成兆義，韋貫舉，陳安平，李俊巖

（北京精密機(jī)電控制設(shè)備研究所，北京，100076）

0 引 言

某型固體運(yùn)載火箭伺服系統(tǒng)箭上產(chǎn)品均安裝在各級(jí)尾段內(nèi)靠近噴管附近，工作時(shí)熱環(huán)境條件苛刻，直接影響伺服系統(tǒng)的可靠工作。尤其是發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)的噴流熱輻射強(qiáng)度很大，而其尾段內(nèi)安裝有擠壓式伺服系統(tǒng)，其中包括體積較大的擠壓油箱和60 MPa高壓氣瓶，所受發(fā)動(dòng)機(jī)噴流輻射的影響非常顯著。為了確保擠壓式伺服系統(tǒng)在高熱流環(huán)境下能夠正?？煽抗ぷ?，必須對其進(jìn)行詳細(xì)的防熱設(shè)計(jì)計(jì)算與分析。

由于局部熱環(huán)境中熱流數(shù)值為離散點(diǎn)，并不連續(xù)，無法確認(rèn)伺服系統(tǒng)配套產(chǎn)品所在位置的熱流密度。為了更準(zhǔn)確進(jìn)行仿真，首先要得到伺服箭上產(chǎn)品典型安裝位置的熱環(huán)境條件。根據(jù)以上條件，在一定約定條件下基于有限元軟件進(jìn)行仿真分析計(jì)算，最終根據(jù)計(jì)算結(jié)果確定防熱方案。

擠壓式伺服系統(tǒng)安裝于發(fā)動(dòng)機(jī)尾段內(nèi)，其空間各點(diǎn)的熱流在30 s之前呈快速上升趨勢，在30～50 s為恒值325 kW/m2，50 s逐漸下降為225 kW/m2。確認(rèn)伺服系統(tǒng)所處空間的熱流強(qiáng)度，尋找出最惡劣熱仿真計(jì)算點(diǎn)，同時(shí)選取合適的計(jì)算參數(shù)及邊界條件進(jìn)行計(jì)算是擠壓式伺服系統(tǒng)防熱設(shè)計(jì)的關(guān)鍵。

1 總體思路

通過計(jì)算局部熱環(huán)境參數(shù)，并參考其他型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)地面試車試驗(yàn)結(jié)果所給出的設(shè)計(jì)條件確定局部熱環(huán)境設(shè)計(jì)條件，其中對發(fā)動(dòng)機(jī)噴流對底部輻射熱流分布Q從計(jì)算點(diǎn)到發(fā)動(dòng)機(jī)噴管出口平面垂直距離 H、計(jì)算點(diǎn)到發(fā)動(dòng)機(jī)噴管軸線垂直距離R兩個(gè)參數(shù)上進(jìn)行明確。

對固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)附近復(fù)雜熱環(huán)境下的伺服系統(tǒng)受熱輻射進(jìn)行仿真計(jì)算，以此為依據(jù)對擠壓式伺服系統(tǒng)進(jìn)行防熱設(shè)計(jì)：

a）基準(zhǔn)坐標(biāo)定義。

為便于進(jìn)行伺服系統(tǒng)熱流環(huán)境條件的分析，定義了伺服系統(tǒng)在全箭內(nèi)部安裝的坐標(biāo)系，以此作為熱流計(jì)算基準(zhǔn)坐標(biāo)，由于發(fā)動(dòng)機(jī)噴口噴流輻射熱流主要與發(fā)動(dòng)機(jī)噴管出口平面垂直距離以及發(fā)動(dòng)機(jī)噴管軸線垂直距離有關(guān)，因此基準(zhǔn)坐標(biāo)定義也將參考這兩個(gè)因素。

b）熱輻射密度場插值。

由于發(fā)動(dòng)機(jī)噴管附近熱流數(shù)值為離散點(diǎn)，并不連續(xù)，不便確認(rèn)伺服系統(tǒng)配套產(chǎn)品所在位置的熱流密度。為更準(zhǔn)確進(jìn)行仿真，首先以條件中各空間點(diǎn)的熱流值為基礎(chǔ)，進(jìn)行二維插值計(jì)算，得到發(fā)動(dòng)機(jī)尾段內(nèi)部的熱流分布場[1]。

c）基于有限元軟件的熱輻射仿真。

利用有限元軟件并依據(jù)熱流分布場的特點(diǎn)進(jìn)行仿真分析計(jì)算，計(jì)算前需經(jīng)過多種假設(shè)以及約定，同時(shí)根據(jù)產(chǎn)品不同外形特征，折算所受熱輻射強(qiáng)度。

2 防熱分析和防熱方案

在定義基準(zhǔn)坐標(biāo)系基礎(chǔ)上，針對熱空間環(huán)境[2]進(jìn)行插值計(jì)算，找出最惡劣的區(qū)域，采用有限元軟件進(jìn)行仿真分析計(jì)算，最終確認(rèn)防熱方案及相關(guān)措施。

a）基準(zhǔn)坐標(biāo)系定義。

基準(zhǔn)坐標(biāo)系定義如下：

以發(fā)動(dòng)機(jī)噴管噴口端面與箭體軸線交點(diǎn)為原心；以箭體第Ⅰ象限點(diǎn)指向第Ⅲ象限點(diǎn)為 X軸正；以第Ⅱ象限點(diǎn)指向第Ⅳ象限點(diǎn)為 Y軸正；以由噴管噴口端面指向箭首為Z向正。如圖1所示。

圖1 伺服系統(tǒng)安裝簡圖Fig.1 Sero-system Installation Diagram

b）熱輻射密度場插值。

發(fā)動(dòng)機(jī)尾段內(nèi)空間各點(diǎn)的熱流與參考熱流的關(guān)系為Q=k×Qref，其中：Qref為參考基準(zhǔn)熱流，與工作時(shí)間相關(guān)；k為比例因子，其分布與H，R相關(guān)，如表1所示。由表1可以看出H越小，R越大，比例因子k越大，熱流值Q就越大，且R對熱流值的影響比H對熱流值的影響更大，因此伺服系統(tǒng)關(guān)注區(qū)域既考慮各單機(jī)距離噴管出口較近的一側(cè)，同時(shí)選擇各單機(jī)沿箭體軸線投影區(qū)域 R值較大（更接近于尾段）的點(diǎn)作為該單機(jī)產(chǎn)品所承受的熱流條件。

c）基于有限元軟件的熱輻射仿真。

為了使計(jì)算更為嚴(yán)酷，假設(shè)伺服系統(tǒng)的周圍環(huán)境充滿封閉的空氣。干空氣在100 ℃時(shí)，熱傳導(dǎo)系數(shù)為3.21×10-2W/(m·K)，產(chǎn)品表面上的熱量在短時(shí)間內(nèi)不會(huì)通過空氣傳導(dǎo)，在工作時(shí)間內(nèi)熱量大部分以輻射形式傳遞[3]。在仿真計(jì)算時(shí)，不考慮殼體內(nèi)部輻射，計(jì)算的殼體溫度將會(huì)比實(shí)際值偏大，更加嚴(yán)酷一些。

表1 發(fā)動(dòng)機(jī)底部熱流分布比例因子kTab.1 Heat-flux Distribution Scale Factor k of Engine Bottom Side

以單機(jī)為單位，均選取熱流關(guān)注區(qū)域最大值進(jìn)行計(jì)算。在本文的計(jì)算中，由于伺服系統(tǒng)所屬單機(jī)安裝位置的不同，不同類型表面所受熱輻射的熱流密度也不盡相同，有如下3種情形：

a）受熱輻射表面為平面。

設(shè)被照射面與熱流方向夾角為θ，則照射該表面上的熱流密度為

式中 θ為被照射面與熱流方向夾角；1Q為產(chǎn)品實(shí)際承受的熱流密度；0Q為初始受熱輻射熱流密度。

b）受熱輻射表面為柱面。

表面所受到的熱流密度Q1為

c）受熱輻射表面為球面。

表面所受到的熱流密度Q1為

考慮到伺服系統(tǒng)內(nèi)部各個(gè)零部件之間的接觸熱傳導(dǎo)，需要給定伺服產(chǎn)品各種材料的熱學(xué)屬性，如表 2所示，材料熱學(xué)屬性通過軟件內(nèi)材料庫選取，若內(nèi)置材料庫沒有合適的選擇，將新建材料屬性（主要設(shè)置導(dǎo)熱率、比熱、輻射吸收比等熱特性參數(shù)）[4]。伺服系統(tǒng)各單機(jī)熱流關(guān)注插值結(jié)果如表3所示。

表2 材料導(dǎo)熱系數(shù)及熱輻射吸收比Tab.2 Coefficient of Heat Conductivity and Thermal Flow Absorptance

表3 伺服系統(tǒng)各單機(jī)熱流關(guān)注插值結(jié)果Tab.3 Interpolation Formula of Thermal Flow for Sero-system Single Machine

經(jīng)過以上的計(jì)算分析，伺服系統(tǒng)的熱流輻射強(qiáng)度和持續(xù)時(shí)間最為惡劣，尤其是高壓氣瓶、擠壓油箱處計(jì)算最高溫度最大，因此除對高壓氣瓶產(chǎn)品本身采取熱防護(hù)設(shè)計(jì)和措施外，必須對高壓氣瓶和擠壓油箱進(jìn)行箭上熱防護(hù)。利用Ansys Workbench瞬態(tài)熱力學(xué)分析進(jìn)行仿真計(jì)算[5,6]，表4為伺服系統(tǒng)熱流環(huán)境計(jì)算結(jié)果匯總，圖2為高壓氣瓶熱流輻射仿真結(jié)果。

表4 伺服系統(tǒng)各單機(jī)熱流仿真計(jì)算結(jié)果Tab.4 Simulation Result of Thermal Flow for Sero-system Single Machine

圖2 高壓氣瓶熱流輻射仿真結(jié)果Fig.2 Simulation Result of Thermal Flow for High-pressure Gas Cylinder

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

目前，按照熱流條件對高壓氣瓶試片、測量裝置以及伺服電纜網(wǎng)的熱防護(hù)方案進(jìn)行了熱流試驗(yàn)[7]，在防熱層內(nèi)設(shè)置溫度傳感器，經(jīng)試驗(yàn)測得在防熱層的保護(hù)下溫升均不超過150 ℃。該防熱方案能夠滿足伺服系統(tǒng)箭上使用要求。

具體試驗(yàn)驗(yàn)證及試驗(yàn)結(jié)果如下：

a）當(dāng)氣瓶試片包裹3層高溫絕熱布時(shí)，氣瓶內(nèi)壁溫度及9621絕熱橡膠下溫度最高僅為44.7 ℃左右；同時(shí)試件外3層高溫絕熱布有2層碳化，最里層高溫絕熱布完好，試件全部完好。溫度曲線如圖3所示。

b）當(dāng)氣瓶試片包裹2層高溫絕熱布時(shí)，氣瓶內(nèi)壁溫度及9621絕熱橡膠下溫度最高僅為66.18 ℃左右；同時(shí)試件外 2層高溫絕熱布全部被碳化，試件最外層固定9621橡膠的玻璃纖維有微小變形，內(nèi)部9621橡膠完好無損。溫度曲線如圖4所示。

c）當(dāng)氣瓶試片包裹1層高溫絕熱布時(shí)，氣瓶內(nèi)壁溫度及9621絕熱橡膠下溫度最高為104.3 ℃左右；同時(shí)試件外 1層高溫絕熱布全部被碳化，試件最外層固定 9621橡膠的玻璃纖維也隨之碳化，內(nèi)部 1 mm厚9621橡膠已經(jīng)出現(xiàn)粘性變形。熱流試驗(yàn)結(jié)果如表5所示，溫度曲線如圖5所示。

圖3 包裹3層高溫絕熱布?xì)馄吭嚻瑑?nèi)部溫度曲線Fig.3 Test Piece of Gas Cylinder Inner Temperature by Three Layers of Heat-insulating Materials

圖4 包裹2層高溫絕熱布?xì)馄吭嚻瑑?nèi)部溫度曲線Fig.4 Test Piece of Gas Cylinder Inner Temperature by Two Layers of Heat-insulating Materials

表5 氣瓶試片熱流試驗(yàn)結(jié)果Tab.5 Test Result of Thermal Flow for Test Piece of Gas Cylinder

圖5 包裹1層高溫絕熱布?xì)馄吭嚻瑑?nèi)部溫度曲線Fig.5 Test Piece of Gas Cylinder Inner Temperature by One Layer of Heat-insulating Materials

經(jīng)分析，由于氣瓶試片本身纏繞了1 mm厚9621絕熱橡膠，其在防熱的基礎(chǔ)上還具有隔熱特性，因此當(dāng)氣瓶試片外層高溫絕熱布被碳化后，在原本絕熱布碳化層隔熱的基礎(chǔ)上又增加一層 1 mm厚隔熱層，在較短的時(shí)間內(nèi)，熱量傳遞至氣瓶碳纖維層時(shí)的溫升不會(huì)很高，傳導(dǎo)至內(nèi)膽處的溫升更?。煌瑫r(shí)，高壓氣瓶在飛行工作時(shí)處于放氣降溫狀態(tài)，這將進(jìn)一步緩解熱流輻射等熱環(huán)境帶來的溫升。目前，即使采用 1層高溫絕熱布，碳纖維纏繞層外部溫度最高僅為 104.037 ℃，仍然低于碳纖維纏繞層的纏繞固化溫度150 ℃。

仿真結(jié)果與實(shí)際試驗(yàn)結(jié)果的差距主要由于仿真計(jì)算無法準(zhǔn)確反映防護(hù)層受熱碳化后的熱傳遞過程，同時(shí)計(jì)算時(shí)部分條件簡化。

4 結(jié) 論

對于固體火箭伺服系統(tǒng)，根據(jù)局部熱環(huán)境條件以及伺服產(chǎn)品的箭上空間布局進(jìn)行了插值分析，確認(rèn)了伺服系統(tǒng)所受發(fā)動(dòng)機(jī)噴流輻射的最大影響部位，使熱防護(hù)設(shè)計(jì)進(jìn)一步精細(xì)化，提高了防熱設(shè)計(jì)的針對性和準(zhǔn)確性，這對于類似固體運(yùn)載火箭伺服系統(tǒng)防熱初步分析具有重要指導(dǎo)作用；同時(shí)對規(guī)范伺服系統(tǒng)防熱設(shè)計(jì)思路和方法作出重要的嘗試和探索。

通過對復(fù)雜熱環(huán)境下的擠壓式伺服系統(tǒng)熱環(huán)境適應(yīng)性仿真計(jì)算和分析，結(jié)合以往飛行驗(yàn)證經(jīng)驗(yàn)，提出合理可行的熱防護(hù)方案，不僅對于本型號(hào)伺服系統(tǒng)具有重要的參考價(jià)值，而且對于箭上其他處于復(fù)雜熱環(huán)境下的產(chǎn)品具有借鑒意義。