吳 姮，丁 蕾，稅曉菊，賀啟林，馬方超

低溫火箭統(tǒng)一供配氣吹除系統(tǒng)試驗研究

吳 姮，丁 蕾，稅曉菊，賀啟林，馬方超

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

某低溫火箭為減少箭地接口從而提高射前連接器脫落可靠性，艙段吹除系統(tǒng)采用統(tǒng)一供配氣模式。為驗證該模式中各艙段吹除流量分配的合理性，建立了多級火箭的艙段吹除試驗系統(tǒng)，通過試驗獲得了各艙段流量，同時獲得不同進箭溫度下各艙段吹除流量的變化。結(jié)果表明：采用孔板前壓力和溫度測試數(shù)據(jù)計算艙段流量能有效表征實際流量，在滿足熱環(huán)境條件的情況下適當提高吹除溫度能有效降低各艙段流量從而減少地面供氣系統(tǒng)規(guī)模，試驗結(jié)果與仿真分析結(jié)果吻合較好，為后續(xù)大型火箭研制提供了參考。

火箭；吹除系統(tǒng)；統(tǒng)一供配氣模式

0 引 言

隨著航天技術(shù)的飛速發(fā)展，開發(fā)具有無污染推進劑的火箭是必然的發(fā)展趨勢，液氫/液氧及液氧/煤油等作為推進劑已成為運載火箭的主流，如中國的長征七號運載火箭、長征三號甲系列運載火箭[1]、歐洲阿里安火箭[2]、日本的H-2運載火箭[3]及美國的土星V火箭等[4]，此類火箭均采用低溫推進劑。低溫推進劑進入貯箱后的溫度遠低于環(huán)境溫度，其帶來的環(huán)境低溫若不采取有效措施將可能在艙段內(nèi)出現(xiàn)結(jié)露、結(jié)霜甚至液空等現(xiàn)象，導致結(jié)構(gòu)、儀器等工作異常，從而影響火箭的正常發(fā)射。對于采用液氫推進劑的火箭，液氫加注后艙段內(nèi)可能存在氫環(huán)境，如果未對氫濃度進行有效控制極易與周圍空氣混合形成爆炸性蒸汽云[5]。因此，對于低溫液體火箭，通常在推進劑加注至火箭起飛前，對發(fā)動機艙、箱間段及儀器艙等結(jié)構(gòu)艙段進行熱空氣或熱氮吹除，控制艙段內(nèi)的溫度環(huán)境及濃度環(huán)境，保證火箭的可靠發(fā)射。對于多級火箭芯級均由多個模塊組成，若各模塊都設(shè)置艙段吹除接口，隨著接口的增加射前脫落的連接器數(shù)量增多，將降低火箭射前脫落可靠性。因此采用統(tǒng)一供配氣模式已成為新一代火箭研制的必然趨勢。

某型號低溫液體運載火箭為三級半火箭，芯一級、芯二級和芯三級艙段吹除采用統(tǒng)一供配氣模式，吹除氣設(shè)置在芯一級尾端面的供氣組合裝置上，該裝置靠起飛推力脫落，艙段吹除氣通過芯一級尾端面的供氣組合裝置向上分別給芯一級、芯二級及芯三級發(fā)動機艙、箱間段及氧箱前底艙段進行吹除。由于艙段吹除所需的流量與推進劑溫度、貯箱熱導率、吹除空間、吹除要達到的溫度要求、吹除空間的壓力范圍、艙段幾何外形、氣體排除流量等因素均有關(guān)[6]，為了準確獲得各艙段的流量，確保其滿足要求，保證各艙內(nèi)環(huán)境條件，需要開展吹除流量分配特性研究，獲得不同箭地接口壓力，不同入口溫度下各模塊艙段內(nèi)的流量特性，為低溫火箭艙段吹除系統(tǒng)設(shè)計提供指導。

1 試驗系統(tǒng)

為開展艙段統(tǒng)一供配氣吹除試驗，搭建了試驗系統(tǒng)，試驗系統(tǒng)原理見圖1，試驗現(xiàn)場圖片見圖2。該試驗系統(tǒng)由地面產(chǎn)品和火箭箭上產(chǎn)品兩部分組成，地面部分由氣源、過濾器、閥門、加溫器等組成，模擬火箭發(fā)射時艙段吹除地面供氣系統(tǒng)，換熱器后的壓力和溫度傳感器連接火箭箭上管路，箭上部分由火箭箭上導管（箭地接口至各艙段）、孔板及吹除環(huán)管組成，為了防止熱損失按照箭上產(chǎn)品要求在主管路上包覆絕熱材料。試驗中高壓氮氣源出來的氣體通過過濾器、電磁閥、減壓器（用于調(diào)節(jié)P的壓力）、流量計，并經(jīng)過加溫器將常溫氮氣加溫成高溫氮氣后進入箭上管路，通過孔板進入各艙段吹除環(huán)管，從環(huán)管上分布的小孔流出。試驗中為獲得各艙段流量，對火箭箭上管路進行了更改，在原管路孔板前增加了壓力和溫度的測點，通過孔板前的氣體壓力、溫度測量值計算吹除流量。部分艙段吹除路安裝了流量計用于測量該艙段流量（減少試驗中流量計的數(shù)量），從而與計算吹除流量進行對比。

圖1 試驗系統(tǒng)原理

圖2 艙段吹除試驗現(xiàn)場

2 試驗內(nèi)容

本試驗主要為了獲得低溫火箭艙段吹除系統(tǒng)采用統(tǒng)一供配氣模式后箭上各艙段的流量分布。常溫高壓氮氣經(jīng)減壓器減壓后進入加溫器，加溫器將其加熱至要求值后經(jīng)過孔板及吹除環(huán)管流出，為防止熱量損失，吹除主管路上包覆了絕熱材料，試驗中共有10個吹除環(huán)管，模擬一級至三級的10個艙段。試驗設(shè)計有2種工況，第1種工況為進箭壓力為20～22 MPa，溫度為333～334 K，第2種工況為進箭壓力為20～22 MPa，溫度為341～343 K。

3 試驗結(jié)果及分析

3.1 流量對比情況分析

試驗中測量的三級發(fā)動機艙及一級氧箱前底的流量測試曲線見圖3，其與采用孔板前壓力和溫度計算得到流量對比情況見表1，從中可以看出：三級發(fā)動機艙流量計測量數(shù)據(jù)與計算數(shù)據(jù)偏差小于4%左右；一級氧箱前底流量計測量數(shù)據(jù)與計算數(shù)據(jù)偏差小于3%左右，說明本試驗采用孔板前壓力和溫度計算艙段吹除的流量能表征該處實際流量值。

圖3 試驗測試流量

表1 測試流量與計算流量比對表

Tab.1 Flux of experiment and Computation

艙段22MPa測試流量/（g·s-1）22MPa計算流量/（g·s-1）20MPa測試流量/（g·s-1）20MPa計算流量/（g·s-1） 三級尾艙63.361.458.256.3 一級氧前底94.192.186.784.5

3.2 兩種工況下的試驗結(jié)果分析

試驗過程中艙段吹除氣體溫度343 K，箭地接口壓力22 MPa和20 MPa下，測得的各艙段孔板前壓力數(shù)據(jù)見圖4，隨著流阻的增加，各孔板前壓力逐漸下降。通過各艙段孔板前壓力和溫度數(shù)據(jù)計算的吹除流量見圖5和圖6。從試驗結(jié)果來看，箭地接口溫度343 K時，保證箭地接口溫度不變，壓力提高2 MPa，各艙段流量增加9%；箭地接口溫度334 K時，保證箭地接口溫度不變，壓力提高2 MPa，各艙段流量增加12%。說明提高同樣的壓力，溫度越高，流量降低越明顯。

圖4 各艙段孔板前壓力（343K）

圖5 箭地接口溫度343K下不同箭地接口壓力各艙段流量

圖6 箭地接口溫度334K下不同箭地接口壓力各艙段流量

3.3 與數(shù)值仿真的對比分析

采用Amesim軟件建立了艙段吹除仿真模型，建模過程中，管路及彎頭根據(jù)管路三維模型提取相關(guān)參數(shù)信息，管路粗糙度對流阻影響較大，絕對粗糙度的選擇參考軟件推薦不銹鋼管選取，為0.045 mm，管路進行熱防護，仿真分析中管路采用絕熱模型。數(shù)值仿真結(jié)果與試驗結(jié)果一致性較好（試驗與仿真結(jié)果對比見圖7），最大流量差為5%左右。

圖7 數(shù)值仿真與試驗結(jié)果對比

4 結(jié) 論

通過開展統(tǒng)一供配氣吹除試驗和分析，成功建立了箭上艙段吹除地面試驗系統(tǒng)，研究了不同壓力和溫度下艙段吹除流量的變化并驗證了仿真分析模型，為后續(xù)大型火箭統(tǒng)一供配氣艙段吹除系統(tǒng)的研制奠定了基礎(chǔ)，主要結(jié)論如下：

a）火箭艙段吹除統(tǒng)一供配氣系統(tǒng)通過孔板前壓力和溫度測試數(shù)據(jù)計算實際吹除流量是合理可行的。

b）通過適當?shù)奶岣邷囟瓤梢悦黠@降低吹除流量，在后續(xù)艙段吹除系統(tǒng)設(shè)計中為防止地面供氣系統(tǒng)規(guī)模過大帶來的研制周期及經(jīng)費增加，在滿足艙內(nèi)熱環(huán)境要求的情況可以適當提高吹除氣體溫度。

c）數(shù)值仿真結(jié)果與試驗結(jié)果一致性較好，計算的最大誤差不超過5%，說明采用該數(shù)值計算方法來計算火箭各艙段的吹除流量是可行的，避免了大量的試驗投入，節(jié)約了經(jīng)費及時間，可以供后續(xù)大型運載火箭研制參考。

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Experiment Study on Blowing System of Cryogenic Rocket

Wu Heng, Ding Lei, Shui Xiao-ju, He Qi-lin, Ma Fang-chao

(Beijing Institute of Aerospace System Engineering, Beijing, 100076)

In order to reduce the rocket interface and improve the reliability of connector falling off, the rocket blowing system adopts the unified gas supply mode. In order to verify the rationality of flux for each cabin, a experiment system is established. The flux of each cabin is obtained, and the changes of the flux of each cabin under different inlet temperatures are obtained. The results show that using the pressure and temperature data in front of the orifice to calculate the flux is correct, and appropriately increasing the blowing temperature can effectively reduce the flux of each cabin under the condition of meeting the thermal environment conditions, so as to reduce the scale of the gas supply systems. The test results are in good agreement with the simulation results, which provides a reference for the development of large-scale rocket.

rocket; blowing system; unified gas supply mode

2097-1974(2023)01-0048-04

10.7654/j.issn.2097-1974.20230110

V421.4

A

2022-03-14；

2022-12-16

吳 姮（1984-），女，高級工程師，主要研究方向為液體火箭增壓輸送系統(tǒng)設(shè)計。

丁 蕾（1990-），女，工程師，主要研究方向為液體火箭增壓輸送系統(tǒng)設(shè)計。

稅曉菊（1987-），女，工程師，主要研究方向為管路系統(tǒng)設(shè)計。

賀啟林（1980-），男，博士，研究員，主要研究方向為液體火箭增壓輸送系統(tǒng)設(shè)計。

馬方超（1986-），男，高級工程師，主要研究方向為液體火箭增壓輸送系統(tǒng)設(shè)計。