长征五号运载火箭活动发射平台燃气流场环境研究

2021-10-26潘玉竹陈劲松平仕良张国栋贺建华

导弹与航天运载技术 2021年5期

潘玉竹，陈劲松，平仕良，张国栋，贺建华

（北京航天发射技术研究所，北京，100076）

0 引言

长征五号运载火箭（以下简称CZ-5）是为了提升中国航天运载能力而研制的新一代运载火箭，是中国首个起飞推力超过千吨的大型运载火箭，近地轨道最大运载能力达到25吨级。芯一级采用5 m直径模块，2台地面推力50吨级的YF-77氢氧发动机双向摆动，助推器采用4个3.35 m直径模块，每个模块配置2台地面推力120吨级的YF-100液氧煤油发动机，每个助推器摆动靠近芯级内侧的1台发动机[1]。

CZ-5活动发射平台是专门为新一代运载火箭研制，是火箭测发流程得以实现的基础性综合设备，主要用于承载加注前后的运载火箭，并配合火箭完成组装、测试、转场、加注及发射。新一代运载火箭发动机与以往型号火箭发动机相比，燃气流场温度更高，燃气流总排量也更大。活动发射平台在火箭起飞过程中承受一级火箭和助推火箭最多10个发动机同时喷出的高温、高压、高速燃气流的冲刷和烧蚀[2]。研究CZ-5运载火箭起飞过程中活动发射平台所处的燃气流场环境，获取发射平台典型部位的空气压力、温度和热流密度的变化规律，有助于验证发射平台目前热防护措施的有效性以及结构设计方案的正确性。

火星科学实验室[3～6]在火星探测任务中，通过MISP传热分析装置，获取MSL防热套材料响应并重构表面热环境，建立了飞行数据分析与反馈体系。刘初平[7]对气动热地面试验中的传热作用机制与热流测量技术进行了较为系统的归纳与综述；李翔[8]利用红外测温法测试固体火箭发动机羽焰温度开展了研究。

1 发射平台燃气流场预示

CZ-5活动发射平台长29 m，宽23 m，高70 m，实体三维模型如图1a所示。在开展燃气动力学仿真分析时，考虑到计算机资源及计算速度的需求，针对实体模型采用必要的简化，简化背风或远场的结构及设备，简化不关注的结构、细节，重点关注发射平台台面附近结构燃气流场的影响，主要包括支承臂、尾端服务塔、脐带塔等，简化后的数值仿真模型见图1b。

图1 CZ-5活动发射平台模型Fig.1 Model of CZ-5 Launch Pad

CZ-5运载火箭发射燃气动力学仿真分析采用瞬态数值模拟技术，同时采用箭体包络外络的动网格技术模拟火箭起飞动态过程，模拟方法框图如图2所示。

图2 CZ-5火箭发射燃气动力学数值模拟方法Fig.2 Block Diagram of CZ-5 Launch Gas Dynamics Numerical Simulation Method

根据发射燃气动力学预示结果，CZ-5运载火箭起飞过程中，活动发射平台受燃气流烧蚀和冲刷最严重的时刻出现在火箭起飞18 m高度（对应起飞时刻为3.8 s），此时燃气流静压峰值约1.06 MPa，静温峰值约2150 K，热流密度峰值将达到25 MW/m2，出现位置为发射平台台体表面助推导流孔边缘外侧区域。

2 发射平台热环境测试方案

针对CZ-5活动发射平台重点关注部位，基于发射燃气动力学仿真分析结果，在发射平台相应位置（表1）布置压力、温度、热流等热环境传感器，在火箭起飞过程中，通过测试线缆将传感器信号传输到采集设备，采集设备实时存储记录。同时，采集设备自备GPS授时模块，确保数据时间轴为标准北京时间格式。压力采样率为5000 Hz，其余为1000 Hz。整个测量系统的供电由一台UPS电源来提供。采集设备和电源置于发射平台脐带塔某层房间内，采取相应的减振措施。

表1 发射平台热环境测点汇总Tab.1 Summary of Launch Pad Thermal Environment Measuring Points

发射平台台面热环境传感器的安装如图3所示。热流传感器敏感面、空气温度敏感端和压力管腔均朝上，且与所在传感器安装板齐平。台面测点直接受到气流作用，热环境恶劣，所选传感器需能承受瞬间的高温冲击。空气温度采用铠装钨铼热电偶，压力传感器选用高温绝压压力传感器，热流传感器采用柱塞式热流传感器。

图3 发射平台热环境传感器安装示意Fig.3 Schematic Diagram of Launch Pad Thermal Environment Sensor

3 发射平台热环境测试数据分析

针对CZ-5某发飞行任务中活动发射平台热环境测试数据，整理分析可得活动发射平台4种典型位置的空气压力、空气温度和热流密度在火箭起飞过程中的变化规律。

图4给出了发射平台台面助推导流孔边缘外侧区域的热环境参数变化规律，该区域位于助推发动机YF-100喷口正吹位置，属于发射平台台面强烧蚀区。热环境峰值数据出现在起飞4 s左右，对应起飞高度19 m，此时空气压力达到0.95 MPa，空气温度为1960 ℃，热流密度为19.8 MW/m2。

图4 发射平台管道架体顶部热环境测试数据曲线Fig.4 Curves of Thermal Environment Test Data on the Top of Launch Pad Pipe Frame

与发射燃气动力学预示结果相比（表2），发射平台台面强烧蚀区热环境参数实测峰值数据偏小，峰值出现的时刻基本相同，均出现在起飞4 s左右，此时助推发动机喷口距离发射平台台面20 m，每个助推器的2个YF-100发动机喷出的高温高速燃气流核心直接作用到台面助推导流孔边缘外侧区域，造成该区域的空气压力、空气温度和热流密度均达到峰值。由于实际飞行任务中发射平台两侧及台面上的喷水系统的喷淋，会改善发射平台台面尤其是强烧蚀区的热环境，而发射燃气动力学理论预示时未考虑喷水系统的影响，因此发射平台台面强烧蚀区实测热环境数据会略低于仿真预测结果。

表2 发射平台台面强烧蚀区热环境参数实测峰值与理论预示的对比Tab.2 Comparison of Thermal Environment Parameters Between Experiment and Computation for Launch Pad Strong Ablation Area

图5给出了发射平台台面钢架结构顶部区域的热环境参数变化规律，该区域位于发射平台助推导流孔边缘外侧附近相邻区域，属于发射平台台面一般烧蚀区。热环境峰值数据出现在起飞6.74 s左右，对应起飞高度57 m，此时空气压力达到0.12 MPa，空气温度为700 ℃，热流密度为1.28 MW/m2。

图5 发射平台钢架结构顶部热环境测试数据曲线Fig.5 Curves of Thermal Environment Test Data on the Top of Launch Pad Steel Structure

图6给出了发射平台台面栏杆根部附近的热环境参数变化规律，该区域位于发射平台四周台面边缘位置。台面栏杆根部附近的热环境峰值数据出现在起飞4.8 s左右，对应起飞高度28 m，此时空气压力达到0.23 MPa，空气温度为1500 ℃，热流密度为13.6 MW/m2。

图6 发射平台台面栏杆根部热环境热环境测试数据曲线Fig.6 Curves of Thermal Environment Test Data on the Bottom of Launch Pad Handrail

图7给出了发射平台摆杆桁架根部的热环境参数变化规律，该区域位于离发射平台台面46 m的高空，当火箭起飞一定高度时该区域会受到燃气流的影响。摆杆桁架根部的热环境峰值数据出现在起飞9.6 s左右，对应起飞高度120 m，此时空气压力达到0.13 MPa，空气温度为630 ℃，热流密度为0.36 MW/m2。