再入环境测量火箭测试平台总体设计与关键技术(3)

设计完成后，通过风洞实验，在不同的马赫数气流、总压和攻角条件下，对比了载荷段和风洞内自带的脉动压力、时均压力和温度对同一环境的测量结果，两者一致性较好，验证了再入环境测试系统在真实GS 来流环境下的测量准确性和载荷段传感器安装结构的有效性。

2.6 电子学系统

火箭测试平台的电子学系统主要包括再入环境测试系统、弹道测试系统、程序控制系统、电源系统及地面测发控系统，系统连接关系如图4 所示。电子学系统各分系统的主要功能如下所述。

1）再入环境测试系统。按照测试要求进行测试，对测试传感器信号进行采编处理并存储在带防护存储体中。

2）弹道测试系统。对载荷段飞行过程的弹道参数进行测量、解算并存储记录在硬回收记录仪中。

3）程序控制系统。为头体分离装置火工品提供控制指令，为弹上仪器、设备、系统提供指令控制和弹地测试通道。

4）电源系统。为弹上仪器、设备、系统提供所需的电源。

5）地面测发控系统。地面电源、地面测试监控、地面模拟飞行、发射前准备以及给出发射点火信号和点火同步信号。

3 关键技术

3.1 总体设计技术

总体设计是对火箭测试平台进行综合分析、研究、设计和试验的过程。需要进行总体方案和参数的选择，提出弹上系统与地面设备研制要求，进行飞行试验与结果分析等。总体设计技术涉及到气动弹道方案、结构系统方案、电子学系统方案、动力系统方案、分离方案、各系统之间的参数协调、装配、系统测试联调、飞行试验与数据处理分析等。

图4 电子学系统连接关系Fig.4 Connectivity of electronic system

为完成火箭测试平台试验目的，开展了总体布局与结构设计。在初步质量分析的基础上，确定气动布局、飞行弹道方案，对与弹道特性相关的尾翼气动外形、配重质心质量、分离点位置等进行了优化设计，使火箭测试平台具备良好的气动性能，实现飞行试验的总体目标。开展了各项地面试验，考核各系统之间设备接口的协调性，完成性能参数、结构参数及电气接口的协调。制定了飞行试验计划，完成飞行试验与试验数据分析，评定并改进设计。

3.2 再入环境测试技术

再入环境测试技术是根据试验技术要求和环境参数测试技术要求，对载荷段再入过程中的力学环境参数（如脉动压力、时均压力、温度等）进行可靠准确的测试、处理、存储及回收，而这也是飞行试验的主要目的，因此再入环境测试技术直接关系再入环境特征试验研究的成功与否。本项目中需要测量的参数类型和数量多、采样率高、空间尺寸小，针对这些难点，根据测试和试验技术要求，充分开展了设计分析和地面试验进行再入环境测试系统的设计正确性、可测试性、可靠性及环境适应性等方面的验证。

3.3 防热设计技术

火箭测试平台属于超声速飞行器，最大速度可以达到4～5 Ma，气动热条件十分苛刻，因此需要合理设计防热结构，对气动热进行有效隔离。由于需要在飞行过程中保证载荷段气动外形的完整性，因此不能在载荷段外壁面涂刷防热涂层。然而载荷段壳体上安装的大量传感器及载荷段内系统、设备均对环境温度有一定要求，因此需要重新设计防热结构。主要通过载荷段壳体自身热沉和在内壁面粘贴隔热材料的方法对气动热进行隔离，对载荷段气动热特性进行了数值模拟，选择合适的载荷段壳体材料及厚度。另外根据载荷的工作温度条件，计算并选择合适的内壁面隔热材料，并设计防热结构。

3.4 气动弹道设计技术

气动及弹道设计是根据总体目标的要求，确定反映弹道主要特性的参数，为火箭测试平台其他分系统设计、研究提供依据。火箭测试平台以模拟一定的弹道环境飞行为目标，需要满足弹道终点落地速度的要求。气动特性对无控飞行弹道有着重要的影响，关系到试验能否成功。利用工程计算、CFD 软件开展了气动优化设计，最后通过风洞实验进行试验验证，并获取准确的气动参数。针对减小载荷段再入过程中滚转角速度的需求，设计了旋转式尾翼稳定装置，并分析了其有效性。

4 结语

根据飞行试验的测试需求，设计了再入环境测量火箭测试平台，对载荷段典型再入环境下的气动力参数（如脉动压力、时均压力、温度）和载荷段结构响应（如冲击、振动、温度等）进行了真实的测量，为再入环境的研究提供了数据支撑。通过系列地面试验，证明该火箭测试平台总体设计方案正确，关键技术有效，也为后续的飞行试验任务奠定了基础。

文章来源：《分析测试技术与仪器》 网址: http://www.fxcsjsyyq.cn/qikandaodu/2021/0616/720.html