一种基于爆炸冲击的级间热分离等效模拟试验方法与流程

本发明属于试验，涉及一种基于爆炸冲击的级间热分离等效模拟试验方法。

背景技术：

1、火箭研制过程中，需要验证一二级火箭级间分离方案的可靠性。以确保在预定的时序和条件下，一二级火箭能够顺利实现分离，且分离过程不会对后续飞行造成影响。

2、当前火箭级间分离过程的验证主要通过发动机三合一试验进行，即在考核验证二级发动机工作可靠性的同时，将下面级及级间段安装在发动机后端，在发动机点火后通过系列指令实现对实际级间分离过程的考核验证。

3、传统发动机三合一地面试验由于使用实际的发动机点火进行试验导致试验成本较高、试验周期长且可重复性较差。目前传统发动机三合一地面试验主要用于级间分离过程的考核，不适用于一些新型的级间分离方式的过程验证及方案快速迭代。

技术实现思路

1、本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种基于爆炸冲击的级间热分离等效模拟试验方法，通过调制爆炸激波管的初始参数，实现在模拟发动机工作的过程中，对级间段内不同位置处的脉动压力作用效果实现等效。

2、本发明解决技术的方案是：

3、一种基于爆炸冲击的级间热分离等效模拟试验方法，包括：

4、正常工况下，由火箭发动机燃烧产生喷流作用于火箭的级间段；设定火箭的级间段内腔建压过程中，压力随时间变化的变量为；根据质量及能量守恒方程，建立与流动参数之间的初始对应关系；

5、采用爆炸激波管爆炸等效代替火箭发动机燃烧，产生喷流作用于火箭的级间段；根据爆炸激波管和火箭发动机的实际物理参数，对流动参数进行精简，简化与流动参数之间的初始对应关系；得到与流动参数之间的进阶对应关系；

6、设定爆炸激波管爆炸产生的总压为，爆炸激波管爆炸产生的总温为；建立和的计算公式；

7、根据与流动参数之间的进阶对应关系、、，建立爆炸激波管爆炸等效代替火箭发动机燃烧的关系方程；

8、根据爆炸激波管爆炸等效代替火箭发动机燃烧的关系方程，求解其中的未知参数，按照求解结果对参数进行调整，实现采用爆炸激波管爆炸等效代替火箭发动机燃烧产生的喷流效果。

9、在上述的一种基于爆炸冲击的级间热分离等效模拟试验方法，所述流动参数包括级间燃气热损失系数、发动机燃气比热比、喷管喉道横截面积、级间段容积、发动机燃气定压比热、发动机燃气总压、发动机燃气总温和燃气气体常数。

10、在上述的一种基于爆炸冲击的级间热分离等效模拟试验方法，所述与流动参数之间的初始对应关系为：

11、。

12、在上述的一种基于爆炸冲击的级间热分离等效模拟试验方法，爆炸激波管与火箭发动机的物理参数中，间燃气热损失系数、发动机燃气比热比、喷管喉道横截面积、级间段容积、发动机燃气定压比热和燃气气体常数是相同的，因此对上述参数进行精简。

13、在上述的一种基于爆炸冲击的级间热分离等效模拟试验方法，所述与流动参数之间的进阶对应关系为：

14、

15、式中，仅表示与具备方程关系，具体方程形式不考虑。

16、在上述的一种基于爆炸冲击的级间热分离等效模拟试验方法，所述爆炸激波管爆炸产生的总压包括爆炸激波管中的炸药爆炸产生的压力和额外输入的高压气体的压力，即为：

17、。

18、在上述的一种基于爆炸冲击的级间热分离等效模拟试验方法，所述爆炸激波管爆炸产生的总温为包括爆炸激波管中的炸药爆炸产生的温度和额外输入的高压气体的温度，即为：

19、。

20、在上述的一种基于爆炸冲击的级间热分离等效模拟试验方法，当时，实现爆炸激波管爆炸等效代替火箭发动机燃烧。

21、在上述的一种基于爆炸冲击的级间热分离等效模拟试验方法，将细化为：

22、

23、其中，根据实际工况，发动机燃气总压和发动机燃气总温均为已知；根据爆炸激波管中的装药量，和均为已知；额外输入的高压气体的温度为已知；即根据等式求解出未知参数。

24、在上述的一种基于爆炸冲击的级间热分离等效模拟试验方法，将额外输入的高压气体的压力调整至，即实现了爆炸激波管爆炸等效代替火箭发动机燃烧产生的喷流效果。

25、本发明与现有技术相比的有益效果是：

26、（1）本发明利用爆炸激波管代替火箭发动机，对火箭的级间段内部结构强度及级间分离过程进行考核，可以明显的减少试验费用，降低试验周期。对于一些新型级间分离方案的快速迭代与验证提供了一个更好的试验平台；

27、（2）本发明相比较于风洞试验，爆炸激波管可以对级间段进行原尺寸地面试验，尤其的结构强度考核上可以直接的验证级间段内结构的合理性，同时其成本上也远低于风洞试验；

28、（3）本发明通过上述调制方法可以保证爆炸激波管对级间段的脉动压力作用效果与火箭发动机基本一致，保证了爆炸激波管对级间段壳体内的结构强度考核的有效性。

技术特征：

1.一种基于爆炸冲击的级间热分离等效模拟试验方法，其特征在于：包括：

2.根据权利要求1所述的一种基于爆炸冲击的级间热分离等效模拟试验方法，其特征在于：所述流动参数包括级间燃气热损失系数、发动机燃气比热比、喷管喉道横截面积、级间段容积、发动机燃气定压比热、发动机燃气总压、发动机燃气总温和燃气气体常数。

3.根据权利要求2所述的一种基于爆炸冲击的级间热分离等效模拟试验方法，其特征在于：所述与流动参数之间的初始对应关系为：

4.根据权利要求3所述的一种基于爆炸冲击的级间热分离等效模拟试验方法，其特征在于：爆炸激波管与火箭发动机的物理参数中，间燃气热损失系数、发动机燃气比热比、喷管喉道横截面积、级间段容积、发动机燃气定压比热和燃气气体常数是相同的，因此对上述参数进行精简。

5.根据权利要求3所述的一种基于爆炸冲击的级间热分离等效模拟试验方法，其特征在于：所述与流动参数之间的进阶对应关系为：

6.根据权利要求5所述的一种基于爆炸冲击的级间热分离等效模拟试验方法，其特征在于：所述爆炸激波管爆炸产生的总压包括爆炸激波管中的炸药爆炸产生的压力和额外输入的气体的压力，即为：

7.根据权利要求6所述的一种基于爆炸冲击的级间热分离等效模拟试验方法，其特征在于：所述爆炸激波管爆炸产生的总温为包括爆炸激波管中的炸药爆炸产生的温度和额外输入的气体的温度，即为：

8.根据权利要求7所述的一种基于爆炸冲击的级间热分离等效模拟试验方法，其特征在于：当时，实现爆炸激波管爆炸等效代替火箭发动机燃烧。

9.根据权利要求8所述的一种基于爆炸冲击的级间热分离等效模拟试验方法，其特征在于：将细化为：

10.根据权利要求9所述的一种基于爆炸冲击的级间热分离等效模拟试验方法，其特征在于：将额外输入的气体的压力调整至，即实现了爆炸激波管爆炸等效代替火箭发动机燃烧产生的喷流效果。

技术总结
本发明涉及一种基于爆炸冲击的级间热分离等效模拟试验方法，属于试验技术领域；根据质量及能量守恒方程，建立与流动参数之间的初始对应关系；获取与流动参数之间的进阶对应关系；建立和的计算公式；建立爆炸激波管爆炸等效代替火箭发动机燃烧的关系方程；根据爆炸激波管爆炸等效代替火箭发动机燃烧的关系方程，求解其中的未知参数，按照求解结果对参数进行调整，实现采用爆炸激波管爆炸等效代替火箭发动机燃烧产生的喷流效果；本发明通过调制爆炸激波管的初始参数，实现在模拟发动机工作的过程中，对级间段内不同位置处的脉动压力作用效果实现等效。

技术研发人员：吴亚东,关兴太,沈治,谢珏帆,张兵,高波,贾睿
受保护的技术使用者：北京宇航系统工程研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/12/19