助推器氧箱異型結(jié)構(gòu)對(duì)增壓影響的研究

王 楠，王 丹，熊天賜，常武權(quán)

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

0 引 言

為進(jìn)一步提高載人火箭的運(yùn)載能力需求，在助推器外形不變的前提下，氧化劑箱前底由橢球底改進(jìn)為圓錐形底并伸入頭錐內(nèi)部以充分利用頭錐內(nèi)部空間，從而增加加注量。為適應(yīng)此項(xiàng)變化，助推器氧自生增壓管路位置進(jìn)行調(diào)整，前底增壓法蘭移至箱筒段，導(dǎo)致箱內(nèi)增壓管部分浸泡在推進(jìn)劑內(nèi)。同時(shí)為進(jìn)一步減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量，箱內(nèi)增壓管路采用單層不絕熱設(shè)計(jì)。

高溫的增壓氣體與常溫的液體推進(jìn)劑之間將通過管壁進(jìn)行換熱，準(zhǔn)確計(jì)算換熱量是有效評(píng)估改進(jìn)結(jié)構(gòu)對(duì)增壓能力影響的基礎(chǔ)。

1 自生增壓管路方案

根據(jù)載人火箭助推器氧箱內(nèi)增壓管路高度，對(duì)照總體原始數(shù)據(jù)，可知起飛前增壓管在推進(jìn)劑內(nèi)長度為3236 mm，隨著火箭起飛后推進(jìn)劑不斷消耗，約51 s增壓管才會(huì)完全露出液面，如圖1所示。采用單層管后，增壓管內(nèi)350 ℃高溫氣體會(huì)與常溫推進(jìn)劑之間只有導(dǎo)熱性能很好的薄壁金屬導(dǎo)管相隔，傳熱量大，使得壁面附近推進(jìn)劑不斷加熱和蒸發(fā)，可能會(huì)導(dǎo)致上層部分推進(jìn)劑溫度過高影響發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作，會(huì)使部分推進(jìn)劑蒸發(fā)影響箱壓和推進(jìn)劑剩余量，而降低自生增壓能力。

圖1 助推器氧箱和增壓管路布局Fig.1 Pressurized Pipe of Oxidant Tank for Booster

2 增壓管路換熱計(jì)算

2.1 氧化劑熱物性

氧化劑為四氧化二氮，設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)條件為15 ℃，比熱為1515.6 J/（kg·K），汽化潛熱為414.5 kJ/kg。

2.2 增壓管材料及熱物性

助推器氧箱箱內(nèi)增壓管走向和布局如圖1所示。材料為鋁合金管5A03-0 55×2.5（即LF3），其熱物性見表1。

表1 鋁合金管5A03熱物性Tab.1 Thermophysical Property for Aluminium Alloy 5A03

2.3 氧箱液面高度及管路接觸長度

圖2為助推器氧箱內(nèi)推進(jìn)劑液面高度（相對(duì)理論箱底），隨飛行時(shí)間液面持續(xù)下降，約51 s時(shí)，液面低于3838 mm，箱內(nèi)增壓管全部露出液面。圖3為浸入推進(jìn)劑內(nèi)增壓管長度曲線，加注后約3236 mm的管子浸在推進(jìn)劑內(nèi)。

圖2 氧箱推進(jìn)劑液位高度曲線Fig.2 Propellant's Level Height of Oxidant Tank

圖3 浸入推進(jìn)劑內(nèi)增壓管長度曲線Fig.3 Pressurized Pipe Length in Propellant

2.4 增壓氣體熱物性

自生增壓氣體為四氧化二氮蒸氣，設(shè)計(jì)最高溫度為350 ℃，流量為0.65 kg/s，最高壓力為0.8 MPa。

2.5 換熱量估算

針對(duì)箱內(nèi)增壓管路為薄壁鋁管，管內(nèi)高溫氣體與管外推進(jìn)劑換熱量為

式中為傳熱系數(shù)，

2.5.1 管內(nèi)氣體換熱系數(shù)計(jì)算

自生增壓氣體容積流量均值約為124 L/s，增壓管內(nèi)徑為50 mm，則雷諾數(shù)計(jì)算：

結(jié)果表明管內(nèi)流動(dòng)為紊流強(qiáng)制對(duì)流換熱。

普朗特?cái)?shù)取0.69，因此，管內(nèi)換熱系數(shù)計(jì)算：

2.5.2 管外推進(jìn)劑換熱系數(shù)計(jì)算

管外推進(jìn)劑隨著推進(jìn)劑消耗緩慢流動(dòng)，最大約0.085 m/s，因此可以認(rèn)為推進(jìn)劑不流動(dòng)，按照自然對(duì)流換熱進(jìn)行計(jì)算。

由于發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火工作后，氧箱自生增壓氣體擠破破裂膜片后進(jìn)入貯箱增壓，增壓管路有一定熱容且與外界換熱等因素影響，貯箱入口增壓管路溫度上升速度要小于管內(nèi)氣體溫度。圖4為火箭氧箱外增壓管路末端溫度曲線，可以看出在前50 s管路壁溫是在不斷上升的。

圖4 氧箱增壓管入口溫度曲線Fig.4 Pressurized Pipe Inlet Temperature of Oxidant Tank

對(duì)于水平管段，換熱系數(shù)為

對(duì)于豎直管段，換熱系數(shù)為

表2為不同管路壁溫對(duì)應(yīng)的換熱系數(shù)。

表2 不同管路壁溫對(duì)應(yīng)換熱系數(shù)Tab.2 Coefficient of Heat Transfer for Different Pipe's Temperature

2.5.3 增壓管路換熱量計(jì)算

表3為不同管路壁溫對(duì)應(yīng)的傳熱系數(shù)。

表3 不同管路壁溫對(duì)應(yīng)傳熱系數(shù)Tab.3 Heat Transfer Coefficient of Different Pipe's Temperature

因此，管內(nèi)高溫氣體與管外推進(jìn)劑換熱量為

隨飛行時(shí)間，箱內(nèi)增壓管熱損失曲線見圖5，總換熱損失量見圖6，可見氧箱內(nèi)增壓管與推進(jìn)劑熱損失在18 s達(dá)到最大，約為9479.2 W，總換熱損失量隨飛行試驗(yàn)持續(xù)增加，在增壓管完全露出推進(jìn)劑后達(dá)到最大，約374.7 kJ。

圖5 箱內(nèi)增壓管熱損失曲線Fig.5 Heat Loss of Pressurized Pipe in Oxidant Tank

圖6 箱內(nèi)增壓管總換熱損失量Fig.6 Total Heat Loss of Pressurized Pipe in Tank

3 增壓效果評(píng)估

助推器發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火后，渦輪泵開始工作，氧蒸發(fā)器開始工作，增壓管內(nèi)自生增壓氣體開始進(jìn)入貯箱增壓，增壓管管壁溫度也不斷提高，由于單層管結(jié)構(gòu)使高溫管壁與常溫推進(jìn)劑直接接觸，因此與推進(jìn)劑開始換熱造成增壓能量損失。采用依據(jù)估算的總損失量，對(duì)比自生增壓氣體的能量（見圖7），可知箱內(nèi)增壓管換熱損失占自生增壓氣體能量的百分比在約40 s達(dá)到最大為5.1%。

圖7 自生增壓氣體能量曲線（按照523K考慮） Fig.7 Total Heat of Self-generated Pressurized (523K)

利用AMESim軟件建立增壓計(jì)算模型，此能量損失對(duì)箱壓的影響約為0.03～0.04 MPa，CZ-2F助推器氧增壓管改進(jìn)前起飛10 s安溢閥門就打開排氣，增壓余量較大，因此此壓力損失可以接受（見圖8）。改進(jìn)后火箭已經(jīng)多次飛行，實(shí)測(cè)壓力比較溫度，預(yù)示增壓計(jì)算結(jié)果準(zhǔn)確。

圖8 改進(jìn)前后貯箱壓力比較Fig.8 Comparisoning of Tank Pressure before and after Improvement

4 結(jié) 論

針對(duì)載人火箭助推器氧箱異形結(jié)構(gòu)的增壓管路改進(jìn)方案，氧箱內(nèi)增壓管路在推進(jìn)劑中浸泡約51 s，采用單層管路飛行5～50 s，增壓氣體與液體推進(jìn)劑明顯換熱，增壓能量損失約為374.7 kJ，貯箱增壓壓力最大約減小0.04 MPa，從實(shí)際增壓壓力數(shù)據(jù)來看，增壓能力下降可以接受，從飛行結(jié)果分析來看，理論計(jì)算結(jié)果與飛行結(jié)果一致性好。同時(shí)采用單層管路，也減輕了助推器結(jié)構(gòu)質(zhì)量，為提高運(yùn)載能力作出貢獻(xiàn)。