边界内的中心位置、发射平台台面燃气流漫延区内、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、导流锥上、导流槽的内壁分别布设所述力热环境组合检测单元。

12.根据权利要求10所述的一种运载火箭起飞力热环境检测方法，其特征在于：所述火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法包括如下步骤：

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；

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、外部的发射平台(5)，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。

13.根据权利要求12所述的一种运载火箭起飞力热环境检测方法，其特征在于：步骤一中所述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；所述自由飞行状态火箭燃气流初始烧蚀范围为圆锥台形；步骤二中所述的发动机参数为发动机工作压力。

14.根据权利要求13所述的一种运载火箭起飞力热环境检测方法，其特征在于：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L_a的取值范围为65～120倍的喷管直径。

15.根据权利要求12所述的一种运载火箭起飞力热环境检测方法，其特征在于：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。

16.根据权利要求12所述的一种运载火箭起飞力热环境检测方法，其特征在于：步骤三中所述获得自由飞行状态多喷管火箭燃气流的修正烧蚀范围的方法为：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。

17.根据权利要求11所述的一种运载火箭起飞力热环境检测方法，其特征在于：所述力热环境组合检测单元的数量不超过22个。

18.根据权利要求11所述的一种运载火箭起飞力热环境检测方法，其特征在于：所述力热环境组合检测单元通过测试电缆传输信号；在所述力热环境组合检测单元外部的所述测试电缆安装在发射平台(5)内、导流槽(8)内。