長(zhǎng)征五號(hào)運(yùn)載火箭活動(dòng)發(fā)射平臺(tái)燃?xì)饬鲌?chǎng)環(huán)境研究

潘玉竹，陳勁松，平仕良，張國(guó)棟，賀建華

（北京航天發(fā)射技術(shù)研究所，北京，100076）

0 引 言

長(zhǎng)征五號(hào)運(yùn)載火箭（以下簡(jiǎn)稱CZ-5）是為了提升中國(guó)航天運(yùn)載能力而研制的新一代運(yùn)載火箭，是中國(guó)首個(gè)起飛推力超過(guò)千噸的大型運(yùn)載火箭，近地軌道最大運(yùn)載能力達(dá)到25噸級(jí)。芯一級(jí)采用5 m直徑模塊，2臺(tái)地面推力50噸級(jí)的YF-77氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)雙向擺動(dòng)，助推器采用4個(gè)3.35 m直徑模塊，每個(gè)模塊配置2臺(tái)地面推力120噸級(jí)的YF-100液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)，每個(gè)助推器擺動(dòng)靠近芯級(jí)內(nèi)側(cè)的1臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)[1]。

CZ-5活動(dòng)發(fā)射平臺(tái)是專門(mén)為新一代運(yùn)載火箭研制，是火箭測(cè)發(fā)流程得以實(shí)現(xiàn)的基礎(chǔ)性綜合設(shè)備，主要用于承載加注前后的運(yùn)載火箭，并配合火箭完成組裝、測(cè)試、轉(zhuǎn)場(chǎng)、加注及發(fā)射。新一代運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)與以往型號(hào)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)相比，燃?xì)饬鲌?chǎng)溫度更高，燃?xì)饬骺偱帕恳哺蟆；顒?dòng)發(fā)射平臺(tái)在火箭起飛過(guò)程中承受一級(jí)火箭和助推火箭最多10個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)噴出的高溫、高壓、高速燃?xì)饬鞯臎_刷和燒蝕[2]。研究CZ-5運(yùn)載火箭起飛過(guò)程中活動(dòng)發(fā)射平臺(tái)所處的燃?xì)饬鲌?chǎng)環(huán)境，獲取發(fā)射平臺(tái)典型部位的空氣壓力、溫度和熱流密度的變化規(guī)律，有助于驗(yàn)證發(fā)射平臺(tái)目前熱防護(hù)措施的有效性以及結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案的正確性。

火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室[3～6]在火星探測(cè)任務(wù)中，通過(guò)MISP傳熱分析裝置，獲取MSL防熱套材料響應(yīng)并重構(gòu)表面熱環(huán)境，建立了飛行數(shù)據(jù)分析與反饋體系。劉初平[7]對(duì)氣動(dòng)熱地面試驗(yàn)中的傳熱作用機(jī)制與熱流測(cè)量技術(shù)進(jìn)行了較為系統(tǒng)的歸納與綜述；李翔[8]利用紅外測(cè)溫法測(cè)試固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)羽焰溫度開(kāi)展了研究。

1 發(fā)射平臺(tái)燃?xì)饬鲌?chǎng)預(yù)示

CZ-5活動(dòng)發(fā)射平臺(tái)長(zhǎng)29 m，寬23 m，高70 m，實(shí)體三維模型如圖1a所示。在開(kāi)展燃?xì)鈩?dòng)力學(xué)仿真分析時(shí)，考慮到計(jì)算機(jī)資源及計(jì)算速度的需求，針對(duì)實(shí)體模型采用必要的簡(jiǎn)化，簡(jiǎn)化背風(fēng)或遠(yuǎn)場(chǎng)的結(jié)構(gòu)及設(shè)備，簡(jiǎn)化不關(guān)注的結(jié)構(gòu)、細(xì)節(jié)，重點(diǎn)關(guān)注發(fā)射平臺(tái)臺(tái)面附近結(jié)構(gòu)燃?xì)饬鲌?chǎng)的影響，主要包括支承臂、尾端服務(wù)塔、臍帶塔等，簡(jiǎn)化后的數(shù)值仿真模型見(jiàn)圖1b。

圖1 CZ-5活動(dòng)發(fā)射平臺(tái)模型Fig.1 Model of CZ-5 Launch Pad

CZ-5運(yùn)載火箭發(fā)射燃?xì)鈩?dòng)力學(xué)仿真分析采用瞬態(tài)數(shù)值模擬技術(shù)，同時(shí)采用箭體包絡(luò)外絡(luò)的動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)模擬火箭起飛動(dòng)態(tài)過(guò)程，模擬方法框圖如圖2所示。

圖2 CZ-5火箭發(fā)射燃?xì)鈩?dòng)力學(xué)數(shù)值模擬方法Fig.2 Block Diagram of CZ-5 Launch Gas Dynamics Numerical Simulation Method

根據(jù)發(fā)射燃?xì)鈩?dòng)力學(xué)預(yù)示結(jié)果，CZ-5運(yùn)載火箭起飛過(guò)程中，活動(dòng)發(fā)射平臺(tái)受燃?xì)饬鳠g和沖刷最嚴(yán)重的時(shí)刻出現(xiàn)在火箭起飛18 m高度（對(duì)應(yīng)起飛時(shí)刻為3.8 s），此時(shí)燃?xì)饬黛o壓峰值約1.06 MPa，靜溫峰值約2150 K，熱流密度峰值將達(dá)到25 MW/m2，出現(xiàn)位置為發(fā)射平臺(tái)臺(tái)體表面助推導(dǎo)流孔邊緣外側(cè)區(qū)域。

2 發(fā)射平臺(tái)熱環(huán)境測(cè)試方案

針對(duì)CZ-5活動(dòng)發(fā)射平臺(tái)重點(diǎn)關(guān)注部位，基于發(fā)射燃?xì)鈩?dòng)力學(xué)仿真分析結(jié)果，在發(fā)射平臺(tái)相應(yīng)位置（表1）布置壓力、溫度、熱流等熱環(huán)境傳感器，在火箭起飛過(guò)程中，通過(guò)測(cè)試線纜將傳感器信號(hào)傳輸?shù)讲杉O(shè)備，采集設(shè)備實(shí)時(shí)存儲(chǔ)記錄。同時(shí)，采集設(shè)備自備GPS授時(shí)模塊，確保數(shù)據(jù)時(shí)間軸為標(biāo)準(zhǔn)北京時(shí)間格式。壓力采樣率為5000 Hz，其余為1000 Hz。整個(gè)測(cè)量系統(tǒng)的供電由一臺(tái)UPS電源來(lái)提供。采集設(shè)備和電源置于發(fā)射平臺(tái)臍帶塔某層房間內(nèi)，采取相應(yīng)的減振措施。

表1 發(fā)射平臺(tái)熱環(huán)境測(cè)點(diǎn)匯總Tab.1 Summary of Launch Pad Thermal Environment Measuring Points

發(fā)射平臺(tái)臺(tái)面熱環(huán)境傳感器的安裝如圖3所示。熱流傳感器敏感面、空氣溫度敏感端和壓力管腔均朝上，且與所在傳感器安裝板齊平。臺(tái)面測(cè)點(diǎn)直接受到氣流作用，熱環(huán)境惡劣，所選傳感器需能承受瞬間的高溫沖擊?？諝鉁囟炔捎面z裝鎢錸熱電偶，壓力傳感器選用高溫絕壓壓力傳感器，熱流傳感器采用柱塞式熱流傳感器。

圖3 發(fā)射平臺(tái)熱環(huán)境傳感器安裝示意Fig.3 Schematic Diagram of Launch Pad Thermal Environment Sensor

3 發(fā)射平臺(tái)熱環(huán)境測(cè)試數(shù)據(jù)分析

針對(duì)CZ-5某發(fā)飛行任務(wù)中活動(dòng)發(fā)射平臺(tái)熱環(huán)境測(cè)試數(shù)據(jù)，整理分析可得活動(dòng)發(fā)射平臺(tái)4種典型位置的空氣壓力、空氣溫度和熱流密度在火箭起飛過(guò)程中的變化規(guī)律。

圖4給出了發(fā)射平臺(tái)臺(tái)面助推導(dǎo)流孔邊緣外側(cè)區(qū)域的熱環(huán)境參數(shù)變化規(guī)律，該區(qū)域位于助推發(fā)動(dòng)機(jī)YF-100噴口正吹位置，屬于發(fā)射平臺(tái)臺(tái)面強(qiáng)燒蝕區(qū)。熱環(huán)境峰值數(shù)據(jù)出現(xiàn)在起飛4 s左右，對(duì)應(yīng)起飛高度19 m，此時(shí)空氣壓力達(dá)到0.95 MPa，空氣溫度為1960 ℃，熱流密度為19.8 MW/m2。

圖4 發(fā)射平臺(tái)管道架體頂部熱環(huán)境測(cè)試數(shù)據(jù)曲線Fig.4 Curves of Thermal Environment Test Data on the Top of Launch Pad Pipe Frame

與發(fā)射燃?xì)鈩?dòng)力學(xué)預(yù)示結(jié)果相比（表2），發(fā)射平臺(tái)臺(tái)面強(qiáng)燒蝕區(qū)熱環(huán)境參數(shù)實(shí)測(cè)峰值數(shù)據(jù)偏小，峰值出現(xiàn)的時(shí)刻基本相同，均出現(xiàn)在起飛4 s左右，此時(shí)助推發(fā)動(dòng)機(jī)噴口距離發(fā)射平臺(tái)臺(tái)面20 m，每個(gè)助推器的2個(gè)YF-100發(fā)動(dòng)機(jī)噴出的高溫高速燃?xì)饬骱诵闹苯幼饔玫脚_(tái)面助推導(dǎo)流孔邊緣外側(cè)區(qū)域，造成該區(qū)域的空氣壓力、空氣溫度和熱流密度均達(dá)到峰值。由于實(shí)際飛行任務(wù)中發(fā)射平臺(tái)兩側(cè)及臺(tái)面上的噴水系統(tǒng)的噴淋，會(huì)改善發(fā)射平臺(tái)臺(tái)面尤其是強(qiáng)燒蝕區(qū)的熱環(huán)境，而發(fā)射燃?xì)鈩?dòng)力學(xué)理論預(yù)示時(shí)未考慮噴水系統(tǒng)的影響，因此發(fā)射平臺(tái)臺(tái)面強(qiáng)燒蝕區(qū)實(shí)測(cè)熱環(huán)境數(shù)據(jù)會(huì)略低于仿真預(yù)測(cè)結(jié)果。

表2 發(fā)射平臺(tái)臺(tái)面強(qiáng)燒蝕區(qū)熱環(huán)境參數(shù)實(shí)測(cè)峰值與理論預(yù)示的對(duì)比Tab.2 Comparison of Thermal Environment Parameters Between Experiment and Computation for Launch Pad Strong Ablation Area

圖5給出了發(fā)射平臺(tái)臺(tái)面鋼架結(jié)構(gòu)頂部區(qū)域的熱環(huán)境參數(shù)變化規(guī)律，該區(qū)域位于發(fā)射平臺(tái)助推導(dǎo)流孔邊緣外側(cè)附近相鄰區(qū)域，屬于發(fā)射平臺(tái)臺(tái)面一般燒蝕區(qū)。熱環(huán)境峰值數(shù)據(jù)出現(xiàn)在起飛6.74 s左右，對(duì)應(yīng)起飛高度57 m，此時(shí)空氣壓力達(dá)到0.12 MPa，空氣溫度為700 ℃，熱流密度為1.28 MW/m2。

圖5 發(fā)射平臺(tái)鋼架結(jié)構(gòu)頂部熱環(huán)境測(cè)試數(shù)據(jù)曲線Fig.5 Curves of Thermal Environment Test Data on the Top of Launch Pad Steel Structure

圖6給出了發(fā)射平臺(tái)臺(tái)面欄桿根部附近的熱環(huán)境參數(shù)變化規(guī)律，該區(qū)域位于發(fā)射平臺(tái)四周臺(tái)面邊緣位置。臺(tái)面欄桿根部附近的熱環(huán)境峰值數(shù)據(jù)出現(xiàn)在起飛4.8 s左右，對(duì)應(yīng)起飛高度28 m，此時(shí)空氣壓力達(dá)到0.23 MPa，空氣溫度為1500 ℃，熱流密度為13.6 MW/m2。

圖6 發(fā)射平臺(tái)臺(tái)面欄桿根部熱環(huán)境熱環(huán)境測(cè)試數(shù)據(jù)曲線Fig.6 Curves of Thermal Environment Test Data on the Bottom of Launch Pad Handrail

圖7給出了發(fā)射平臺(tái)擺桿桁架根部的熱環(huán)境參數(shù)變化規(guī)律，該區(qū)域位于離發(fā)射平臺(tái)臺(tái)面46 m的高空，當(dāng)火箭起飛一定高度時(shí)該區(qū)域會(huì)受到燃?xì)饬鞯挠绊憽[桿桁架根部的熱環(huán)境峰值數(shù)據(jù)出現(xiàn)在起飛9.6 s左右，對(duì)應(yīng)起飛高度120 m，此時(shí)空氣壓力達(dá)到0.13 MPa，空氣溫度為630 ℃，熱流密度為0.36 MW/m2。

圖7 發(fā)射平臺(tái)擺桿熱環(huán)境熱環(huán)境熱環(huán)境測(cè)試數(shù)據(jù)曲線Fig.7 Curves of Thermal Environment Test Data on the Root of Launch Pad Umbilical Arm

4 發(fā)射平臺(tái)燃?xì)饬鬏d荷邊界

運(yùn)載火箭發(fā)射過(guò)程中，發(fā)射平臺(tái)所承受的燃?xì)饬鬏d荷作為發(fā)射平臺(tái)熱防護(hù)設(shè)計(jì)和結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)的前提條件，其載荷邊界的定義直接影響發(fā)射平臺(tái)的熱防護(hù)設(shè)計(jì)和結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)的正確性。

基于CZ-5某發(fā)飛行任務(wù)活動(dòng)發(fā)射平臺(tái)熱環(huán)境測(cè)試數(shù)據(jù)，提煉出發(fā)射平臺(tái)典型部位燃?xì)饬鬏d荷邊界如表3所示。

表3 發(fā)射平臺(tái)典型部位燃?xì)饬鬏d荷邊界Tab.3 Design Boundary of Combustion Gas Flow about Launch Pad Typical Parts

在發(fā)射平臺(tái)熱防護(hù)設(shè)計(jì)過(guò)程中，通常使用燃?xì)鉄崃髅芏葋?lái)表征燃?xì)饬鬏d荷的燒蝕強(qiáng)度，根據(jù)熱流密度數(shù)值的大小選取合適的熱防護(hù)方式。

發(fā)射平臺(tái)典型部位熱流密度等級(jí)和熱防護(hù)方式如表4所示。從表4中可以看出：

表4 發(fā)射平臺(tái)典型部位熱流密度峰值數(shù)據(jù)Tab.4 Peak Heat Flux Data about Launch Pad Typical Parts

a）發(fā)射平臺(tái)管道架體頂部的熱流密度峰值超過(guò)15 MW/m2，屬于發(fā)射平臺(tái)強(qiáng)燒蝕區(qū)，需采取能夠耐高燒蝕、強(qiáng)沖刷的熱防護(hù)方式，該區(qū)域采用玻璃纖維預(yù)制體與鄰苯二甲腈樹(shù)脂制備復(fù)合材料熱防護(hù)板，能夠滿足至少5發(fā)不進(jìn)行射后維護(hù)；

b）發(fā)射平臺(tái)臺(tái)面欄桿根部的熱流密度峰值為5～15 MW/m2，由于欄桿形狀多為不規(guī)則的圓鋼或方鋼，采用鋁基金屬陶瓷復(fù)合材料涂層，該涂層可采用電弧噴涂施工；

c）發(fā)射平臺(tái)鋼架結(jié)構(gòu)頂部的熱流密度峰值為1～10 MW/m2，采用有機(jī)底層與無(wú)機(jī)表層的復(fù)合結(jié)構(gòu)熱防護(hù)涂層，該涂層適用于大面積平面的熱防護(hù)；

d）發(fā)射平臺(tái)擺桿桁架根部的熱流密度峰值低于1 MW/m2，無(wú)需對(duì)其進(jìn)行熱防護(hù)。

在發(fā)射平臺(tái)方案設(shè)計(jì)階段結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)過(guò)程中，通常使用空氣壓力作為燃?xì)饬鳑_擊載荷輸入。CZ-5運(yùn)載火箭發(fā)射過(guò)程中，發(fā)射平臺(tái)典型部位的空氣壓力峰值大小如表5所示。

表5 發(fā)射平臺(tái)典型部位空氣壓力峰值數(shù)據(jù)Tab.5 Peak Gas Pressure Data about Launch Pad Typical Parts

續(xù)表5

從表5中可以看出：發(fā)射平臺(tái)方案設(shè)計(jì)階段結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)使用的燃?xì)饬鲏毫d荷數(shù)據(jù)均大于目前實(shí)測(cè)空氣壓力峰值數(shù)據(jù)。由于發(fā)射平臺(tái)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)按照相關(guān)產(chǎn)品規(guī)范保證發(fā)射平臺(tái)各部位安全系數(shù)不小于1.5，因此可認(rèn)為目前發(fā)射平臺(tái)這些典型部位的結(jié)構(gòu)是安全的。

5 結(jié) 論

a）CZ-5運(yùn)載火箭起飛過(guò)程中，活動(dòng)發(fā)射平臺(tái)所處的燃?xì)饬鲌?chǎng)環(huán)境可分為：強(qiáng)燒蝕區(qū)、一般燒蝕區(qū)和弱燒蝕區(qū)。

b）發(fā)射平臺(tái)強(qiáng)燒蝕區(qū)主要集中在管道架體頂部，熱流密度峰值達(dá)到19.8 MW/m2，空氣壓力峰值達(dá)到0.95 MPa，溫度峰值達(dá)到1960 ℃，采用玻璃纖維預(yù)制體與鄰苯二甲腈樹(shù)脂制備復(fù)合材料板進(jìn)行熱防護(hù)。

c）發(fā)射平臺(tái)一般燒蝕區(qū)主要集中在臺(tái)面欄桿根部和鋼架結(jié)構(gòu)頂部區(qū)域，熱流密度峰值為1～15 MW/m2，采用鋁基金屬陶瓷復(fù)合材料涂層或者有機(jī)底層與無(wú)機(jī)表層的復(fù)合結(jié)構(gòu)熱防護(hù)涂層。

d）發(fā)射平臺(tái)擺桿桁架受燃?xì)饬鳠g影響較小，熱流密度峰值約0.36 MW/m2，桁架自身可不采取熱防護(hù)措施。