某型液體火箭動力系統低溫環境適應性要求驗證試驗與結果分析

唐亮，吳勛，楊蓉，盧曉峰

（第二炮兵裝備研究院，北京 100094）

某型液體火箭運載平臺在使用過程中，存在一些對溫度控制的技術要求，如動力系統某組件需要保證局部環境溫度不得低于X℃。為了驗證此型運載平臺在低溫條件下使用的環境適應性，確保使用可靠性與安全性，開展了相應的使用驗證試驗和分析。

火箭運載平臺放置于發射裝置內，發射裝置與外界主要通聯的通道包括上部的出口通道，通聯下部的兩側模擬排焰通道，各通聯通道通過地面的蓋板與外界相隔離。正常情況下，火箭運載平臺所處環境溫度保持在室溫狀態，此時溫度滿足使用技術要求。一定條件下，蓋板處于打開狀態，由于外界環境溫度處于一個較低的狀態，地下發射裝置的熱空氣將與外界冷空氣進行十分強烈的對流換熱，從而導致火箭運載平臺所處環境溫度迅速降低到一個較低的水平。

通過開展適應性的低溫試驗，獲取低溫條件下火箭運載平臺各關注部位溫度變化情況，為開展后續分析提供支撐。

1 低溫試驗

1.1 目的

通過開展低溫驗證性試驗，模擬火箭運載平臺在某使用條件下的環境狀態，測量火箭運載平臺在各典型測點環境溫度變化情況，分析局部實際溫度條件是否滿足內部關鍵部組件的使用要求。為此型火箭運載平臺低溫環境條件下的使用安全性提供依據。

此型火箭運載平臺對于溫度控制存在一些要求，對于動力系統來說包括：頭部推進劑溫度不得低于X1℃，二級發動機某部位環境溫度不得低于X2℃。因此，此次試驗和數據分析重點關注這兩個部位的溫度變化。

1.2 條件

低溫試驗過程中，主要采用的測量工具為玻璃管溫度計（量程為±25℃，精度為1℃）、風速計和計時器。為了測量火箭頭部動力系統推進劑溫度變化情況，增加2套專用溫度傳感器。試驗過程中共布置13個測點，其中風速測點1個，溫度測點12個（含專用溫度傳感器溫度測量測點）。

風速測點用于測量上部出口處環境風速，溫度測點分別用于測量環境溫度和火箭運載平臺各關注點位表面溫度。通過測量，獲取試驗所處環境溫度約為-10℃，地面風速為1～2 m/s。

1.3 過程

根據火箭總體設計，可適當進行局部熱控制和熱調節[1]，以保持設備所需的溫度條件。為此，火箭頭部動力系統和二級發動機可設計有局部熱控制狀態。

低溫試驗過程中，進行了兩種狀態的溫度變化過程測量試驗。其中試驗狀態一不對火箭頭部動力系統推進劑進行加溫，試驗過程如下：

1）關閉地下發射裝置蓋板，溫度計、風速計按照預定測量方案放置好，做好數據測量與采集準備；

2）空調系統送熱風對火箭運載平臺周邊環境進行加溫，保持整體溫度在室溫狀態；

3）當地下發射裝置內部溫度達到平衡狀態后，空調系統停止送熱風，此時進行各測點數據測量；

4）迅速打開蓋板，模擬火箭運載平臺發射前狀態，計時開始，保持t1min，每隔t min進行1次各測點的數據測量；

5）保持t1min后，關閉蓋板。

完成此試驗狀態的測試后，進行第二試驗狀態的試驗工作。此試驗狀態下，利用電加溫裝置對火箭頭部動力系統推進劑進行加溫，試驗過程如下：

1）關閉地下發射裝置蓋板，溫度計、風速計按照預定測量方案放置好，做好數據測量與采集準備；

2）空調系統送熱風對火箭運載平臺周邊環境進行加溫，保持整體溫度在室溫狀態；

3）利用電加溫裝置對火箭頭部動力系統推進劑進行加溫，保持推進劑溫度為XX℃狀態；

4）計時開始，保持t2min，每隔t min進行1次各測點的數據測量；

5）從之前計時開始為起點，達到t1min后，關閉空調系統停止送熱風；

6）第t3min（t3=t2-t1）開始，迅速打開蓋板，模擬火箭運載平臺發射前狀態，計時開始，保持t1min，每隔t min進行1次各測點的數據測量；

7）保持t2min后，關閉蓋板。

1.4 數據采集

試驗后對采集的數據進行分析整理，試驗數據記錄見表1。其中試驗狀態一為頭部推進劑不加溫，試驗狀態二為頭部推進劑加溫。

表1 試驗數據Table 1 Experimental data

2 低溫試驗結果及分析

2.1 頭部推進劑

2.1.1 不加溫狀態

試驗初始狀態，火箭運載平臺周邊平衡溫度為14.9～17.2℃；試驗過程中地面周邊環境氣溫為-8.2～-9.6℃，風速為0～1 m/s。各測點溫度變化曲線如圖1所示。

無水肼貯箱表面在打開蓋板的t1min時間里溫度由19.5℃降為18.0℃，降幅為1.5℃。根據計算，若環境溫度為-25℃時，打開蓋板的t1min時間里，無水肼貯箱表面溫度由19.5℃降為17.0℃左右；若貯箱內加注無水肼，整體熱容量增加，溫度下降速度會明顯降低。

若外界環境風速增大，可能導致無水肼貯箱表面降低，但不會很大。測點2部位在t1min時間里溫度由19.0℃降為17.0℃，降幅為2.0℃。根據計算，若環境溫度為-25℃時，在t1min時間里溫度由19.0℃降為16.0℃左右。

2.1.2 加溫狀態

試驗初始狀態，火箭運載平臺周邊平衡溫度為18.6～22.0℃；試驗過程中地面周邊環境氣溫為-8.4～-9.4℃，風速為0～2 m/s。各測點溫度變化曲線如圖2所示。

此火箭運載平臺頭部推進劑介質為無水肼，測點1表面在蓋板關閉的t3min時間里溫度由31.5℃降為25.8℃，降幅為5.7℃；打開蓋板的t1min時間里溫度由25.8℃降為23.0℃，降幅為2.8℃。由此可以看出：

圖1 不加溫狀態測點溫度曲線Fig.1 Temperature curves of measurement points without heating

圖2 加溫狀態測點溫度曲線Fig.2 Temperature curves of measurement points with heating

1）無水肼貯箱表面溫度的下降速度與打開蓋板無明顯關系，主要是因為火箭結構復雜，頭部整體熱容量較大，無水肼貯箱將熱量傳遞到火箭結構是導致溫度下降的主要原因。

2）通過計算，若環境溫度為-25℃時，打開蓋板的t1min時間里，無水肼貯箱表面溫度由25.8℃降為21.0℃左右。

3）若貯箱內加注無水肼，其熱容量增加，溫度下降速度會明顯降低。

測點2部位在蓋板關閉的t3min時間里，溫度由36.0℃降為27.5℃，降幅為8.5℃；打開蓋板的t1min時間里溫度由27.5℃降為23.0℃，降幅為4.5℃。由此可以看出，測點2部位溫度的下降速度與打開蓋板無明顯關系。通過計算，若環境溫度為-25℃時，打開蓋板的t1min時間里溫度由27.5℃降為20.0℃左右。

2.1.3 數據分析

對試驗和采集的數據分析，可以得出：

1）地下發射裝置內溫度平衡在18～22℃后，在火箭頭部推進劑不加溫狀態下，若外部環境溫度不低于-25℃，打開蓋板t1min時，無水肼貯箱溫度不會出現低于預定要求的X1℃的現象，不影響火箭正常發射使用。

2）在極端惡劣情況下，如采取對火箭頭部推進劑加溫的措施，可以提高頭部推進劑的低溫適應性。

2.2 二級發動機部位

火箭其他部位周邊各測點溫度變化曲線如圖3所示。兩種試驗狀態下溫度變化規律一致。

圖3 各測點溫度曲線Fig.3 Temperature curves of measurement points

地下發射裝置內各測點氣溫在蓋板關閉的時間里溫度維持穩定，打開蓋板后溫度迅速下降。其中最上部和和最底部(由模擬排焰道降溫)由于空氣對流速度快，溫度下降速度最快。關注的測點8部位（即二級發動機部位附近）溫度下降速度最慢，溫度滿足規定的技術要求。

根據計算，若環境溫度為-25℃時，打開蓋板的t1min時間里，火箭底部附近氣溫由19.5℃降為-11.0℃左右，測點8部位溫度也會對應下降?？紤]到火箭發射前加注推進劑，根據推進劑參數和加注量[2]，室溫初始條件下的火箭整體熱容量超過3×108 J/K的量級，計算確定在打開蓋板的t1min內，由于持續放熱效應，測點8部位的溫度也能滿足規定的技術要求。另外，再考慮到一些極端惡劣條件，還可以利用火箭頭部類似的加溫方式作為備保措施進

行局部熱控制。

3 結論

通過進行低溫條件下的試驗，驗證了此型火箭在一定低溫條件下，重點關注部位的溫度能夠滿足產品設計使用技術要求。在極端惡劣條件下，通過備保的加溫技術措施進行局部熱控制，能夠進一步提升產品低溫環境適應性。

[1]導彈與航天叢書編輯工作委員會.液體彈道導彈與運載火箭系列叢書——總體設計（下冊）[M].北京：中國宇航出版社，1989.Editorial Committee of Missile and Space Series.Liquid Missile and Launch Vehicle Series—System Design（Ⅲ）[M].Beijing：Chinese Aerospace Press，1989.

[2] 李亞裕.液體推進劑[M].北京：中國宇航出版社，2011.LI Ya-yu.Liquid Propellant[M].Beijing：Chinese Aerospace Press，2011.