[发明专利]一种实现高稳定性发射载荷模拟的试验系统及方法

权利要求书

1.一种实现高稳定性发射载荷模拟的试验方法，其特征在于，该试验方法包括以下步骤：

步骤(1)，优化发射载荷模拟试验系统，分别在初容室的进气口和排气口端设置进气节流装置和排气节流装置，调控进气气流和排气气流；

步骤(2)，给定发射载荷模拟要求的上限曲线和下限曲线、初容室体积要求；

步骤(3)，选定高压蓄压罐的容积、和高压蓄压罐的初始压力；

步骤(4)，利用步骤(2)和步骤(3)中已知条件，确定稳定性最好的进气节流喉道流通面积和稳定性最好的排气节流喉道流通面积；步骤(4-1)，建立高压蓄压罐离散控制方程和初容室离散控制方程，求解得到各时刻的初容室内压力P₂[n]，即发射载荷模拟曲线；

步骤(4-2)，利用发射载荷模拟曲线，确定最小的进气节流装置喉道流通面积A_1L和排气节流装置喉道流通面积A_2L；

步骤(4-3)，利用发射载荷模拟曲线，确定最大的进气节流装置喉道流通面积A_1U和排气节流装置喉道流通面积A_2U；

步骤(4-4)，通过A_1L、A_1U求平均，确定稳定性最好的进气节流喉道流通面积A_1M；

步骤(4-5)，在固定进气节流喉道流通面积A_1M前提下，确定进气稳定时最大的排气节流装置喉道流通面积A_2S；

步骤(4-6)，在固定进气节流喉道流通面积A_1M前提下，确定进气稳定时最小的排气节流装置喉道流通面积A_2E；

步骤(4-7)，通过A_2S、A_2E求平均，确定稳定性最好的排气节流喉道流通面积A_2M；

步骤(5)，通过配备具有步骤(4)确定的进气节流喉道流通面积和排气节流喉道流通面积的进气节流装置和排气节流装置的试验系统，实施火箭发动机发射初始阶段的发射载荷模拟。

2.根据权利要求1所述的实现高稳定性发射载荷模拟的试验方法，其特征在于，步骤(3)中，高压蓄压罐内初始时刻压力P₁₀＝σ₁·P2up_max，其中，σ₁为高压蓄压罐内初始状态压力倍率参数，取值为6～8，P2up_max表示发射载荷模拟要求的上限曲线最大压力。

3.根据权利要求1所述的实现高稳定性发射载荷模拟的试验方法，其特征在于，步骤(3)中，高压蓄压罐体积V₁＝σ₂·V₂，V₂为初容室体积，其中，σ₂为高压蓄压罐体积倍率参数，取值为0.2～0.3。

4.根据权利要求1所述的实现高稳定性发射载荷模拟的试验方法，其特征在于，步骤(4-2)通过以下方式实施：

逐步缩小进气节流装置喉道流通面积和排气节流装置喉道流通面积假定值，并利用步骤(4-1)，逐步计算得到初容室发射载荷模拟曲线P2[n]，使冲压阶段达到下限曲线临界超出状态，同时使拖尾阶段达到上限曲线临界超出状态；

与此发射载荷模拟曲线对应的进气节流装置喉道和排气节流装置喉道的喉道流通面积，即为最小的进气节流装置喉道流通面积A_1L和排气节流装置喉道流通面积A_2L。

5.根据权利要求1所述的实现高稳定性发射载荷模拟的试验方法，其特征在于，步骤(4-3)通过以下方式实施：

逐步放大进气节流装置喉道流通面积和排气节流装置喉道流通面积假定值，并利用步骤(4-1)，逐步计算得到初容室发射载荷模拟曲线P2[n]，使冲压阶段达到上限曲线临界超出状态，拖尾阶段达到下限曲线临界超出状态；

与此发射载荷模拟曲线对应的进气节流装置喉道和排气节流装置喉道的喉道流通面积，即为最大的进气节流装置喉道流通面积A_1U和排气节流装置喉道流通面积A_2U。