某型液體火箭動力系統(tǒng)低溫環(huán)境適應(yīng)性要求驗證試驗與結(jié)果分析

唐亮，吳勛，楊蓉，盧曉峰

（第二炮兵裝備研究院，北京 100094）

某型液體火箭運載平臺在使用過程中，存在一些對溫度控制的技術(shù)要求，如動力系統(tǒng)某組件需要保證局部環(huán)境溫度不得低于X℃。為了驗證此型運載平臺在低溫條件下使用的環(huán)境適應(yīng)性，確保使用可靠性與安全性，開展了相應(yīng)的使用驗證試驗和分析。

火箭運載平臺放置于發(fā)射裝置內(nèi)，發(fā)射裝置與外界主要通聯(lián)的通道包括上部的出口通道，通聯(lián)下部的兩側(cè)模擬排焰通道，各通聯(lián)通道通過地面的蓋板與外界相隔離。正常情況下，火箭運載平臺所處環(huán)境溫度保持在室溫狀態(tài)，此時溫度滿足使用技術(shù)要求。一定條件下，蓋板處于打開狀態(tài)，由于外界環(huán)境溫度處于一個較低的狀態(tài)，地下發(fā)射裝置的熱空氣將與外界冷空氣進行十分強烈的對流換熱，從而導(dǎo)致火箭運載平臺所處環(huán)境溫度迅速降低到一個較低的水平。

通過開展適應(yīng)性的低溫試驗，獲取低溫條件下火箭運載平臺各關(guān)注部位溫度變化情況，為開展后續(xù)分析提供支撐。

1 低溫試驗

1.1 目的

通過開展低溫驗證性試驗，模擬火箭運載平臺在某使用條件下的環(huán)境狀態(tài)，測量火箭運載平臺在各典型測點環(huán)境溫度變化情況，分析局部實際溫度條件是否滿足內(nèi)部關(guān)鍵部組件的使用要求。為此型火箭運載平臺低溫環(huán)境條件下的使用安全性提供依據(jù)。

此型火箭運載平臺對于溫度控制存在一些要求，對于動力系統(tǒng)來說包括：頭部推進劑溫度不得低于X1℃，二級發(fā)動機某部位環(huán)境溫度不得低于X2℃。因此，此次試驗和數(shù)據(jù)分析重點關(guān)注這兩個部位的溫度變化。

1.2 條件

低溫試驗過程中，主要采用的測量工具為玻璃管溫度計（量程為±25℃，精度為1℃）、風(fēng)速計和計時器。為了測量火箭頭部動力系統(tǒng)推進劑溫度變化情況，增加2套專用溫度傳感器。試驗過程中共布置13個測點，其中風(fēng)速測點1個，溫度測點12個（含專用溫度傳感器溫度測量測點）。

風(fēng)速測點用于測量上部出口處環(huán)境風(fēng)速，溫度測點分別用于測量環(huán)境溫度和火箭運載平臺各關(guān)注點位表面溫度。通過測量，獲取試驗所處環(huán)境溫度約為-10℃，地面風(fēng)速為1～2 m/s。

1.3 過程

根據(jù)火箭總體設(shè)計，可適當(dāng)進行局部熱控制和熱調(diào)節(jié)[1]，以保持設(shè)備所需的溫度條件。為此，火箭頭部動力系統(tǒng)和二級發(fā)動機可設(shè)計有局部熱控制狀態(tài)。

低溫試驗過程中，進行了兩種狀態(tài)的溫度變化過程測量試驗。其中試驗狀態(tài)一不對火箭頭部動力系統(tǒng)推進劑進行加溫，試驗過程如下：

1）關(guān)閉地下發(fā)射裝置蓋板，溫度計、風(fēng)速計按照預(yù)定測量方案放置好，做好數(shù)據(jù)測量與采集準(zhǔn)備；

2）空調(diào)系統(tǒng)送熱風(fēng)對火箭運載平臺周邊環(huán)境進行加溫，保持整體溫度在室溫狀態(tài)；

3）當(dāng)?shù)叵掳l(fā)射裝置內(nèi)部溫度達到平衡狀態(tài)后，空調(diào)系統(tǒng)停止送熱風(fēng)，此時進行各測點數(shù)據(jù)測量；

4）迅速打開蓋板，模擬火箭運載平臺發(fā)射前狀態(tài)，計時開始，保持t1min，每隔t min進行1次各測點的數(shù)據(jù)測量；

5）保持t1min后，關(guān)閉蓋板。

完成此試驗狀態(tài)的測試后，進行第二試驗狀態(tài)的試驗工作。此試驗狀態(tài)下，利用電加溫裝置對火箭頭部動力系統(tǒng)推進劑進行加溫，試驗過程如下：

1）關(guān)閉地下發(fā)射裝置蓋板，溫度計、風(fēng)速計按照預(yù)定測量方案放置好，做好數(shù)據(jù)測量與采集準(zhǔn)備；

2）空調(diào)系統(tǒng)送熱風(fēng)對火箭運載平臺周邊環(huán)境進行加溫，保持整體溫度在室溫狀態(tài)；

3）利用電加溫裝置對火箭頭部動力系統(tǒng)推進劑進行加溫，保持推進劑溫度為XX℃狀態(tài)；

4）計時開始，保持t2min，每隔t min進行1次各測點的數(shù)據(jù)測量；

5）從之前計時開始為起點，達到t1min后，關(guān)閉空調(diào)系統(tǒng)停止送熱風(fēng)；

6）第t3min（t3=t2-t1）開始，迅速打開蓋板，模擬火箭運載平臺發(fā)射前狀態(tài)，計時開始，保持t1min，每隔t min進行1次各測點的數(shù)據(jù)測量；

7）保持t2min后，關(guān)閉蓋板。

1.4 數(shù)據(jù)采集

試驗后對采集的數(shù)據(jù)進行分析整理，試驗數(shù)據(jù)記錄見表1。其中試驗狀態(tài)一為頭部推進劑不加溫，試驗狀態(tài)二為頭部推進劑加溫。

表1 試驗數(shù)據(jù)Table 1 Experimental data

2 低溫試驗結(jié)果及分析

2.1 頭部推進劑

2.1.1 不加溫狀態(tài)

試驗初始狀態(tài)，火箭運載平臺周邊平衡溫度為14.9～17.2℃；試驗過程中地面周邊環(huán)境氣溫為-8.2～-9.6℃，風(fēng)速為0～1 m/s。各測點溫度變化曲線如圖1所示。

無水肼貯箱表面在打開蓋板的t1min時間里溫度由19.5℃降為18.0℃，降幅為1.5℃。根據(jù)計算，若環(huán)境溫度為-25℃時，打開蓋板的t1min時間里，無水肼貯箱表面溫度由19.5℃降為17.0℃左右；若貯箱內(nèi)加注無水肼，整體熱容量增加，溫度下降速度會明顯降低。

若外界環(huán)境風(fēng)速增大，可能導(dǎo)致無水肼貯箱表面降低，但不會很大。測點2部位在t1min時間里溫度由19.0℃降為17.0℃，降幅為2.0℃。根據(jù)計算，若環(huán)境溫度為-25℃時，在t1min時間里溫度由19.0℃降為16.0℃左右。

2.1.2 加溫狀態(tài)

試驗初始狀態(tài)，火箭運載平臺周邊平衡溫度為18.6～22.0℃；試驗過程中地面周邊環(huán)境氣溫為-8.4～-9.4℃，風(fēng)速為0～2 m/s。各測點溫度變化曲線如圖2所示。

此火箭運載平臺頭部推進劑介質(zhì)為無水肼，測點1表面在蓋板關(guān)閉的t3min時間里溫度由31.5℃降為25.8℃，降幅為5.7℃；打開蓋板的t1min時間里溫度由25.8℃降為23.0℃，降幅為2.8℃。由此可以看出：

圖1 不加溫狀態(tài)測點溫度曲線Fig.1 Temperature curves of measurement points without heating

圖2 加溫狀態(tài)測點溫度曲線Fig.2 Temperature curves of measurement points with heating

1）無水肼貯箱表面溫度的下降速度與打開蓋板無明顯關(guān)系，主要是因為火箭結(jié)構(gòu)復(fù)雜，頭部整體熱容量較大，無水肼貯箱將熱量傳遞到火箭結(jié)構(gòu)是導(dǎo)致溫度下降的主要原因。

2）通過計算，若環(huán)境溫度為-25℃時，打開蓋板的t1min時間里，無水肼貯箱表面溫度由25.8℃降為21.0℃左右。

3）若貯箱內(nèi)加注無水肼，其熱容量增加，溫度下降速度會明顯降低。

測點2部位在蓋板關(guān)閉的t3min時間里，溫度由36.0℃降為27.5℃，降幅為8.5℃；打開蓋板的t1min時間里溫度由27.5℃降為23.0℃，降幅為4.5℃。由此可以看出，測點2部位溫度的下降速度與打開蓋板無明顯關(guān)系。通過計算，若環(huán)境溫度為-25℃時，打開蓋板的t1min時間里溫度由27.5℃降為20.0℃左右。

2.1.3 數(shù)據(jù)分析

對試驗和采集的數(shù)據(jù)分析，可以得出：

1）地下發(fā)射裝置內(nèi)溫度平衡在18～22℃后，在火箭頭部推進劑不加溫狀態(tài)下，若外部環(huán)境溫度不低于-25℃，打開蓋板t1min時，無水肼貯箱溫度不會出現(xiàn)低于預(yù)定要求的X1℃的現(xiàn)象，不影響火箭正常發(fā)射使用。

2）在極端惡劣情況下，如采取對火箭頭部推進劑加溫的措施，可以提高頭部推進劑的低溫適應(yīng)性。

2.2 二級發(fā)動機部位

火箭其他部位周邊各測點溫度變化曲線如圖3所示。兩種試驗狀態(tài)下溫度變化規(guī)律一致。

圖3 各測點溫度曲線Fig.3 Temperature curves of measurement points

地下發(fā)射裝置內(nèi)各測點氣溫在蓋板關(guān)閉的時間里溫度維持穩(wěn)定，打開蓋板后溫度迅速下降。其中最上部和和最底部(由模擬排焰道降溫)由于空氣對流速度快，溫度下降速度最快。關(guān)注的測點8部位（即二級發(fā)動機部位附近）溫度下降速度最慢，溫度滿足規(guī)定的技術(shù)要求。

根據(jù)計算，若環(huán)境溫度為-25℃時，打開蓋板的t1min時間里，火箭底部附近氣溫由19.5℃降為-11.0℃左右，測點8部位溫度也會對應(yīng)下降?？紤]到火箭發(fā)射前加注推進劑，根據(jù)推進劑參數(shù)和加注量[2]，室溫初始條件下的火箭整體熱容量超過3×108 J/K的量級，計算確定在打開蓋板的t1min內(nèi)，由于持續(xù)放熱效應(yīng)，測點8部位的溫度也能滿足規(guī)定的技術(shù)要求。另外，再考慮到一些極端惡劣條件，還可以利用火箭頭部類似的加溫方式作為備保措施進

行局部熱控制。

3 結(jié)論

通過進行低溫條件下的試驗，驗證了此型火箭在一定低溫條件下，重點關(guān)注部位的溫度能夠滿足產(chǎn)品設(shè)計使用技術(shù)要求。在極端惡劣條件下，通過備保的加溫技術(shù)措施進行局部熱控制，能夠進一步提升產(chǎn)品低溫環(huán)境適應(yīng)性。

[1]導(dǎo)彈與航天叢書編輯工作委員會.液體彈道導(dǎo)彈與運載火箭系列叢書——總體設(shè)計（下冊）[M].北京：中國宇航出版社，1989.Editorial Committee of Missile and Space Series.Liquid Missile and Launch Vehicle Series—System Design（Ⅲ）[M].Beijing：Chinese Aerospace Press，1989.

[2] 李亞裕.液體推進劑[M].北京：中國宇航出版社，2011.LI Ya-yu.Liquid Propellant[M].Beijing：Chinese Aerospace Press，2011.