李文杰

（上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201100）

目前，運(yùn)載火箭級(jí)間分離一般分為熱分離和冷分離2種方式，冷分離包括反推器減速分離和氣動(dòng)推桿等形式，熱分離是利用運(yùn)載火箭上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)噴射出的高溫、高壓燃?xì)馑a(chǎn)生的推力作用，將下面級(jí)火箭推離，運(yùn)載火箭由于發(fā)動(dòng)機(jī)布局及總體設(shè)計(jì)要求，上面級(jí)尾部設(shè)備和電纜與發(fā)動(dòng)機(jī)艙內(nèi)熱源無法實(shí)現(xiàn)完全隔離，主動(dòng)段飛行過程中，尾部設(shè)備和電纜會(huì)受到級(jí)間熱分離時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰回流熱沖刷燒蝕，以及后續(xù)段上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)高溫壁面輻射、噴流輻射等多重?zé)岘h(huán)境綜合作用，運(yùn)載火箭研制過程中熱分離環(huán)境、設(shè)備和電纜防熱備受重視，本文參照國內(nèi)某型采用常規(guī)液體推進(jìn)劑（N2O4/UDMH）上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)載火箭的熱分離結(jié)構(gòu)形式，給出熱分離過程中熱環(huán)境以及運(yùn)載火箭上面級(jí)尾部熱環(huán)境確定過程，并根據(jù)相關(guān)熱環(huán)境對(duì)運(yùn)載火箭上面級(jí)尾部設(shè)備和電纜熱防護(hù)進(jìn)行設(shè)計(jì)，為運(yùn)載火箭采用熱分離方案時(shí)上面級(jí)設(shè)備和電纜熱防護(hù)設(shè)計(jì)提供相關(guān)參考。

1 級(jí)間熱分離熱環(huán)境預(yù)示

1.1 熱分離結(jié)構(gòu)形式

運(yùn)載火箭采用級(jí)間熱分離的方式可以顯著提升上面級(jí)的穩(wěn)定性和可操作性，在運(yùn)載火箭分離設(shè)計(jì)中廣泛應(yīng)用，熱分離過程包括下面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)閉、上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火建壓、級(jí)間連接解鎖裝置解鎖三個(gè)階段，典型級(jí)間熱分離結(jié)構(gòu)形式，下面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)后，上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火，上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)尾焰直接作用在下面級(jí)前端，大量尾焰通過排焰口排出至運(yùn)載火箭的箭體外側(cè)，上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)在啟動(dòng)后T1時(shí)刻推力上升至預(yù)定范圍級(jí)間連接解鎖裝置解鎖，運(yùn)載火箭下面級(jí)在上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)火焰噴流作用下減速分離，上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火至級(jí)間連接解鎖裝置解鎖的T2時(shí)段內(nèi)，上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)火焰直接噴射在下面級(jí)前端形成火焰回流，高溫高速火焰作用在上面級(jí)尾部的設(shè)備和電纜上形成熱沖刷，上面級(jí)尾段的設(shè)備和電纜在后續(xù)飛行段還要承受上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)熱輻射等熱環(huán)境。

圖1 級(jí)間熱分離結(jié)構(gòu)

圖2 級(jí)間熱分離時(shí)序

1.2 熱環(huán)境預(yù)示方法

運(yùn)載火箭上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，一般已飛行至一定海拔高度，大氣環(huán)境壓力較低，上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流流場包括連續(xù)介質(zhì)流、過渡流和自由分子流三種流態(tài)，針對(duì)不同的流動(dòng)區(qū)域應(yīng)建立不同的求解模型，連續(xù)介質(zhì)流采用差分求解N-S（Navier-Stokes）方程法，該法是一種成熟常用的計(jì)算流體力學(xué)方法，但只能應(yīng)用于求解高密度的連續(xù)流區(qū)，另外一種方法是采用DSMC（直接模擬蒙特卡洛）求解稀薄氣體自由分子流流場，但該方法較大受限于計(jì)算速度和存儲(chǔ)空間，不能用于計(jì)算高密度區(qū)域，過渡流尚未有效的求解方法，通常采用求解連續(xù)流的方法處理，在近固體壁面采用滑移邊界條件處理，雖然高空大氣稀薄，但上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑流量大，發(fā)動(dòng)機(jī)出口噴流密度高，無法直接使用DSMC方法，可使用差分求解N-S方程和DSMC耦合求解的方法，首先差分求解N-S方程得到上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的噴管內(nèi)流場和噴流流場，選取合適的區(qū)域作為稀薄氣體流動(dòng)計(jì)算的入口條件，然后使用DSMC法繼續(xù)計(jì)算上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)外噴流流場和反流流場，差分求解N-S方程的方法成熟，采用大型的商業(yè)軟件Fastran和Fluent進(jìn)行求解，DSMC法的基本思想是使用有限個(gè)仿真分子代替大量的真實(shí)氣體分子，并在計(jì)算機(jī)中存儲(chǔ)仿真分子的位置坐標(biāo)、速度分量、以及內(nèi)能，其值隨仿真分子的運(yùn)動(dòng)、與邊界的作用以及仿真分子之間的碰撞而改變，分子這些動(dòng)作均受相應(yīng)的概率模型控制，最后通過統(tǒng)計(jì)網(wǎng)格內(nèi)仿真分子的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)實(shí)現(xiàn)對(duì)真實(shí)氣體流動(dòng)問題的模擬。

1.3 熱沖刷環(huán)境預(yù)示

運(yùn)載火箭級(jí)間熱分離階段，上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火后，發(fā)動(dòng)機(jī)火焰噴流直接作用下面級(jí)前端，會(huì)產(chǎn)生流向上面級(jí)尾部的高溫燃?xì)饣亓?。?jí)間連接解鎖裝置解鎖后，隨著運(yùn)載火箭級(jí)間距離增大，被下面級(jí)前端擋回的高溫燃?xì)獠粩鄾_刷運(yùn)載火箭上面級(jí)尾部，尾部各處的瞬態(tài)熱流值急劇升高，燃?xì)鉀_刷嚴(yán)重的部位也是熱流值較高的部位。分離進(jìn)行到0.9s時(shí)，高溫燃?xì)饣亓魇沟眠\(yùn)載火箭上面級(jí)尾部設(shè)備和電纜上出現(xiàn)較大熱流作用，級(jí)間分離過程中上面級(jí)尾部典型設(shè)備位置在級(jí)間分離時(shí)刻0.7s后，高溫燃?xì)饣亓餍纬杉s40kW/m2的熱流峰值，但作用時(shí)間非常短，不會(huì)使設(shè)備表面溫度快速升高，根據(jù)預(yù)示結(jié)果以及發(fā)動(dòng)機(jī)工作參數(shù)，綜合給出高溫燃?xì)獾臎_刷特性參數(shù)：氣流馬赫數(shù)為3、氣流溫度2000K、冷壁熱流100kW/m2，作為上面級(jí)尾部設(shè)備和電纜進(jìn)行耐沖刷防護(hù)設(shè)計(jì)條件。

圖3 上面級(jí)典型設(shè)備表面熱流

1.4 運(yùn)載火箭上面級(jí)飛行段尾部熱環(huán)境預(yù)示

運(yùn)載火箭上面級(jí)飛行段尾部熱環(huán)境主要包括發(fā)動(dòng)機(jī)噴流氣體熱輻射、回流對(duì)流加熱、高溫固壁輻射。

噴流氣體熱輻射預(yù)示計(jì)算方式在確定氣體光譜吸收系數(shù)的基礎(chǔ)上計(jì)算氣體熱輻射時(shí)，根據(jù)氣體輻射特性，建立起描述輻射在參與性介質(zhì)中傳遞的方程，根據(jù)輻射傳遞方程的積分形式，使用DTM（離散傳遞法）來求解方程，便得到在氣體中任意位置上的定向光譜輻射強(qiáng)度，進(jìn)而統(tǒng)計(jì)得到氣體輻射熱流密度，或基于統(tǒng)計(jì)學(xué)原理的反向蒙特卡羅法(RMC)，RMC方法從目標(biāo)表面發(fā)射能束，反向跟蹤其路徑，直到能束被吸收或逸出流場，然后記錄吸收點(diǎn)對(duì)接收點(diǎn)的熱輻射貢獻(xiàn)。其中，噴流中含有氣體分子或離子包括CO2、H2O、CO、HCL、OH等，上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的氣體輻射具有強(qiáng)烈的波長選擇特性，某些波長下具有強(qiáng)烈的輻射，噴流氣體輻射特性根據(jù)光譜法的基本原理，建立光譜參數(shù)與氣體吸收系數(shù)的關(guān)系。

回流對(duì)流加熱預(yù)示，在運(yùn)載火箭飛行高度不大于80km時(shí)，由于運(yùn)載火箭噴流在高空中的反流密度相對(duì)較大，采用DSMC方法計(jì)算時(shí)，計(jì)算量非常大。因此采用Fastran軟件模擬的流場，應(yīng)用高速氣流換熱工程算法進(jìn)行求解。根據(jù)流場計(jì)算得到氣流速度、靜溫等參數(shù)，應(yīng)用工程算法便可估計(jì)出尾部計(jì)算點(diǎn)的熱流密度值。運(yùn)載火箭飛行高度到達(dá)200km左右時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)噴流流場在空間大大擴(kuò)展，會(huì)產(chǎn)生流向尾部區(qū)域的稀薄氣體反流。稀薄氣體反流雖然速度很大，溫度較高，但其流場密度相對(duì)較低，因此反流對(duì)尾部設(shè)備和電纜產(chǎn)生的對(duì)流加熱作用不會(huì)很大，且隨尾部空間位置有較大變化。對(duì)于噴流流場選取合適的截面得到反流區(qū)流場計(jì)算的入口邊界，使用DSMC法計(jì)算整個(gè)稀薄氣體反流區(qū)域，進(jìn)而得到尾部設(shè)備的受熱熱流值。

高溫固壁輻射預(yù)示計(jì)算包括物體輻射力和角系數(shù)的計(jì)算，輻射力與物體表面的發(fā)射率和表面溫度相關(guān)，按照普朗克定律，物體的輻射力與溫度成四次方成正比，兩個(gè)表面之間的輻射換熱量取決于兩個(gè)表面之間的相對(duì)位置，通常用角系數(shù)表示一個(gè)表面發(fā)出的輻射能中落到另一個(gè)表面上的百分?jǐn)?shù)，對(duì)上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管等固體壁面采用網(wǎng)格離散獲得有限元計(jì)算網(wǎng)格和邊界面網(wǎng)格即可進(jìn)行角系數(shù)計(jì)算。

圖4 噴流溫度場

圖5 回流流場溫度場

上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流回流對(duì)設(shè)備和電纜的氣體輻射熱作用、對(duì)流加熱作用和發(fā)動(dòng)機(jī)高溫表面對(duì)設(shè)備的固壁輻射熱作用分別預(yù)示完成后，運(yùn)載火箭上面級(jí)尾部設(shè)備和電纜受到的綜合熱效應(yīng)為三部分的累加，累加的過程中，還需要注意對(duì)流熱效應(yīng)的熱流值為吸收熱流，而氣體和固壁輻射熱流值為設(shè)備表面的到達(dá)熱流值。具體計(jì)算辦法為：總熱流值=對(duì)流換熱熱流值+（氣體輻射熱流值+固壁輻射熱流值）×吸收率。

2 防熱材料選取

目前，運(yùn)載火箭上面級(jí)尾部設(shè)備和電纜熱防護(hù)結(jié)構(gòu)主要采用反射層加隔熱層的結(jié)構(gòu)形式，熱防護(hù)層保護(hù)運(yùn)載火箭上面級(jí)尾部設(shè)備和電纜在運(yùn)載火箭飛行過程中不會(huì)升溫超過許用溫度，反射層主要采用聚酰亞胺鍍鋁薄膜、鋁箔等材料，熱輻射反射率一般大于80%，其中，聚酰亞胺鍍鋁薄膜熱輻射反射率較為優(yōu)異，反射率高達(dá)95%以上，隔熱層主要采用橡膠基的高溫絕熱帶（布）、無堿玻璃纖維、硅橡膠等耐高溫低熱導(dǎo)率的材料，級(jí)間采用熱分離的運(yùn)載火箭，運(yùn)載火箭上面級(jí)尾部設(shè)備和電纜受到運(yùn)載火箭分離時(shí)的熱沖刷和后續(xù)飛行段的熱輻射環(huán)境綜合作用，熱防護(hù)材料應(yīng)用需考慮在熱沖刷和熱輻射綜合作用下能夠保持有效防護(hù)。

3 熱防護(hù)試驗(yàn)

熱防護(hù)試驗(yàn)是通過對(duì)運(yùn)載火箭上面級(jí)尾部設(shè)備及電纜開展熱沖刷和地面熱輻射試驗(yàn)，模擬運(yùn)載火箭級(jí)間分離時(shí)熱沖刷和上面級(jí)飛行段熱輻射綜合熱環(huán)境，研究在不同防熱狀態(tài)下熱沖刷對(duì)運(yùn)載火箭上面級(jí)設(shè)備和電纜的防熱層表面破壞程度，驗(yàn)證熱沖刷后各種防熱措施的防熱效果，為運(yùn)載火箭的防熱設(shè)計(jì)工作提供依據(jù)，試驗(yàn)采用同一試驗(yàn)件并實(shí)施相應(yīng)熱防護(hù)，試驗(yàn)件熱防護(hù)階段在熱防護(hù)層內(nèi)部布置溫度測(cè)量傳感器，先在真空式超聲速電弧風(fēng)洞內(nèi)進(jìn)行模擬熱沖刷試驗(yàn)，再采用石英燈陣模擬熱輻射試驗(yàn)，熱輻射試驗(yàn)過程中通過溫度傳感器測(cè)量熱防護(hù)層內(nèi)側(cè)溫度變化。

熱防護(hù)試驗(yàn)結(jié)果表明，最外層采用聚酰亞胺鍍鋁薄膜的試件受熱沖刷影響較明顯，聚酰亞胺鍍鋁薄膜在短時(shí)間熱流沖刷作用下出現(xiàn)破壞，破壞主要集中在防護(hù)不平整位置處，其主要破壞形式為變色、脆化，脆化的鍍鋁薄膜容易脫落，破壞的聚酰亞胺鍍鋁薄膜可達(dá)1～2層，最外層采用鋁箔的試件受熱沖刷作用下表面基本無破壞，基于熱沖刷和熱輻射試驗(yàn)，明確采用級(jí)間熱分離的運(yùn)載火箭上面級(jí)尾部設(shè)備和電纜熱防護(hù)的關(guān)注點(diǎn)：（1）級(jí)間熱分離過程的熱沖刷作用可能破壞熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的反射層，導(dǎo)致防熱結(jié)構(gòu)失效，熱防護(hù)層可通過材料選型或增加熱防護(hù)層層數(shù)，并通過熱沖刷試驗(yàn)考核驗(yàn)證；（2）鋁箔相對(duì)聚酰亞胺鍍鋁薄膜具有較好的耐熱沖刷性能；（3）熱沖刷對(duì)熱防護(hù)層不平整處破壞作用較大，熱防護(hù)過程中需保持防熱層安裝平整。

4 結(jié)語

本文通過對(duì)某型液體運(yùn)載火箭熱分離過程進(jìn)行分析，介紹了級(jí)間熱分離過程中的熱環(huán)境相關(guān)預(yù)示方法，對(duì)級(jí)間分離過程中熱沖刷環(huán)境進(jìn)行預(yù)示，對(duì)運(yùn)載火箭上面級(jí)飛行過程中的噴流氣體熱輻射、回流對(duì)流加熱、高溫固壁輻射進(jìn)行預(yù)示計(jì)算，綜合給出運(yùn)載火箭上面級(jí)飛行過程中上面級(jí)尾部設(shè)備和電纜的熱環(huán)境，根據(jù)熱環(huán)境預(yù)示開展地面熱環(huán)境試驗(yàn)，熱環(huán)境試驗(yàn)包括熱沖刷試驗(yàn)和熱輻射試驗(yàn)，充分模擬運(yùn)載火箭級(jí)間熱分離及飛行段熱環(huán)境，相關(guān)環(huán)境預(yù)示方式和試驗(yàn)方法應(yīng)用至某型上面級(jí)尾部設(shè)備和電纜防熱設(shè)計(jì)并經(jīng)多次飛行試驗(yàn)考核驗(yàn)證，可作為相關(guān)采用級(jí)間熱分離方案的運(yùn)載火箭設(shè)計(jì)參考。