再入環(huán)境測(cè)量火箭測(cè)試平臺(tái)總體設(shè)計(jì)與關(guān)鍵技術(shù)

董嚴(yán)，李皓，胥馨尹，單繼祥，趙平，曾飛

（1.中國(guó)工程物理研究院總體工程研究所，四川 綿陽(yáng) 621900；2.華中科技大學(xué) 機(jī)械科學(xué)與工程學(xué)院，武漢 430074）

導(dǎo)彈彈頭再入飛行過(guò)程中，外表面的GS 繞流流場(chǎng)將誘導(dǎo)復(fù)雜的振動(dòng)、噪聲、過(guò)載和氣動(dòng)熱等環(huán)境，可能產(chǎn)生復(fù)雜的環(huán)境效應(yīng)（如結(jié)構(gòu)破壞或松動(dòng)、電路板焊點(diǎn)脫落等），對(duì)彈頭再入過(guò)程中關(guān)鍵時(shí)序的可靠完成產(chǎn)生復(fù)雜的影響[1-8]。因此，準(zhǔn)確地認(rèn)識(shí)再入環(huán)境、建立合理的試驗(yàn)考核手段，是進(jìn)行裝備環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計(jì)與評(píng)估的基礎(chǔ)。

國(guó)內(nèi)外多個(gè)研究機(jī)構(gòu)針對(duì)再入環(huán)境特征的研究需求，設(shè)計(jì)了各種類型的試驗(yàn)飛行器，用于對(duì)各類飛行環(huán)境中的參數(shù)進(jìn)行測(cè)試，為相關(guān)研究項(xiàng)目提供數(shù)據(jù)支撐。如澳大利亞國(guó)防科技集團(tuán)（DSTO）、美國(guó)空軍研究所（AFRL）聯(lián)合昆士蘭大學(xué)和波音公司開(kāi)展的系列GS 飛行試驗(yàn)項(xiàng)目（HIFiRE）中，采用探空火箭發(fā)射進(jìn)行了飛行器的上升和再入試驗(yàn)，旨在通過(guò)低成本系列飛行試驗(yàn)進(jìn)一步探索飛行器基礎(chǔ)問(wèn)題和物理現(xiàn)象，為下一代空天飛行器奠定技術(shù)基礎(chǔ)。其中第1項(xiàng)HIFiRE-1 試驗(yàn)于2010 年3 月進(jìn)行了飛行試驗(yàn)，主要研究了邊界層轉(zhuǎn)捩和激波與邊界層干擾下的GS 氣動(dòng)熱問(wèn)題，并獲得了上升和再入段飛行器表面壓力、溫度和傳熱數(shù)據(jù)[9-14]。中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心于2015 年12 月30 日在酒泉衛(wèi)星發(fā)射中心進(jìn)行了MF-1 航天模型飛行試驗(yàn)，這是我國(guó)首次以邊界層轉(zhuǎn)披和激波/邊界層干擾問(wèn)題研究為目的的GS 模型飛行試驗(yàn)，采用薄壁測(cè)溫和基于壓力掃描闊的靜壓測(cè)量技術(shù)，獲取了錐面轉(zhuǎn)換位置和壓縮拐角壓力分布[15-21]。

根據(jù)公開(kāi)文獻(xiàn)的記載，國(guó)內(nèi)外還沒(méi)有開(kāi)展過(guò)完整建立從典型再入彈道特征到氣動(dòng)力熱環(huán)境再到結(jié)構(gòu)響應(yīng)之間關(guān)系和參數(shù)測(cè)量為目的的飛行試驗(yàn)。為了獲取以上數(shù)據(jù)，設(shè)計(jì)了再入環(huán)境測(cè)量火箭試驗(yàn)平臺(tái)，用于同步獲取再入自由飛行狀態(tài)下外部脈動(dòng)壓力與內(nèi)部結(jié)構(gòu)響應(yīng)數(shù)據(jù)，認(rèn)識(shí)和預(yù)測(cè)脈動(dòng)壓力載荷與結(jié)構(gòu)響應(yīng)的相關(guān)性，同時(shí)為結(jié)構(gòu)響應(yīng)等效的數(shù)值模擬驗(yàn)證提供支撐。文中介紹了再入環(huán)境測(cè)量火箭試驗(yàn)平臺(tái)的總體設(shè)計(jì)情況及主要關(guān)鍵技術(shù)，在此基礎(chǔ)上，研制了火箭試驗(yàn)平臺(tái)，并準(zhǔn)備通過(guò)飛行試驗(yàn)獲取相關(guān)測(cè)試數(shù)據(jù)。

1 技術(shù)指標(biāo)和要求

1.1 功能要求

再入環(huán)境測(cè)量火箭測(cè)試平臺(tái)具有以下功能。

1）彈道參數(shù)測(cè)量。彈道測(cè)試參數(shù)類型包括高度、速度、彈道傾角、俯仰角、偏航角、滾轉(zhuǎn)角、攻角、側(cè)滑角、過(guò)載及各測(cè)試參數(shù)的誤差范圍，全部彈道參數(shù)的采樣頻率均不得小于100 Hz。

2）再入環(huán)境測(cè)試參數(shù)測(cè)量。飛行全程載荷段外壁面邊界層內(nèi)氣流產(chǎn)生的壓力脈動(dòng)、載荷段外部氣流作用于外壁面的時(shí)均壓力、載荷段外壁面的溫度、載荷段艙體內(nèi)部指定位置的溫度、載荷段艙體內(nèi)部指定位置的振動(dòng)加速度。

3）外形保持。飛行過(guò)程中載荷段氣動(dòng)外形保持不變，不發(fā)生燒蝕、汽化等改變外形宏觀或微觀尺寸及形貌，從而避免導(dǎo)致附面層流動(dòng)干擾的表面凸起或凹陷。

4）內(nèi)部安裝結(jié)構(gòu)。確保載荷段內(nèi)各功能組件的安裝、連接以及飛行過(guò)程中結(jié)構(gòu)完好，保證內(nèi)部電子學(xué)組件的工作熱環(huán)境。

5）數(shù)據(jù)處理。完成指定類型參數(shù)的數(shù)據(jù)采集及處理，所有測(cè)試數(shù)據(jù)均采用相同的內(nèi)時(shí)統(tǒng)。

6）數(shù)據(jù)存儲(chǔ)。完整記錄參數(shù)測(cè)試的全部數(shù)據(jù)。

7）數(shù)據(jù)回收。能將數(shù)據(jù)存儲(chǔ)組件回收，存儲(chǔ)數(shù)據(jù)完整回讀。

1.2 技術(shù)指標(biāo)

再入環(huán)境測(cè)量火箭測(cè)試平臺(tái)的主要技術(shù)指標(biāo)如下所述。

1）彈徑：φ300 mm，長(zhǎng)度：約6 m，起飛質(zhì)量：約700 kg。

2）落地速度：不小于2Ma。

3）載荷段端頭半徑：SR25 mm。

4）載荷段表面粗糙度：算術(shù)平均偏差不大于3.2 μm。

5）載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 技術(shù)方案

2.1 火箭測(cè)試平臺(tái)組成

火箭測(cè)試平臺(tái)為單級(jí)無(wú)控火箭彈，按結(jié)構(gòu)可分為載荷段、彈體和頭體分離裝置等3 部分組成。載荷段包括載荷艙及安裝在艙內(nèi)的再入環(huán)境測(cè)試系統(tǒng)、彈道測(cè)試系統(tǒng)及電源Ⅰ；彈體包括發(fā)動(dòng)機(jī)、穩(wěn)定裝置、程控艙及安裝在艙內(nèi)的程序控制系統(tǒng)及電源Ⅱ；彈體分離裝置位于載荷段與彈體之間。火箭彈外形如圖1所示。

圖1 火箭測(cè)試平臺(tái)Fig.1 Flight test rocket

2.2 氣動(dòng)外形

氣動(dòng)設(shè)計(jì)的目標(biāo)是保證火箭測(cè)試平臺(tái)及頭體分離后載荷段的飛行穩(wěn)定性。根據(jù)全彈質(zhì)量特性分布，圍繞球錐載荷段及穩(wěn)定尾翼開(kāi)展氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)工作。以發(fā)動(dòng)機(jī)外形為基礎(chǔ)，開(kāi)展火箭測(cè)試平臺(tái)氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)。火箭測(cè)試平臺(tái)全長(zhǎng)約6082 mm，直徑為φ300 mm，頭部為球錐外形，尾翼呈“×”布置在發(fā)動(dòng)機(jī)尾部。

火箭測(cè)試平臺(tái)頭體分離后，載荷段作慣性再入飛行。載荷段采用球錐外形，球頭半徑為SR25 mm，載荷段底徑與發(fā)動(dòng)機(jī)直徑保持一致，為φ300 mm，載荷段總長(zhǎng)約916 mm。

尾翼用于提高全彈主動(dòng)段與分離前無(wú)控段的飛行穩(wěn)定性。尾翼采用梯形尾翼，4 片尾翼呈“×”形布置在發(fā)動(dòng)機(jī)尾部，半展長(zhǎng)280 mm，根弦長(zhǎng)540 mm，稍弦長(zhǎng)300 mm，后掠角為40.6°。

通過(guò)模型風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)分別獲取了載荷段和全彈的氣動(dòng)特性參數(shù)，包括阻力系數(shù)、升力系數(shù)、壓心系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)、軸向力系數(shù)、法向力系數(shù)、底阻系數(shù)等隨馬赫數(shù)和攻角的變化情況，為方案彈道設(shè)計(jì)提供實(shí)測(cè)的數(shù)據(jù)支撐。

2.3 方案彈道

飛行試驗(yàn)彈道分為主動(dòng)段、慣性段和載荷飛行段。飛行方案彈道設(shè)計(jì)主要考慮模擬載荷段再入環(huán)境特征的需要，滿足落地最大速度的要求，設(shè)計(jì)的飛行方案彈道特征如下所述。

1）主動(dòng)段：發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火至關(guān)機(jī)。全彈在穩(wěn)定尾翼作用下保持穩(wěn)定飛行。

2）慣性段：發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)至頭體分離。火箭測(cè)試平臺(tái)作無(wú)控慣性飛行，程序控制系統(tǒng)根據(jù)高度及延時(shí)信號(hào)給出彈體分離信號(hào)，頭體連接處的爆炸螺栓解鎖，在彈簧作用下產(chǎn)生相對(duì)分離速度，實(shí)現(xiàn)載荷段與彈體分離。

3）載荷段飛行段：頭體分離，載荷段依靠慣性繼續(xù)上升到頂點(diǎn)后慣性再入，直至載荷段觸地。

根據(jù)火箭測(cè)試平臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)、全彈質(zhì)量分布特性和全彈氣動(dòng)參數(shù)，對(duì)彈道進(jìn)行了設(shè)計(jì)與分析。方案彈道需要滿足落地速度不小于2 Ma 要求，以提供預(yù)期的再入力學(xué)響應(yīng)測(cè)試環(huán)境，方案彈道初步設(shè)計(jì)結(jié)果如圖2 所示。其中，主要的彈道特征參數(shù)：射角為80°；射程為125 km，最大飛行高度為120 km；發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火6.40 s 后關(guān)機(jī)，73.23 s 分離，分離點(diǎn)高度為70 km；全程飛行時(shí)間約324 s；再入20 km 高度時(shí)，速度為1355.6 m/s，傾角為-74.24°；落地點(diǎn)速度為934 m/s，傾角為-76.41°。

另外對(duì)方案彈道進(jìn)行了阻力系數(shù)和推力的拉偏仿真計(jì)算和分析，結(jié)果表明，推力拉偏在2%或阻力系數(shù)拉偏在5%范圍內(nèi)，落地馬赫數(shù)滿足指標(biāo)要求。

圖2 飛行試驗(yàn)方案彈道Fig.2 Ballistic trajectory of flight test:a) velocity-time;b) axial overload-time;c) altitude-time;d) range-time

2.4 防熱設(shè)計(jì)

隨著距載荷段頂點(diǎn)距離的增大，外壁面熱流將逐漸降低，內(nèi)外壁面溫度也將逐漸降低。因此，氣動(dòng)熱及結(jié)構(gòu)熱響應(yīng)計(jì)算中，對(duì)距離頂點(diǎn)最近的脈動(dòng)壓力傳感器安裝位置的溫度變化進(jìn)行了估算，其軸向距離為300 mm。

由于飛行過(guò)程中需要保持載荷段氣動(dòng)外形的絕對(duì)完好，因此沒(méi)有采用外部防熱層的技術(shù)方案，而是采用整體被動(dòng)熱沉式防熱。根據(jù)內(nèi)部預(yù)留的安裝空間，若錐段殼體厚度設(shè)計(jì)為20 mm 時(shí)，對(duì)于鋁合金材料，外壁面最大溫度超過(guò)200 ℃，特別是拉偏彈道情況下，將達(dá)到228 ℃，溫度較高。同時(shí)，內(nèi)壁面溫度長(zhǎng)時(shí)間大于140 ℃，可能導(dǎo)致內(nèi)部電子器件無(wú)法正常工作。對(duì)于鋼材料，拉偏彈道情況下外壁面的最大溫度為191 ℃。雖然內(nèi)壁面溫度在最后短時(shí)間超過(guò)100 ℃，但內(nèi)壁面溫度長(zhǎng)時(shí)間保持在90 ℃左右，可以滿足使用要求。因此，選擇合金鋼作為載荷段殼體材料。針對(duì)拉偏彈道內(nèi)壁面溫度最后短時(shí)間超過(guò)100 ℃的問(wèn)題，采用增加隔熱材料及高反射率材料的方式進(jìn)行改善。采取在內(nèi)壁面粘貼聚乙酰亞胺泡沫作為隔熱層的措施，厚度為2 mm。

通過(guò)載荷段高溫試驗(yàn)，模擬載荷段再入時(shí)的氣動(dòng)加熱歷程，驗(yàn)證了載荷段防熱方案的有效性。試驗(yàn)結(jié)果表明，采取的防熱措施能夠有效實(shí)現(xiàn)各項(xiàng)溫度指標(biāo)要求，試驗(yàn)過(guò)程如圖3 所示。試驗(yàn)中采用矩陣式石英燈對(duì)載荷段模擬氣動(dòng)熱功率進(jìn)行了加熱，得到了載荷段內(nèi)外壁面的溫度響應(yīng)隨時(shí)間變化的關(guān)系，與計(jì)算結(jié)果一致性較好。

圖3 載荷段高溫試驗(yàn)Fig.3 High temperature test of warhead

2.5 載荷段設(shè)計(jì)

載荷段是再入力學(xué)環(huán)境測(cè)試試驗(yàn)的重要測(cè)試結(jié)構(gòu)，且搭載了再入環(huán)境測(cè)試系統(tǒng)、彈道測(cè)試回收系統(tǒng)和電源。載荷段殼體上根據(jù)再入環(huán)境測(cè)試方案布置有各種規(guī)格的脈動(dòng)壓力傳感器、時(shí)均壓力傳感器和溫度傳感器共68 個(gè)和2 個(gè)GPS 天線，載荷段內(nèi)還布置有硬回收記錄儀、脈動(dòng)壓力信號(hào)采編器、溫度信號(hào)采編器、振動(dòng)信號(hào)采編器、彈道測(cè)試儀、電源等儀器設(shè)備及其電纜。

載荷段結(jié)構(gòu)主要由端頭、左右殼體和各安裝板組成。其中端頭材料為鎢滲銅，主要作用是防熱及調(diào)節(jié)載荷艙質(zhì)心。為便于數(shù)量眾多的傳感器和內(nèi)部組件的安裝，殼體采用兩半對(duì)開(kāi)式結(jié)構(gòu)，先分別將組件安裝在殼體上，再將兩半殼總裝對(duì)接。為了防熱考慮，左殼體和右殼體選用的材料為合金鋼，主要作用是安裝各測(cè)試傳感器、GPS 天線并保持氣動(dòng)外形。通過(guò)在傳感器與殼體內(nèi)壁面的接觸面上配裝不同厚度的銅墊片來(lái)調(diào)整傳感器凸出或凹陷殼體外壁面的距離，以滿足技術(shù)指標(biāo)中凸起或凹陷不大于0.12 mm的要求。

設(shè)計(jì)完成后，通過(guò)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，在不同的馬赫數(shù)氣流、總壓和攻角條件下，對(duì)比了載荷段和風(fēng)洞內(nèi)自帶的脈動(dòng)壓力、時(shí)均壓力和溫度對(duì)同一環(huán)境的測(cè)量結(jié)果，兩者一致性較好，驗(yàn)證了再入環(huán)境測(cè)試系統(tǒng)在真實(shí)GS 來(lái)流環(huán)境下的測(cè)量準(zhǔn)確性和載荷段傳感器安裝結(jié)構(gòu)的有效性。

2.6 電子學(xué)系統(tǒng)

火箭測(cè)試平臺(tái)的電子學(xué)系統(tǒng)主要包括再入環(huán)境測(cè)試系統(tǒng)、彈道測(cè)試系統(tǒng)、程序控制系統(tǒng)、電源系統(tǒng)及地面測(cè)發(fā)控系統(tǒng)，系統(tǒng)連接關(guān)系如圖4 所示。電子學(xué)系統(tǒng)各分系統(tǒng)的主要功能如下所述。

1）再入環(huán)境測(cè)試系統(tǒng)。按照測(cè)試要求進(jìn)行測(cè)試，對(duì)測(cè)試傳感器信號(hào)進(jìn)行采編處理并存儲(chǔ)在帶防護(hù)存儲(chǔ)體中。

2）彈道測(cè)試系統(tǒng)。對(duì)載荷段飛行過(guò)程的彈道參數(shù)進(jìn)行測(cè)量、解算并存儲(chǔ)記錄在硬回收記錄儀中。

3）程序控制系統(tǒng)。為頭體分離裝置火工品提供控制指令，為彈上儀器、設(shè)備、系統(tǒng)提供指令控制和彈地測(cè)試通道。

4）電源系統(tǒng)。為彈上儀器、設(shè)備、系統(tǒng)提供所需的電源。

5）地面測(cè)發(fā)控系統(tǒng)。地面電源、地面測(cè)試監(jiān)控、地面模擬飛行、發(fā)射前準(zhǔn)備以及給出發(fā)射點(diǎn)火信號(hào)和點(diǎn)火同步信號(hào)。

3 關(guān)鍵技術(shù)

3.1 總體設(shè)計(jì)技術(shù)

總體設(shè)計(jì)是對(duì)火箭測(cè)試平臺(tái)進(jìn)行綜合分析、研究、設(shè)計(jì)和試驗(yàn)的過(guò)程。需要進(jìn)行總體方案和參數(shù)的選擇，提出彈上系統(tǒng)與地面設(shè)備研制要求，進(jìn)行飛行試驗(yàn)與結(jié)果分析等。總體設(shè)計(jì)技術(shù)涉及到氣動(dòng)彈道方案、結(jié)構(gòu)系統(tǒng)方案、電子學(xué)系統(tǒng)方案、動(dòng)力系統(tǒng)方案、分離方案、各系統(tǒng)之間的參數(shù)協(xié)調(diào)、裝配、系統(tǒng)測(cè)試聯(lián)調(diào)、飛行試驗(yàn)與數(shù)據(jù)處理分析等。

圖4 電子學(xué)系統(tǒng)連接關(guān)系Fig.4 Connectivity of electronic system

為完成火箭測(cè)試平臺(tái)試驗(yàn)?zāi)康模_(kāi)展了總體布局與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。在初步質(zhì)量分析的基礎(chǔ)上，確定氣動(dòng)布局、飛行彈道方案，對(duì)與彈道特性相關(guān)的尾翼氣動(dòng)外形、配重質(zhì)心質(zhì)量、分離點(diǎn)位置等進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)，使火箭測(cè)試平臺(tái)具備良好的氣動(dòng)性能，實(shí)現(xiàn)飛行試驗(yàn)的總體目標(biāo)。開(kāi)展了各項(xiàng)地面試驗(yàn)，考核各系統(tǒng)之間設(shè)備接口的協(xié)調(diào)性，完成性能參數(shù)、結(jié)構(gòu)參數(shù)及電氣接口的協(xié)調(diào)。制定了飛行試驗(yàn)計(jì)劃，完成飛行試驗(yàn)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析，評(píng)定并改進(jìn)設(shè)計(jì)。

3.2 再入環(huán)境測(cè)試技術(shù)

再入環(huán)境測(cè)試技術(shù)是根據(jù)試驗(yàn)技術(shù)要求和環(huán)境參數(shù)測(cè)試技術(shù)要求，對(duì)載荷段再入過(guò)程中的力學(xué)環(huán)境參數(shù)（如脈動(dòng)壓力、時(shí)均壓力、溫度等）進(jìn)行可靠準(zhǔn)確的測(cè)試、處理、存儲(chǔ)及回收，而這也是飛行試驗(yàn)的主要目的，因此再入環(huán)境測(cè)試技術(shù)直接關(guān)系再入環(huán)境特征試驗(yàn)研究的成功與否。本項(xiàng)目中需要測(cè)量的參數(shù)類型和數(shù)量多、采樣率高、空間尺寸小，針對(duì)這些難點(diǎn)，根據(jù)測(cè)試和試驗(yàn)技術(shù)要求，充分開(kāi)展了設(shè)計(jì)分析和地面試驗(yàn)進(jìn)行再入環(huán)境測(cè)試系統(tǒng)的設(shè)計(jì)正確性、可測(cè)試性、可靠性及環(huán)境適應(yīng)性等方面的驗(yàn)證。

3.3 防熱設(shè)計(jì)技術(shù)

火箭測(cè)試平臺(tái)屬于超聲速飛行器，最大速度可以達(dá)到4～5 Ma，氣動(dòng)熱條件十分苛刻，因此需要合理設(shè)計(jì)防熱結(jié)構(gòu)，對(duì)氣動(dòng)熱進(jìn)行有效隔離。由于需要在飛行過(guò)程中保證載荷段氣動(dòng)外形的完整性，因此不能在載荷段外壁面涂刷防熱涂層。然而載荷段殼體上安裝的大量傳感器及載荷段內(nèi)系統(tǒng)、設(shè)備均對(duì)環(huán)境溫度有一定要求，因此需要重新設(shè)計(jì)防熱結(jié)構(gòu)。主要通過(guò)載荷段殼體自身熱沉和在內(nèi)壁面粘貼隔熱材料的方法對(duì)氣動(dòng)熱進(jìn)行隔離，對(duì)載荷段氣動(dòng)熱特性進(jìn)行了數(shù)值模擬，選擇合適的載荷段殼體材料及厚度。另外根據(jù)載荷的工作溫度條件，計(jì)算并選擇合適的內(nèi)壁面隔熱材料，并設(shè)計(jì)防熱結(jié)構(gòu)。

3.4 氣動(dòng)彈道設(shè)計(jì)技術(shù)

氣動(dòng)及彈道設(shè)計(jì)是根據(jù)總體目標(biāo)的要求，確定反映彈道主要特性的參數(shù)，為火箭測(cè)試平臺(tái)其他分系統(tǒng)設(shè)計(jì)、研究提供依據(jù)。火箭測(cè)試平臺(tái)以模擬一定的彈道環(huán)境飛行為目標(biāo)，需要滿足彈道終點(diǎn)落地速度的要求。氣動(dòng)特性對(duì)無(wú)控飛行彈道有著重要的影響，關(guān)系到試驗(yàn)?zāi)芊癯晒Α＠霉こ逃?jì)算、CFD 軟件開(kāi)展了氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)，最后通過(guò)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證，并獲取準(zhǔn)確的氣動(dòng)參數(shù)。針對(duì)減小載荷段再入過(guò)程中滾轉(zhuǎn)角速度的需求，設(shè)計(jì)了旋轉(zhuǎn)式尾翼穩(wěn)定裝置，并分析了其有效性。

4 結(jié)語(yǔ)

根據(jù)飛行試驗(yàn)的測(cè)試需求，設(shè)計(jì)了再入環(huán)境測(cè)量火箭測(cè)試平臺(tái)，對(duì)載荷段典型再入環(huán)境下的氣動(dòng)力參數(shù)（如脈動(dòng)壓力、時(shí)均壓力、溫度）和載荷段結(jié)構(gòu)響應(yīng)（如沖擊、振動(dòng)、溫度等）進(jìn)行了真實(shí)的測(cè)量，為再入環(huán)境的研究提供了數(shù)據(jù)支撐。通過(guò)系列地面試驗(yàn)，證明該火箭測(cè)試平臺(tái)總體設(shè)計(jì)方案正確，關(guān)鍵技術(shù)有效，也為后續(xù)的飛行試驗(yàn)任務(wù)奠定了基礎(chǔ)。