遲鵬陽，黃小春，孫軍超，何志超

0 引 言

新一代運(yùn)載火箭采用-252 ℃液氫和-183 ℃液氧低溫推進(jìn)劑，導(dǎo)致艙段內(nèi)溫度較低，超出了一般儀器設(shè)備的溫度使用范圍，致使部分儀器設(shè)備于低溫環(huán)境下工作，另外低溫環(huán)境還可能導(dǎo)致艙內(nèi)空氣結(jié)露或結(jié)冰，影響設(shè)備可靠性[1～3]，為滿足簡(jiǎn)易發(fā)射要求，需要熱環(huán)境保障系統(tǒng)來保障艙段內(nèi)溫濕度。俄羅斯的Zenit運(yùn)載火箭和Proton系列火箭均采用射前脫落熱環(huán)境保障系統(tǒng)[4,5]，目前中國(guó)僅有孫培杰在文獻(xiàn)[6]中對(duì)熱環(huán)境保障系統(tǒng)做了詳細(xì)介紹，并進(jìn)行了相關(guān)試驗(yàn)分析，分別對(duì)不加注液氧工況和加注液氧工況兩個(gè)狀態(tài)進(jìn)行了試驗(yàn)，但未對(duì)系統(tǒng)流量分配進(jìn)行分析。本文介紹了熱環(huán)境保障系統(tǒng)工作原理，分析了關(guān)鍵參數(shù)對(duì)系統(tǒng)流量分配的影響，利用AMESim建立了熱環(huán)境保障系統(tǒng)仿真模型，以仿真分析與試驗(yàn)驗(yàn)證相結(jié)合的方法，對(duì)孔板喉部面積組合進(jìn)行全面的分析研究，并進(jìn)行了試驗(yàn)研究，為液體火箭艙段熱環(huán)境保障系統(tǒng)的設(shè)計(jì)及流量合理分配提供一定的參考依據(jù)。

1 熱環(huán)境保障系統(tǒng)理論分析

1.1 熱環(huán)境保障系統(tǒng)原理

熱環(huán)境保障系統(tǒng)原理如圖 1所示，采用熱氮環(huán)路送風(fēng)，箭上系統(tǒng)采用送風(fēng)主管和支管、艙內(nèi)溫度和濕度傳感器、箭體尾部插拔連接器和箭體內(nèi)部環(huán)形管路布局，每個(gè)環(huán)管前有一個(gè)孔板，進(jìn)行系統(tǒng)流量分配。該系統(tǒng)四周均勻送風(fēng)，需要的風(fēng)量小，溫度均勻性好，箭體外管路沿導(dǎo)管整流罩布置，不用其他附屬設(shè)備，起飛時(shí)與箭體脫落，能保證低溫艙段溫度維持在要求的范圍內(nèi)。

圖1 熱環(huán)境保障系統(tǒng)原理Fig.1 The Schematic of Thermal Environment Control System

1.2 熱環(huán)境保障系統(tǒng)理論分析

由于孔板喉部氣流流速較大，質(zhì)量流量保持不變，連續(xù)性方程如下：

式中mq為孔板質(zhì)量流量；ρ為氣體密度；u為流體流動(dòng)速度；A為管道截面積；C為常數(shù)。

對(duì)式（1）作如下演算：

則，連續(xù)性方程的微分形式為

動(dòng)量方程的微分形式為

式中 p為絕對(duì)壓力；xd為氣體微團(tuán)長(zhǎng)度；τ0為xd微段管壁作用在氣體上的摩擦切應(yīng)力；D為x處的管徑。

由RTpρ=，R為氣體常數(shù)，可以得出氣體狀態(tài)方程的微分形式為

式中 T為溫度；。

與外界無熱功交換的一元定常流動(dòng)的能量方程的微分形式為

式中 h為位置高度。

將管路氣體流出孔板視為理想氣體流過收縮管，孔板外界壓力Ρb基本等于大氣壓力，即Ρb≤0.528Ρ0時(shí)，孔板出口馬赫數(shù)大于 1，且出口壓力 Ρc大于孔板外界壓力，Ρc＞Ρb，所以超臨界流動(dòng)的質(zhì)量流量為

式中 C為流量系數(shù)；Ρ0為管路內(nèi)總壓力；T0為管路內(nèi)總溫度；Ac為出口面積；k為絕熱指數(shù)，氮?dú)饨^熱指數(shù)=1.402；氮?dú)鈿怏w常數(shù)=0.2968 kJ/(kg﹒K)。

該系統(tǒng)為并聯(lián)系統(tǒng)，總質(zhì)量流量qmz等于n個(gè)分支上元件的質(zhì)量流量qmi之和，有

根據(jù)并聯(lián)回路的總壓降ΡΔ等于每個(gè)分支上元件兩端壓降之和，有

當(dāng)全部元件都處于壅塞流態(tài)下，并聯(lián)回路的有效截面積[7]：

2 仿真模型建立與仿真分析

采用AMESim軟件提供的氣動(dòng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)庫，面向?qū)嶋H系統(tǒng)對(duì)艙段熱環(huán)境保障系統(tǒng)建模，根據(jù)超臨界流動(dòng)的質(zhì)量流量公式，搭建孔板喉部面積控制部分，艙段熱環(huán)境保障系統(tǒng)仿真模型示意如圖2所示[8,9]，模型參數(shù)設(shè)置如下，主管直徑為 14 mm，支管直徑為14 mm，孔板出口三通及環(huán)管直徑為20 mm。

圖2 艙段熱環(huán)境保障系統(tǒng)AMESim仿真模型示意Fig.2 The AMESim Simulation Model of Thermal Environment Control System

在模型中設(shè)置孔板理論需求出口流量qm'，其中， qm1'=250 g/s，qm2'=360 g/s，qm3'=310 g/s，qm4'=190 g/s，qm5'=120 g/s，qm6'=190 g/s，qm7'=90 g/s，運(yùn)行仿真模型后得到相應(yīng)孔板喉部面積k，k1=4.94 mm2，k2=7.24 mm2，k3=6.58 mm2，k4=4.14 mm2，k5=2.60 mm2，k6=4.40 mm2，k7=2.10 mm2，由此計(jì)算出孔板喉部直徑d，d1=2.51 mm，d2=3.04 mm，d3=2.89 mm，d4=2.30 mm，d5=1.82 mm，d6=2.37 mm，d7=1.64 mm。圖3為孔板仿真出口流量曲線，由圖4可知，孔板距離送風(fēng)入口越遠(yuǎn)，其出口流量趨于穩(wěn)定時(shí)間越長(zhǎng)；根據(jù)仿真曲線得到，qm1=249.37 g/s，qm2=359.09 g/s，qm3=309.22 g/s，qm4=189.52 g/s，qm5=119.70 g/s，qm6=189.53 g/s，qm7=89.77 g/s，與理論流量qm'近似，驗(yàn)證了模型控制部分的正確性。

圖3 孔板出口流量仿真曲線Fig.3 The Flow Simulation Curve of Plate Outlet

3 試驗(yàn)及結(jié)果分析

為了對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證，利用配氣臺(tái)和合練箭艙段熱環(huán)境保障系統(tǒng)進(jìn)行了試驗(yàn)，配氣臺(tái)實(shí)物如圖 4所示。

圖4 配氣臺(tái)實(shí)物Fig.4 The Physical Map of Gas Distribution Station

試驗(yàn)原理如圖 5所示。氣源為氮?dú)庠?，配氣臺(tái)的艙段熱環(huán)境保障支路包括手動(dòng)截止閥、機(jī)械壓力表、電子壓力表、減壓閥、流量計(jì)、安全閥和過濾器等，配氣臺(tái)至箭體管路上連接一個(gè)濾網(wǎng)過濾器和一個(gè)麂皮過濾器。在孔板前各安裝一塊壓力表。送風(fēng)壓力為22.6 MPa，送風(fēng)時(shí)間5 min。

圖5 試驗(yàn)原理Fig.5 The Test Schematic

配氣臺(tái)送風(fēng)入口溫度近似為孔板前氣體溫度，根據(jù)孔板前壓力，計(jì)算出孔板質(zhì)量流量，試驗(yàn)數(shù)據(jù)見表1，從表1可以看出，孔板質(zhì)量流量和仿真流量基本保持一致，說明該模型能夠反映實(shí)際系統(tǒng)工作情況。

表1 孔板實(shí)際質(zhì)量流量與理論流量對(duì)比Tab.1 Comparison of Actual Mass Flow and Theoretical Flow of Orifice Plate

4 結(jié)束語

對(duì)低溫艙段熱氮環(huán)路送風(fēng)熱環(huán)境保障系統(tǒng)工作原理進(jìn)行研究，并對(duì)系統(tǒng)流量分配做了理論分析，運(yùn)用AMESim軟件建立了低溫艙段熱氮環(huán)路送風(fēng)熱環(huán)境保障系統(tǒng)仿真模型，依據(jù)系統(tǒng)實(shí)際參數(shù)進(jìn)行設(shè)置，并進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證。仿真得出孔板喉部直徑，同時(shí)仿真曲線表明孔板距離送風(fēng)入口越遠(yuǎn)，其出口流量趨于穩(wěn)定越慢；通過試驗(yàn)計(jì)算孔板實(shí)際質(zhì)量流量，與仿真流量基本一致，表明模型的正確性，為今后其他型號(hào)熱環(huán)境保障系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和流量分配提供了理論依據(jù)。

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