武玉玉，蔣 平，高 波，任一鵬

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

級間熱分離瞬間高壓力峰值研究

武玉玉，蔣 平，高 波，任一鵬

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

某型運載火箭地面級間分離試驗中獲得了分離過程中級間區(qū)壓力變化數(shù)據(jù)，在數(shù)據(jù)分析中發(fā)現(xiàn)分離瞬間一二級級間段和一子級前封頭存在瞬間高峰值壓力，該壓力遠高于其它運載火箭地面試驗及飛行試驗結果，且單個峰值脈寬時間不超過2 ms。為此對此高峰值壓力的合理性及準確性進行了分析，結果表明：該高峰值壓力合理、可信，可作為型號結構設計的依據(jù)。

級間分離；級間壓力；憋壓

0 引 言

多級火箭在低空分離時為保證上面級姿態(tài)控制滿足起控要求，多采用級間熱分離方式。熱分離是上、下兩級殼體結構未分離前，上面級發(fā)動機點火，在上、下兩體在分離面處斷開后，依靠上面級火箭發(fā)動機工作產(chǎn)生的高壓燃氣使下面級遠離上面級，完成分離。在此過程中，上面級發(fā)動機點火產(chǎn)生的高溫燃氣直接噴射到下面級發(fā)動機的前封頭上，一部分氣流從排焰口直接排出，另一部分氣流在由上面級發(fā)動機后封頭、上面級發(fā)動機噴管、火箭殼體、下面級前封頭組成級間區(qū)成為高壓區(qū)。因此，火箭殼體在級間熱分離過程中要承受高壓，該壓力是火箭殼體強度設計的重要依據(jù)，必須準確預示此壓力條件，壓力條件過大易導致殼體結構死重大；條件過小則不滿足殼體承載要求，輕者導致火箭殼體異常破裂，重者影響飛行安全。通常情況，該壓力條件是通過地面試驗獲得的。

1 地面級間分離試驗壓力分析

某型運載火箭地面級間分離試驗中獲得了分離過程級間區(qū)壓力變化過程，試驗使用的壓力傳感器為高頻傳感器，采樣頻率為 104Hz。在數(shù)據(jù)分析中發(fā)現(xiàn)：一、二級級間段和一子級發(fā)動機前封頭壓力在發(fā)動機點火后 3～6 ms內(nèi)出現(xiàn)高壓力峰值，最高峰值為528 kPa，單個峰值脈寬不超過2 ms。該壓力峰值超出級間熱分離時的常規(guī)壓力值[1～8]，也遠遠超出級間段殼體結構正常情況下所能承受的壓力條件，可造成殼體破裂，影響火箭級間分離的安全。

這與傳統(tǒng)運載火箭級間分離壓力變化存在明顯差別。地面級間分離試驗中P2測點距離一、二級級間段下端框最近，隨后依次是P1、P3（見圖1），測得的一、二級級間段壓力分布如圖2所示。

其它運載火箭地面級間分離試驗中測得的最大壓力僅為100 kPa，但試驗中壓力傳感器采用頻率較低，獲得的壓力數(shù)據(jù)為緩變類參數(shù)。顯然，本運載火箭地面級間分離試驗中出現(xiàn)的瞬間高壓力峰值遠大于以往型號試驗結果。為確定試驗中壓力數(shù)據(jù)的合理性及準確性，本文開展了數(shù)值仿真，結合級間分離過程中的流場變化及仿真結果對試驗數(shù)據(jù)進行分析研究。鑒于一級發(fā)動機內(nèi)壓載荷遠大于級間分離的壓力，本文重點分析一、二級級間段表面壓力變化。

2 級間分離憋壓數(shù)值仿真模擬

級間分離仿真采用三維非定常計算，計算步長為0.01 ms，發(fā)動機噴管進口按照上面級發(fā)動機標準狀態(tài)下彈道數(shù)據(jù)給出。圖3為一、二級級間段表面壓力監(jiān)測點示意。P1～P4沿一、二級級間段上端框至下端框分布。

圖4～15分別為發(fā)動機噴管打開時間為0.5 ms、2.5 ms、5 ms、9 ms、15 ms和21 ms時的流場總壓云圖和馬赫數(shù)云圖。

結合數(shù)值仿真分析，發(fā)動機堵片打開后噴流會很快在級間段下端框形成第1個沖擊壓力并形成回流，回流經(jīng)過排焰窗口后快速下降，同時在級間區(qū)內(nèi)擴散，級間區(qū)逐漸建壓（21 ms前）。

由圖4～15可見，約在2.5 ms時二級發(fā)動機噴流撞擊到一子級發(fā)動機前封頭上；在5 ms時一子級前鋒頭與級間段下端框之間即形成一個小區(qū)域，流動速度很低，當?shù)貕毫ο鄬^高；在9 ms時可以明顯地看到，級間區(qū)內(nèi)的高壓通過排焰窗口排出，使得一子級前鋒頭與級間段下端框之間的壓力明顯降低；發(fā)動機噴管打開后的15 ms和21 ms時，流場主要特征變化不大。

圖16為級間段表面各監(jiān)測點壓力變化過程。

從圖16中可以看出，堵片打開后各監(jiān)測點壓力迅速上升，靠近一、二級級間段下端框附近的監(jiān)測點壓力很快達到壓力峰值，最大峰值為523 kPa，這與級間分離試驗中測得的最大壓力峰值528 kPa相吻合；沿一、二級級間段下端框至上端框，測到的壓力峰值逐漸減小；各監(jiān)測點壓力在憋壓過程中均表現(xiàn)出一定的脈動特征，表明：流場的主要特征符合地面級間分離試驗結果中壓力變化規(guī)律。

表1給出了一、二級級間段第1峰值壓力、最大峰值壓力、對應的時間及脈寬。

表1 各監(jiān)測點壓力、對應時間及脈寬

從表1中可以看出，各監(jiān)測點越靠近一、二級級間段下端框，測點壓力越大，且出現(xiàn)峰值的時間越早，與地面級間分離試驗結論一致。

圖17為地面試驗中一、二級級間段下端框附近最大壓力與CFD仿真中最大壓力曲線比較。

從圖17中可以看出，發(fā)動機堵片打開后，試驗與CFD仿真中壓力均在堵片打開后迅速上升，分別上升至528 kPa和523 kPa，數(shù)值仿真中的峰值脈寬比地面級間分離試驗要略大2 ms左右，且出現(xiàn)峰值的時間略晚1.8 ms，此偏差可能是數(shù)值仿真和采樣偏差導致的，但偏差較小，認為數(shù)值仿真與試驗結果相一致。

綜合上述分析可知：地面級間分離試驗壓力測量結果合理可信，可以作為分離期間一、二級級間段表面壓力設計依據(jù)。分析以往型號地面級間分離試驗中未測到此瞬間高壓力峰值，應當是由于壓力傳感器頻響較低及以往型號發(fā)動機性能參數(shù)差異所致。建議在型號設計中考慮級間熱分離時的瞬間高壓力情況，并將此作為下游專業(yè)設計工況，以確保專業(yè)設計的可靠性。

3 結 論

通過對地面級間分離試驗結果的分析和研究，得出如下結論：

a）依據(jù)數(shù)值仿真結果，堵片打開后各監(jiān)測點壓力迅速上升，靠近一、二級級間段下端框附近的監(jiān)測點壓力很快達到壓力峰值，最大峰值為523 kPa，這與地面試驗中測得的最大壓力峰值528 kPa相吻合。

b）沿一、二級級間段下端框至上端框，測到的壓力峰值逐漸減?。桓鞅O(jiān)測點壓力在憋壓過程中均表現(xiàn)初脈動特征，表明數(shù)值仿真流場的主要特征符合試驗中壓力數(shù)據(jù)變化特征，數(shù)值仿真結果可信。

c）火箭地面級間分離過程中確實存在瞬間高壓力峰值情況，建議在型號設計中考慮級間熱分離時的瞬間高壓力情況，并將此作為下游專業(yè)設計工況，以確保專業(yè)設計的可靠性。

[1] 劉君, 徐春光, 郭正. 多級火箭級間分離流動特性的數(shù)值模擬[J]. 推進技術, 2008(23): 265-267.

[2] 萬音. 級間段氣動設計及羽流誘導分離對火箭氣動特性的影響[J]. 宇航學報, 1992(2): 95-98.

[3] 賈如巖, 江振宇, 張為華. 火箭低空級間熱分離初期流場特性數(shù)值模擬[J].宇航學報, 2015(36): 1310-1317.

[4] 張黃偉, 吳頌平, 王超. 級間分離氣動力特性數(shù)值研究[J]. 戰(zhàn)術導彈技術, 2010(3): 110-114.

[5] Tzong H S, Tong M L, Meng R L.Analysis on numerical results for stage separation with different exhaust holes[J]. International Communications in Heat and Mass Transfer, 2009(36): 342-345.

[6] Pradeep K, Swamingathan R, Unnikrishnan C. Modelling of jet Impingement forces during hot stage-separation of a launch vehicle[R].AIAA98-3156, 1998.

[7] Pieter G B, Tin C W, Dilley A D. Computational fluid dynamics prediction of hyper-X stage separation aerodynamics[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2001(38): 820-827.

[8] 高立華, 張兵, 權曉波. 火箭級間熱分離過程耦合數(shù)值模擬[J]. 清華大學學報(自然科學版), 2011(51): 462-466.

Research on the Transient High Pressure during Stage Separations

Wu Yu-yu, Jiang Ping, Gao Bo, Ren Yi-peng
(Beijing Institute of Astronautical System Engineering, Beijing, 100076）

According to the measured pressure data of the interstage section during a ground stage separation test, a transient extreme high pressure is found both in the inner space of interstage section and just on the top of I stage, which is far more higher than those measured in other launch vehicle ground tests and fly tests. The pressure lasts no more thant 2ms. Analysis based on computational fluid dynamics is carried out, and it indicates the extreme high pressure is reasonable, and should be considered for structure design.

Stage separation; Interstage pressure; Confined pressure

V414

A

1004-7182(2017)05-0022-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20170505

2015-10-31；

2016-05-01

武玉玉（1980-），女，高級工程師，主要研究方向為氣動與熱環(huán)境設計