低温火箭统一供配气吹除系统试验研究

吴 姮，丁 蕾，税晓菊，贺启林，马方超

低温火箭统一供配气吹除系统试验研究

吴 姮，丁 蕾，税晓菊，贺启林，马方超

（北京宇航系统工程研究所，北京，100076）

某低温火箭为减少箭地接口从而提高射前连接器脱落可靠性，舱段吹除系统采用统一供配气模式。为验证该模式中各舱段吹除流量分配的合理性，建立了多级火箭的舱段吹除试验系统，通过试验获得了各舱段流量，同时获得不同进箭温度下各舱段吹除流量的变化。结果表明：采用孔板前压力和温度测试数据计算舱段流量能有效表征实际流量，在满足热环境条件的情况下适当提高吹除温度能有效降低各舱段流量从而减少地面供气系统规模，试验结果与仿真分析结果吻合较好，为后续大型火箭研制提供了参考。

火箭；吹除系统；统一供配气模式

0 引 言

随着航天技术的飞速发展，开发具有无污染推进剂的火箭是必然的发展趋势，液氢/液氧及液氧/煤油等作为推进剂已成为运载火箭的主流，如中国的长征七号运载火箭、长征三号甲系列运载火箭[1]、欧洲阿里安火箭[2]、日本的H-2运载火箭[3]及美国的土星V火箭等[4]，此类火箭均采用低温推进剂。低温推进剂进入贮箱后的温度远低于环境温度，其带来的环境低温若不采取有效措施将可能在舱段内出现结露、结霜甚至液空等现象，导致结构、仪器等工作异常，从而影响火箭的正常发射。对于采用液氢推进剂的火箭，液氢加注后舱段内可能存在氢环境，如果未对氢浓度进行有效控制极易与周围空气混合形成爆炸性蒸汽云[5]。因此，对于低温液体火箭，通常在推进剂加注至火箭起飞前，对发动机舱、箱间段及仪器舱等结构舱段进行热空气或热氮吹除，控制舱段内的温度环境及浓度环境，保证火箭的可靠发射。对于多级火箭芯级均由多个模块组成，若各模块都设置舱段吹除接口，随着接口的增加射前脱落的连接器数量增多，将降低火箭射前脱落可靠性。因此采用统一供配气模式已成为新一代火箭研制的必然趋势。

某型号低温液体运载火箭为三级半火箭，芯一级、芯二级和芯三级舱段吹除采用统一供配气模式，吹除气设置在芯一级尾端面的供气组合装置上，该装置靠起飞推力脱落，舱段吹除气通过芯一级尾端面的供气组合装置向上分别给芯一级、芯二级及芯三级发动机舱、箱间段及氧箱前底舱段进行吹除。由于舱段吹除所需的流量与推进剂温度、贮箱热导率、吹除空间、吹除要达到的温度要求、吹除空间的压力范围、舱段几何外形、气体排除流量等因素均有关[6]，为了准确获得各舱段的流量，确保其满足要求，保证各舱内环境条件，需要开展吹除流量分配特性研究，获得不同箭地接口压力，不同入口温度下各模块舱段内的流量特性，为低温火箭舱段吹除系统设计提供指导。

1 试验系统

为开展舱段统一供配气吹除试验，搭建了试验系统，试验系统原理见图1，试验现场图片见图2。该试验系统由地面产品和火箭箭上产品两部分组成，地面部分由气源、过滤器、阀门、加温器等组成，模拟火箭发射时舱段吹除地面供气系统，换热器后的压力和温度传感器连接火箭箭上管路，箭上部分由火箭箭上导管（箭地接口至各舱段）、孔板及吹除环管组成，为了防止热损失按照箭上产品要求在主管路上包覆绝热材料。试验中高压氮气源出来的气体通过过滤器、电磁阀、减压器（用于调节P的压力）、流量计，并经过加温器将常温氮气加温成高温氮气后进入箭上管路，通过孔板进入各舱段吹除环管，从环管上分布的小孔流出。试验中为获得各舱段流量，对火箭箭上管路进行了更改，在原管路孔板前增加了压力和温度的测点，通过孔板前的气体压力、温度测量值计算吹除流量。部分舱段吹除路安装了流量计用于测量该舱段流量（减少试验中流量计的数量），从而与计算吹除流量进行对比。

图1 试验系统原理

图2 舱段吹除试验现场

2 试验内容

本试验主要为了获得低温火箭舱段吹除系统采用统一供配气模式后箭上各舱段的流量分布。常温高压氮气经减压器减压后进入加温器，加温器将其加热至要求值后经过孔板及吹除环管流出，为防止热量损失，吹除主管路上包覆了绝热材料，试验中共有10个吹除环管，模拟一级至三级的10个舱段。试验设计有2种工况，第1种工况为进箭压力为20～22 MPa，温度为333～334 K，第2种工况为进箭压力为20～22 MPa，温度为341～343 K。

3 试验结果及分析

3.1 流量对比情况分析

试验中测量的三级发动机舱及一级氧箱前底的流量测试曲线见图3，其与采用孔板前压力和温度计算得到流量对比情况见表1，从中可以看出：三级发动机舱流量计测量数据与计算数据偏差小于4%左右；一级氧箱前底流量计测量数据与计算数据偏差小于3%左右，说明本试验采用孔板前压力和温度计算舱段吹除的流量能表征该处实际流量值。

图3 试验测试流量

表1 测试流量与计算流量比对表

Tab.1 Flux of experiment and Computation

舱段22MPa测试流量/（g·s-1）22MPa计算流量/（g·s-1）20MPa测试流量/（g·s-1）20MPa计算流量/（g·s-1） 三级尾舱63.361.458.256.3 一级氧前底94.192.186.784.5

3.2 两种工况下的试验结果分析

试验过程中舱段吹除气体温度343 K，箭地接口压力22 MPa和20 MPa下，测得的各舱段孔板前压力数据见图4，随着流阻的增加，各孔板前压力逐渐下降。通过各舱段孔板前压力和温度数据计算的吹除流量见图5和图6。从试验结果来看，箭地接口温度343 K时，保证箭地接口温度不变，压力提高2 MPa，各舱段流量增加9%；箭地接口温度334 K时，保证箭地接口温度不变，压力提高2 MPa，各舱段流量增加12%。说明提高同样的压力，温度越高，流量降低越明显。

图4 各舱段孔板前压力（343K）

图5 箭地接口温度343K下不同箭地接口压力各舱段流量

图6 箭地接口温度334K下不同箭地接口压力各舱段流量

3.3 与数值仿真的对比分析

采用Amesim软件建立了舱段吹除仿真模型，建模过程中，管路及弯头根据管路三维模型提取相关参数信息，管路粗糙度对流阻影响较大，绝对粗糙度的选择参考软件推荐不锈钢管选取，为0.045 mm，管路进行热防护，仿真分析中管路采用绝热模型。数值仿真结果与试验结果一致性较好（试验与仿真结果对比见图7），最大流量差为5%左右。

图7 数值仿真与试验结果对比

4 结 论

通过开展统一供配气吹除试验和分析，成功建立了箭上舱段吹除地面试验系统，研究了不同压力和温度下舱段吹除流量的变化并验证了仿真分析模型，为后续大型火箭统一供配气舱段吹除系统的研制奠定了基础，主要结论如下：

a）火箭舱段吹除统一供配气系统通过孔板前压力和温度测试数据计算实际吹除流量是合理可行的。

b）通过适当的提高温度可以明显降低吹除流量，在后续舱段吹除系统设计中为防止地面供气系统规模过大带来的研制周期及经费增加，在满足舱内热环境要求的情况可以适当提高吹除气体温度。

c）数值仿真结果与试验结果一致性较好，计算的最大误差不超过5%，说明采用该数值计算方法来计算火箭各舱段的吹除流量是可行的，避免了大量的试验投入，节约了经费及时间，可以供后续大型运载火箭研制参考。

[1] 王亚军. 运载火箭增压输送系统[M]. 北京: 中国宇航出版社, 2020.

Wang Yajun. Booster delivery system of launch vehicle[M]. Beijing: China Aerospace Press, 2020.

[2] Teissier, et al. Liquid storage for Ariane 5 main stage oxygen tank pressurization[R]. AIAA-1995-2956, 1995.

[3] Toshihiko Nakagawa, Akira Konno. Captive firing test of H-ⅡA launch vehicle second stage[R]. AIAA-1999-2771, 1999.

[4] 裴鸣远, 张振华, 文隆枝. 土星V飞行手册SA507[J]. 国外导弹技术, 1979(Z1): 75-79.

Pei Mingyuan, Zhang Zhenhua, Wen Longzhi. Saturn V flight manual SA507[J]. Foreign Missile Technology, 1979(Z1): 75-79.

[5] 丁鹏, 等.发射场液氢泄漏扩散计算及危险性分析[J]. 火箭推进, 2018, 8(4): 78-83.

Ding Peng, et al. Calculation and risk analysis of liquid hydrogen leakage and diffusion in launching site[J]. Journal of Rocket Propulsion, 2018, 8(4): 78-83.

[6] 李大鹏, 等. 液体运载火箭舱段防结露吹除流量控制技术研究[J]. 宇航总体技术, 2019, 3(2): 30-35.

Li Dapeng, et al. Study on air consumption control method for anti-condensation system of liquid rockets cabin[J]. Astronautical Systems Engineering Technology, 2019, 3(2): 30-35.

Experiment Study on Blowing System of Cryogenic Rocket

Wu Heng, Ding Lei, Shui Xiao-ju, He Qi-lin, Ma Fang-chao

(Beijing Institute of Aerospace System Engineering, Beijing, 100076)

In order to reduce the rocket interface and improve the reliability of connector falling off, the rocket blowing system adopts the unified gas supply mode. In order to verify the rationality of flux for each cabin, a experiment system is established. The flux of each cabin is obtained, and the changes of the flux of each cabin under different inlet temperatures are obtained. The results show that using the pressure and temperature data in front of the orifice to calculate the flux is correct, and appropriately increasing the blowing temperature can effectively reduce the flux of each cabin under the condition of meeting the thermal environment conditions, so as to reduce the scale of the gas supply systems. The test results are in good agreement with the simulation results, which provides a reference for the development of large-scale rocket.

rocket; blowing system; unified gas supply mode

2097-1974(2023)01-0048-04

10.7654/j.issn.2097-1974.20230110

V421.4

A

2022-03-14；

2022-12-16

吴 姮（1984-），女，高级工程师，主要研究方向为液体火箭增压输送系统设计。

丁 蕾（1990-），女，工程师，主要研究方向为液体火箭增压输送系统设计。

税晓菊（1987-），女，工程师，主要研究方向为管路系统设计。

贺启林（1980-），男，博士，研究员，主要研究方向为液体火箭增压输送系统设计。

马方超（1986-），男，高级工程师，主要研究方向为液体火箭增压输送系统设计。