再入环境测量火箭测试平台总体设计与关键技术

DONG Yan,LI Hao,XU Xin-yin,et design and key technologies of the re-entry environment flight test rocket[J].Equipment environmental engineering,2021,18(3):057-062.

导弹弹头再入飞行过程中，外表面的GS 绕流流场将诱导复杂的振动、噪声、过载和气动热等环境，可能产生复杂的环境效应（如结构破坏或松动、电路板焊点脱落等），对弹头再入过程中关键时序的可靠完成产生复杂的影响[1-8]。因此，准确地认识再入环境、建立合理的试验考核手段，是进行装备环境适应性设计与评估的基础。

国内外多个研究机构针对再入环境特征的研究需求，设计了各种类型的试验飞行器，用于对各类飞行环境中的参数进行测试，为相关研究项目提供数据支撑。如澳大利亚国防科技集团（DSTO）、美国空军研究所（AFRL）联合昆士兰大学和波音公司开展的系列GS 飞行试验项目（HIFiRE）中，采用探空火箭发射进行了飞行器的上升和再入试验，旨在通过低成本系列飞行试验进一步探索飞行器基础问题和物理现象，为下一代空天飞行器奠定技术基础。其中第1项HIFiRE-1 试验于2010 年3 月进行了飞行试验，主要研究了边界层转捩和激波与边界层干扰下的GS 气动热问题，并获得了上升和再入段飞行器表面压力、温度和传热数据[9-14]。中国空气动力研究与发展中心于2015 年12 月30 日在酒泉卫星发射中心进行了MF-1 航天模型飞行试验，这是我国首次以边界层转披和激波/边界层干扰问题研究为目的的GS 模型飞行试验，采用薄壁测温和基于压力扫描阔的静压测量技术，获取了锥面转换位置和压缩拐角压力分布[15-21]。

根据公开文献的记载，国内外还没有开展过完整建立从典型再入弹道特征到气动力热环境再到结构响应之间关系和参数测量为目的的飞行试验。为了获取以上数据，设计了再入环境测量火箭试验平台，用于同步获取再入自由飞行状态下外部脉动压力与内部结构响应数据，认识和预测脉动压力载荷与结构响应的相关性，同时为结构响应等效的数值模拟验证提供支撑。文中介绍了再入环境测量火箭试验平台的总体设计情况及主要关键技术，在此基础上，研制了火箭试验平台，并准备通过飞行试验获取相关测试数据。

1 技术指标和要求

1.1 功能要求

再入环境测量火箭测试平台具有以下功能。

1）弹道参数测量。弹道测试参数类型包括高度、速度、弹道倾角、俯仰角、偏航角、滚转角、攻角、侧滑角、过载及各测试参数的误差范围，全部弹道参数的采样频率均不得小于100 Hz。

2）再入环境测试参数测量。飞行全程载荷段外壁面边界层内气流产生的压力脉动、载荷段外部气流作用于外壁面的时均压力、载荷段外壁面的温度、载荷段舱体内部指定位置的温度、载荷段舱体内部指定位置的振动加速度。

3）外形保持。飞行过程中载荷段气动外形保持不变，不发生烧蚀、汽化等改变外形宏观或微观尺寸及形貌，从而避免导致附面层流动干扰的表面凸起或凹陷。

4）内部安装结构。确保载荷段内各功能组件的安装、连接以及飞行过程中结构完好，保证内部电子学组件的工作热环境。

5）数据处理。完成指定类型参数的数据采集及处理，所有测试数据均采用相同的内时统。

6）数据存储。完整记录参数测试的全部数据。

7）数据回收。能将数据存储组件回收，存储数据完整回读。

1.2 技术指标

再入环境测量火箭测试平台的主要技术指标如下所述。

1）弹径：φ300 mm，长度：约6 m，起飞质量：约700 kg。

2）落地速度：不小于2Ma。

3）载荷段端头半径：SR25 mm。

4）载荷段表面粗糙度：算术平均偏差不大于3.2 μm。

5）载荷段表面平整度控制：垂直于外表面的局部凸起或凹陷不大于0.12 mm。

2 技术方案

2.1 火箭测试平台组成

火箭测试平台为单级无控火箭弹，按结构可分为载荷段、弹体和头体分离装置等3 部分组成。载荷段包括载荷舱及安装在舱内的再入环境测试系统、弹道测试系统及电源Ⅰ；弹体包括发动机、稳定装置、程控舱及安装在舱内的程序控制系统及电源Ⅱ；弹体分离装置位于载荷段与弹体之间。火箭弹外形如图1所示。

图1 火箭测试平台Fig.1 Flight test rocket

2.2 气动外形

气动设计的目标是保证火箭测试平台及头体分离后载荷段的飞行稳定性。根据全弹质量特性分布，围绕球锥载荷段及稳定尾翼开展气动布局设计工作。以发动机外形为基础，开展火箭测试平台气动外形设计。火箭测试平台全长约6082 mm，直径为φ300 mm，头部为球锥外形，尾翼呈“×”布置在发动机尾部。

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