液体火箭舱段热环境保障系统仿真及试验研究

迟鹏阳，黄小春，孙军超，何志超

0 引 言

新一代运载火箭采用-252 ℃液氢和-183 ℃液氧低温推进剂，导致舱段内温度较低，超出了一般仪器设备的温度使用范围，致使部分仪器设备于低温环境下工作，另外低温环境还可能导致舱内空气结露或结冰，影响设备可靠性[1～3]，为满足简易发射要求，需要热环境保障系统来保障舱段内温湿度。俄罗斯的Zenit运载火箭和Proton系列火箭均采用射前脱落热环境保障系统[4,5]，目前中国仅有孙培杰在文献[6]中对热环境保障系统做了详细介绍，并进行了相关试验分析，分别对不加注液氧工况和加注液氧工况两个状态进行了试验，但未对系统流量分配进行分析。本文介绍了热环境保障系统工作原理，分析了关键参数对系统流量分配的影响，利用AMESim建立了热环境保障系统仿真模型，以仿真分析与试验验证相结合的方法，对孔板喉部面积组合进行全面的分析研究，并进行了试验研究，为液体火箭舱段热环境保障系统的设计及流量合理分配提供一定的参考依据。

1 热环境保障系统理论分析

1.1 热环境保障系统原理

热环境保障系统原理如图 1所示，采用热氮环路送风，箭上系统采用送风主管和支管、舱内温度和湿度传感器、箭体尾部插拔连接器和箭体内部环形管路布局，每个环管前有一个孔板，进行系统流量分配。该系统四周均匀送风，需要的风量小，温度均匀性好，箭体外管路沿导管整流罩布置，不用其他附属设备，起飞时与箭体脱落，能保证低温舱段温度维持在要求的范围内。

图1 热环境保障系统原理Fig.1 The Schematic of Thermal Environment Control System

1.2 热环境保障系统理论分析

由于孔板喉部气流流速较大，质量流量保持不变，连续性方程如下：

式中mq为孔板质量流量；ρ为气体密度；u为流体流动速度；A为管道截面积；C为常数。

对式（1）作如下演算：

则，连续性方程的微分形式为

动量方程的微分形式为

式中 p为绝对压力；xd为气体微团长度；τ0为xd微段管壁作用在气体上的摩擦切应力；D为x处的管径。

由RTpρ=，R为气体常数，可以得出气体状态方程的微分形式为

式中 T为温度；。

与外界无热功交换的一元定常流动的能量方程的微分形式为

式中 h为位置高度。

将管路气体流出孔板视为理想气体流过收缩管，孔板外界压力Ρb基本等于大气压力，即Ρb≤0.528Ρ0时，孔板出口马赫数大于 1，且出口压力 Ρc大于孔板外界压力，Ρc＞Ρb，所以超临界流动的质量流量为

式中 C为流量系数；Ρ0为管路内总压力；T0为管路内总温度；Ac为出口面积；k为绝热指数，氮气绝热指数=1.402；氮气气体常数=0.2968 kJ/(kg﹒K)。

该系统为并联系统，总质量流量qmz等于n个分支上元件的质量流量qmi之和，有

根据并联回路的总压降ΡΔ等于每个分支上元件两端压降之和，有

当全部元件都处于壅塞流态下，并联回路的有效截面积[7]：

2 仿真模型建立与仿真分析

采用AMESim软件提供的气动系统设计库，面向实际系统对舱段热环境保障系统建模，根据超临界流动的质量流量公式，搭建孔板喉部面积控制部分，舱段热环境保障系统仿真模型示意如图2所示[8,9]，模型参数设置如下，主管直径为 14 mm，支管直径为14 mm，孔板出口三通及环管直径为20 mm。

图2 舱段热环境保障系统AMESim仿真模型示意Fig.2 The AMESim Simulation Model of Thermal Environment Control System

在模型中设置孔板理论需求出口流量qm'，其中， qm1'=250 g/s，qm2'=360 g/s，qm3'=310 g/s，qm4'=190 g/s，qm5'=120 g/s，qm6'=190 g/s，qm7'=90 g/s，运行仿真模型后得到相应孔板喉部面积k，k1=4.94 mm2，k2=7.24 mm2，k3=6.58 mm2，k4=4.14 mm2，k5=2.60 mm2，k6=4.40 mm2，k7=2.10 mm2，由此计算出孔板喉部直径d，d1=2.51 mm，d2=3.04 mm，d3=2.89 mm，d4=2.30 mm，d5=1.82 mm，d6=2.37 mm，d7=1.64 mm。图3为孔板仿真出口流量曲线，由图4可知，孔板距离送风入口越远，其出口流量趋于稳定时间越长；根据仿真曲线得到，qm1=249.37 g/s，qm2=359.09 g/s，qm3=309.22 g/s，qm4=189.52 g/s，qm5=119.70 g/s，qm6=189.53 g/s，qm7=89.77 g/s，与理论流量qm'近似，验证了模型控制部分的正确性。

图3 孔板出口流量仿真曲线Fig.3 The Flow Simulation Curve of Plate Outlet

3 试验及结果分析

为了对仿真结果进行验证，利用配气台和合练箭舱段热环境保障系统进行了试验，配气台实物如图 4所示。

图4 配气台实物Fig.4 The Physical Map of Gas Distribution Station

试验原理如图 5所示。气源为氮气源，配气台的舱段热环境保障支路包括手动截止阀、机械压力表、电子压力表、减压阀、流量计、安全阀和过滤器等，配气台至箭体管路上连接一个滤网过滤器和一个麂皮过滤器。在孔板前各安装一块压力表。送风压力为22.6 MPa，送风时间5 min。

图5 试验原理Fig.5 The Test Schematic

配气台送风入口温度近似为孔板前气体温度，根据孔板前压力，计算出孔板质量流量，试验数据见表1，从表1可以看出，孔板质量流量和仿真流量基本保持一致，说明该模型能够反映实际系统工作情况。

表1 孔板实际质量流量与理论流量对比Tab.1 Comparison of Actual Mass Flow and Theoretical Flow of Orifice Plate

4 结束语

对低温舱段热氮环路送风热环境保障系统工作原理进行研究，并对系统流量分配做了理论分析，运用AMESim软件建立了低温舱段热氮环路送风热环境保障系统仿真模型，依据系统实际参数进行设置，并进行了试验验证。仿真得出孔板喉部直径，同时仿真曲线表明孔板距离送风入口越远，其出口流量趋于稳定越慢；通过试验计算孔板实际质量流量，与仿真流量基本一致，表明模型的正确性，为今后其他型号热环境保障系统的设计和流量分配提供了理论依据。

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