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(yùn)載平臺(tái)在使用過程中，存在一些對(duì)溫度控制的技術(shù)要求，如動(dòng)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(yàn)證此型運(yùn)載平臺(tái)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(yàn)證試驗(yàn)和分析。

火箭運(yùn)載平臺(tái)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(yùn)載平臺(tái)所處環(huán)境溫度保持在室溫狀態(tài)，此時(shí)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(gè)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(jìn)行十分強(qiáng)烈的對(duì)流換熱，從而導(dǎo)致火箭運(yùn)載平臺(tái)所處環(huán)境溫度迅速降低到一個(gè)較低的水平。

通過開展適應(yīng)性的低溫試驗(yàn)，獲取低溫條件下火箭運(yùn)載平臺(tái)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(yàn)

1.1 目的

通過開展低溫驗(yàn)證性試驗(yàn)，模擬火箭運(yùn)載平臺(tái)在某使用條件下的環(huán)境狀態(tài)，測量火箭運(yùn)載平臺(tái)在各典型測點(diǎn)環(huán)境溫度變化情況，分析局部實(shí)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(yùn)載平臺(tái)低溫環(huán)境條件下的使用安全性提供依據(jù)。

此型火箭運(yùn)載平臺(tái)對(duì)于溫度控制存在一些要求，對(duì)于動(dòng)力系統(tǒng)來說包括：頭部推進(jìn)劑溫度不得低于X1℃，二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)某部位環(huán)境溫度不得低于X2℃。因此，此次試驗(yàn)和數(shù)據(jù)分析重點(diǎn)關(guān)注這兩個(gè)部位的溫度變化。

1.2 條件

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

風(fēng)速測點(diǎn)用于測量上部出口處環(huán)境風(fēng)速，溫度測點(diǎn)分別用于測量環(huán)境溫度和火箭運(yùn)載平臺(tái)各關(guān)注點(diǎn)位表面溫度。通過測量，獲取試驗(yàn)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(jì)，可適當(dāng)進(jìn)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(dòng)力系統(tǒng)和二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)可設(shè)計(jì)有局部熱控制狀態(tài)。

低溫試驗(yàn)過程中，進(jìn)行了兩種狀態(tài)的溫度變化過程測量試驗(yàn)。其中試驗(yàn)狀態(tài)一不對(duì)火箭頭部動(dòng)力系統(tǒng)推進(jìn)劑進(jìn)行加溫，試驗(yàn)過程如下：

1）關(guān)閉地下發(fā)射裝置蓋板，溫度計(jì)、風(fēng)速計(jì)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(duì)火箭運(yùn)載平臺(tái)周邊環(huán)境進(jìn)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(dá)到平衡狀態(tài)后，空調(diào)系統(tǒng)停止送熱風(fēng)，此時(shí)進(jìn)行各測點(diǎn)數(shù)據(jù)測量；

4）迅速打開蓋板，模擬火箭運(yùn)載平臺(tái)發(fā)射前狀態(tài)，計(jì)時(shí)開始，保持t1min，每隔t min進(jìn)行1次各測點(diǎn)的數(shù)據(jù)測量；

5）保持t1min后，關(guān)閉蓋板。

完成此試驗(yàn)狀態(tài)的測試后，進(jìn)行第二試驗(yàn)狀態(tài)的試驗(yàn)工作。此試驗(yàn)狀態(tài)下，利用電加溫裝置對(duì)火箭頭部動(dòng)力系統(tǒng)推進(jìn)劑進(jìn)行加溫，試驗(yàn)過程如下：

1）關(guān)閉地下發(fā)射裝置蓋板，溫度計(jì)、風(fēng)速計(jì)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(duì)火箭運(yùn)載平臺(tái)周邊環(huán)境進(jìn)行加溫，保持整體溫度在室溫狀態(tài)；

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

4）計(jì)時(shí)開始，保持t2min，每隔t min進(jìn)行1次各測點(diǎn)的數(shù)據(jù)測量；

5）從之前計(jì)時(shí)開始為起點(diǎn)，達(dá)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(yùn)載平臺(tái)發(fā)射前狀態(tài)，計(jì)時(shí)開始，保持t1min，每隔t min進(jìn)行1次各測點(diǎn)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(yàn)后對(duì)采集的數(shù)據(jù)進(jìn)行分析整理，試驗(yàn)數(shù)據(jù)記錄見表1。其中試驗(yàn)狀態(tài)一為頭部推進(jìn)劑不加溫，試驗(yàn)狀態(tài)二為頭部推進(jìn)劑加溫。

表1 試驗(yàn)數(shù)據(jù)Table 1 Experimental data

2 低溫試驗(yàn)結(jié)果及分析

2.1 頭部推進(jìn)劑

2.1.1 不加溫狀態(tài)

試驗(yàn)初始狀態(tài)，火箭運(yùn)載平臺(tái)周邊平衡溫度為14.9～17.2℃；試驗(yàn)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(diǎn)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(shí)間里溫度由19.5℃降為18.0℃，降幅為1.5℃。根據(jù)計(jì)算，若環(huán)境溫度為-25℃時(shí)，打開蓋板的t1min時(shí)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(huì)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(huì)很大。測點(diǎn)2部位在t1min時(shí)間里溫度由19.0℃降為17.0℃，降幅為2.0℃。根據(jù)計(jì)算，若環(huán)境溫度為-25℃時(shí)，在t1min時(shí)間里溫度由19.0℃降為16.0℃左右。

2.1.2 加溫狀態(tài)

試驗(yàn)初始狀態(tài)，火箭運(yùn)載平臺(tái)周邊平衡溫度為18.6～22.0℃；試驗(yàn)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(diǎn)溫度變化曲線如圖2所示。

此火箭運(yùn)載平臺(tái)頭部推進(jìn)劑介質(zhì)為無水肼，測點(diǎn)1表面在蓋板關(guān)閉的t3min時(shí)間里溫度由31.5℃降為25.8℃，降幅為5.7℃；打開蓋板的t1min時(shí)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(diǎn)溫度曲線Fig.1 Temperature curves of measurement points without heating

圖2 加溫狀態(tài)測點(diǎn)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?yàn)榛鸺Y(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(jì)算，若環(huán)境溫度為-25℃時(shí)，打開蓋板的t1min時(shí)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(huì)明顯降低。

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

2.1.3 數(shù)據(jù)分析

對(duì)試驗(yàn)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(jìn)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(shí)，無水肼貯箱溫度不會(huì)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(duì)火箭頭部推進(jìn)劑加溫的措施，可以提高頭部推進(jìn)劑的低溫適應(yīng)性。

2.2 二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)部位

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

圖3 各測點(diǎn)溫度曲線Fig.3 Temperature curves of measurement points

地下發(fā)射裝置內(nèi)各測點(diǎn)氣溫在蓋板關(guān)閉的時(shí)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(duì)流速度快，溫度下降速度最快。關(guān)注的測點(diǎn)8部位（即二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)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(jì)算，若環(huán)境溫度為-25℃時(shí)，打開蓋板的t1min時(shí)間里，火箭底部附近氣溫由19.5℃降為-11.0℃左右，測點(diǎn)8部位溫度也會(huì)對(duì)應(yīng)下降。考慮到火箭發(fā)射前加注推進(jìn)劑，根據(jù)推進(jìn)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(jí)，計(jì)算確定在打開蓋板的t1min內(nèi)，由于持續(xù)放熱效應(yīng)，測點(diǎn)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(jìn)

行局部熱控制。

3 結(jié)論

通過進(jìn)行低溫條件下的試驗(yàn)，驗(yàn)證了此型火箭在一定低溫條件下，重點(diǎn)關(guān)注部位的溫度能夠滿足產(chǎn)品設(shè)計(jì)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(jìn)行局部熱控制，能夠進(jìn)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(huì).液體彈道導(dǎo)彈與運(yùn)載火箭系列叢書——總體設(shè)計(jì)（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(jìn)劑[M].北京：中國宇航出版社，2011.LI Ya-yu.Liquid Propellant[M].Beijing：Chinese Aerospace Press，2011.