本發明公開了一種運載火箭低溫增壓輸送系統地面全尺寸等效試驗方法，包括以下步驟：提供運載火箭的地面全尺寸試驗模塊，地面全尺寸試驗模塊包括全尺寸的貯箱和低溫增壓輸送系統；采用常溫氦氣對貯箱進行增壓，按照運載火箭在真實飛行狀態下的貯箱壓力設置增壓控制帶、加注液位高度、初始氣枕以及推進劑溫度；當推進劑加注液位高度初始參數滿足要求時，基于真實飛行狀態下運載火箭推進劑的出流量，開啟相應排出管的節流孔板，記錄工況參數；控制工況特征參數，根據與飛行狀態特征參數一致性比對情況，進行數據分析，優化飛行狀態參數。上述試驗方法能夠減少運載火箭全系統動力試車與飛行試驗次數。

技術領域

本發明屬于運載火箭試驗技術領域，具體涉及一種運載火箭低溫增壓輸送系統地面全尺寸等效試驗方法。

背景技術

運載火箭在發射飛行前，需開展大量的地面試驗，充分考核系統方案的合理性，功能指標的正確性，性能測試的覆蓋性。增壓輸送系統是運載火箭動力的重要基礎，直接影響發射飛行任務的成敗，尤其需要進行充分的地面試驗驗證，獲取完整的試驗數據。美國Space X公司非常注重動力系統的地面試驗，Falcon 9運載火箭在發射前需經歷3次點火，第一次是在試驗場進行發動機全程試車，第二次是發動機裝配箭體后進行一子級的全程點火，第三次是在發射場進行一子級射前的短時點火，最終通過真實發射飛行進行考核驗證。

動力系統試車是對運載火箭最接近真實飛行狀態的全面驗證，在各型火箭的可靠性驗證中發揮了不可或缺的作用。同時，較多的動力系統試車產生了新的挑戰：一是試驗成本過高，完整的地面試驗直接抬高了火箭發射費用；二是計劃進度延長，繁瑣的試驗流程將一定程度滯后研制生產進度；三是安全風險較高，試驗中因人為失誤引發的安全事故仍然存在。

出于以上原因，目前主流的運載火箭制造商均不同程度的減少每發運載火箭動力系統試車次數，考慮仿真難以保證其模型及模型參數的準確性，大多結合運載火箭分系統地面試驗進行驗證。

發明內容

有鑒于此，本發明提供了一種運載火箭低溫增壓輸送系統地面全尺寸等效試驗方法，能夠減少運載火箭全系統動力試車與飛行試驗次數。

本發明是通過下述技術方案實現的：

一種運載火箭低溫增壓輸送系統地面全尺寸等效試驗方法，基于地面全尺寸試驗模塊，采用推進劑擠壓排放方式模擬飛行狀態下低溫增壓輸送系統的工況狀態，包括以下步驟：

提供運載火箭的地面全尺寸試驗模塊，地面全尺寸試驗模塊包括全尺寸的貯箱和低溫增壓輸送系統，貯箱內設置有液位傳感器和溫度傳感器，貯箱連接有輸送管，輸送管的末端連接有排出管，排出管設置有節流孔板，輸送管按高度沿程設置有溫度傳感器和壓力傳感器；

采用常溫氦氣對貯箱進行增壓，按照運載火箭在真實飛行狀態下的貯箱壓力設置增壓控制帶、加注液位高度、初始氣枕以及推進劑溫度；

當推進劑加注液位高度初始參數滿足要求時，基于真實飛行狀態下運載火箭推進劑的出流量，開啟相應排出管的節流孔板，記錄工況參數；

控制工況特征參數，根據與飛行狀態特征參數一致性比對情況，進行數據分析，優化飛行狀態參數。

更進一步地，所述貯箱設置有推進劑加注口、增壓口以及排氣口；

所述排出管的數量根據推進劑的出流量確定；

所述排出管的出口形成出流口；

所述推進劑加注口與推進劑儲罐之間通過推進劑加注管路連通。

更進一步地，所述液位傳感器、所述溫度傳感器以及所述壓力傳感器均為適用于低溫環境的傳感器。

更進一步地，在開啟相應排出管的節流孔板的步驟中，根據運載火箭發動機的額定流量確定開啟數量，用于模擬飛行狀態下推進劑的使用流速。