整流罩熱解鎖試驗加熱方法研究

何欽華，田玉坤，胡由宏，劉 佳，郝逍然

（北京強度環境研究所，北京，100076）

0 引言

隨著衛星通信事業的蓬勃發展，衛星的質量也在不斷增加，對火箭運載能力的要求不斷提高。整流罩的主要功能是火箭在大氣層中飛行時給有效載荷提供良好的環境，避免受到大氣層各種干擾因素的影響，當火箭飛出大氣層后，整流罩分離。所以，整流罩分離系統的設計必須使整流罩在高速飛行的過程中，按要求的過頂角速度或平拋速度完全脫離箭體,并且不與整流罩內有效載荷或是箭體發生任何碰撞。整流罩分離系統是運載火箭的一個關鍵子系統，用于在運載火箭穿過大氣層的預定時刻實現整流罩與箭體分離。

運載火箭升空并在大氣層中作加速飛行的階段，會對結構進行加熱，主要熱源來自飛行時的氣動力熱。在高速飛行情況下，由飛行所產生并且施加在整流罩表面的熱載荷可能會對最終的整流罩分離產生影響。整流罩在太空中能否順利實現分離，事關整個飛行的成敗，具有非常重要的意義。因此，在新型運載火箭研制過程中，需要通過相應的地面試驗模擬，全程完整地模擬運載火箭發射前和飛行過程中的熱載荷，驗證解鎖方案的有效性，分析獲得分離過程整流罩的運動姿態及罩內可用包絡空間，從而確定分離系統設計參數。

針對大型整流罩分離仿真研究現已比較普遍，基于有限元方法在結構分析方面表現出來的優點，很多學者嘗試將其應用在整流罩分離的模擬上。而為了準確地評估整流罩分離過程的安全性和可靠性，獲得各項飛行狀態下的整流罩的參數，則需要進行相應的地面試驗。正在研究的多個型號的運載火箭，為了驗證整流罩分離的可靠性，均進行了常溫狀態下的整流罩解鎖試驗。而由于試驗成本高、系統復雜、加熱功率高、危險性大，模擬整流罩在承受飛行全程熱載荷后進行解鎖的研究一直仍未開展。

為了能準確驗證在經過高速飛行后的整流罩分離時的可靠性和協調性，獲得各項參數，設計了地面試驗等效模擬熱環境和氣動熱載荷，能夠有效地觀察和研究結構在飛行氣動加熱、太陽輻射等熱環境和力學環境作用下，結構的承載能力及熱學特性。

1 整流罩熱解鎖試驗熱載荷條件的確定

1.1 熱載荷條件概述

在發射場，根據某新型運載火箭發射流程，從發射陣地回轉平臺打開到火箭發射約為40 min。期間，整流罩要經受現場太陽輻射光照。由于發射現場溫度較高，日照強度大，因此整流罩熱解鎖試驗要全程完整模擬某新型運載火箭的發射流程，需要考慮整流罩的基礎溫度來確定試驗熱載荷。

某新型運載火箭在飛行過程中，實際施加氣動熱載荷時長應為整流罩開始受氣動加熱影響時刻到飛行中實際拋罩時刻。

綜上，整流罩整體熱載荷的施加采用分時段、分區段的加載方案。試驗歷程模擬某新型運載火箭發射時序，前期模擬發射場的日照條件，后期模擬火箭飛行過程氣動熱載荷。其中，根據模擬計算提供的條件，結合整流罩同等材質的平板試驗件進行修正試驗，制定相應的熱載荷條件來模擬整個日照加熱和氣動加熱的過程。

1.2 熱載荷條件的修正

設定在發射前，某新型運載火箭受發射場日照影響時間為40 min。此過程采用石英燈輻射加熱手段，采用溫度閉環控制方式來模擬日照輻射。溫度熱載荷輸入條件為發射場整流罩平板日照試驗實測數據。

氣動加熱過程中的熱流修正方法采用“恒溫法”。由于在地面模擬氣動加熱試驗，存在能量損失（包括自然對流損失和輻射損失）。所以，對于一個溫度恒定的物體（對于金屬，認為其各項同性），在沒有內能源的情況下，保持其恒溫，其接受到的加熱量應等于其損失項，從而建立起結構表面溫度與熱損失項的關系。

根據某新型運載火箭合練時，在實際日照作用下，所測得的整流罩表面溫度，按實際黑度計算可得到凈吸收熱流為

式中 Q凈為試驗件凈吸收熱流；Q入為熱載荷輸入條件；ε飛為飛行階段整流罩表面的發射率；σ0為黑體輻射常數；α為對流換熱系數；wT，T環分別為飛行階段整流罩周圍空氣的阻滯溫度和整流罩自身表面溫度。

實際模擬時，整流罩表面涂黑，輻射率變為ε試，為保證凈吸收熱流一致，則有：

式中 Q到為石英燈需模擬的到達熱流，為

Q凈通過模擬計算給出，Q損通過地面調試獲得。

根據上述理論，為了完成以上修正，針對整流罩設計了整流罩局部平板熱試驗，以驗證整流罩熱解鎖試驗的熱載荷條件。

1.3 整流罩平板海南日照熱考核試驗

為了在整流罩熱解鎖試驗前期模擬日照環境而制定的熱載荷輸入條件，在海南進行了整流罩平板日照考核試驗。

平板試驗件包括端頭、前錐段、柱段3種類型，均選擇了與整流罩殼體材料結構相同的試驗件。端頭試件尺寸為150 mm×150 mm×8 mm，前錐段（內壁為碳面板）和柱段（內壁為鋁合金）試件尺寸為150 mm×150 mm×30 mm。試驗件外側面均噴涂有白漆防熱層。試驗件每種類型2件，共6件。

試驗共進行了5天，選取其中試驗平板上的四個溫度測點在某一天所獲得溫度數據如圖1所示。海南日照考核試驗結果表明：

a）平板溫度隨太陽輻射熱流變化迅速；

b）三種平板內外壁溫度的變化趨勢一致；

c）5天內獲得每日最高壁面溫度在43～58℃之間；

d）5天內獲得最高壁面溫度約58℃，對應太陽輻射約998 W/m2。

圖1 整流罩平板日照溫度測量結果Fig.1 MeasurementResultofSunshineTemperatureofFairingPlate

所以，在某新型運載火箭整流罩熱解鎖試驗過程中，日照條件的模擬，在標稱工況中，整流罩全罩控溫50℃，持續40 min；在偏差工況中，沿軸向中心線將整流罩分成兩個分區，加熱區域Ⅰ控溫70℃，加熱區域Ⅱ控溫50℃，持續40 min。

1.4 整流罩平板氣動加熱考核試驗

為了摸底整流罩局部結構平板試驗件在氣動熱流作用下的表面狀態變化情況，設計了整流罩平板氣動加熱考核試驗，并測量其溫度變化，得到了相應的測量數據，為整流罩熱解鎖試驗氣動熱載荷的施加提供了修正依據。

平板試驗件包括端頭、前錐段、柱段、倒錐段4種類型，均為與整流罩殼體材料結構相同的試驗件。端頭試件尺寸為150 mm×150 mm×8 mm，前錐段（內壁為碳面板）和柱段（內壁為鋁合金）試件尺寸為150 mm×150 mm×30 mm，倒錐段試件尺寸為330 mm×330 mm×35 mm。試驗件外側面均噴涂有白漆防熱層（倒錐段試件一半區域未涂白漆防熱層）。試驗件每種類型8件，共32件。

按照初始溫度和熱流條件的不同，設計并進行了5種工況的試驗，分別為：a）50℃，標稱工況；b）70℃，標稱工況；c）70℃，+15%偏差工況；d）70℃，-15%偏差工況；e）70℃，+30%偏差工況。

試驗共進行51次，在各次試驗過程中，加熱控制正常，測得溫度數據如圖2、圖3和表1、表2所示。根據各項測試數據結合模擬計算給出的條件，進行了相應的驗證和修正，最終確定了熱解鎖試驗的熱載荷條件。

圖2 初始溫度50℃，試件實際熱流控制結果Fig.2 ActualControl Result of Test Piece with Initial Temperature 50℃

圖 3初始溫度50°C，標稱工況下試件測試結果Fig.3 Result of Test Piece Under Nominal Operating Condition with Initial Temperature 50℃

表1 平板試件在5種工況下正面和背面的最高溫度1Tab.1 The Highest Temperature of the Observe and Reverse Side of Test Pieces in Five Experiment Conditions

表2 平板試件在5種工況下正面和背面的最高溫度2Tab.2 Highest Temperature of the Observe and Reverse Side of Test Pieces in Five Experiment Conditions

因此，在標稱和偏差兩個試驗工況下，對所有的溫區均進行前期溫度后期熱流分時聯合控制的方式，來模擬發射場日照輻射和飛行階段氣動加熱對整流罩的影響，以實現對整流罩熱載荷的施加。

2 整流罩熱解鎖試驗

2.1 試驗系統總體構成

試驗總體方案上，采用由計算機控制的輻射加熱技術模擬日照和氣動加熱的升溫效應，熱流條件經過恒溫法修正以獲得地面試驗環境下的結構表面到達熱流。試驗主要測量參數包括：溫度、熱流、位移等，測量在試驗過程中，加熱加載和熱解鎖后試件所產生的一系列變化。所有測量通過安裝于試件上的溫度、熱流、位移等傳感器感受試件響應，由測試系統實時記錄存儲。

整體方案如圖4所示，由圖4可知，將整流罩豎直安裝于支撐平臺上，輻射加熱器將其包覆。加熱器分左右兩半，可以通過底部小車獨立平移。動力電通過電纜輸送至加熱器上，測控系統集中控制加熱器的輸出，試件上的傳感器信號通過測試電纜傳送至測控系統并被記錄。

圖4 整體方案示意Fig.4 Overall Schematic Diagram

加熱裝置底部與運動機構相連，通過PLC控制器操作，加熱裝置可進行打開、合攏動作。該功能滿足了在整流罩加熱完成后，加熱裝置撤離，為整流罩解鎖留出足夠的空間，滿足整流罩解鎖的需求。

在整流罩內部搭設工作平臺，用于操作人員上下、對分離后的整流罩進行系留保護。系留裝置一端與操作平臺連接，一端與整流罩內吊點連接，在分開到一定距離時收住整流罩。

2.2 試驗方案

2.2.1 試驗工況

根據整流罩在實際發射過程中的歷程，整個熱解鎖試驗需要完成2個工況：

a）標稱工況：考慮整流罩的基礎溫度，即考慮日照作用，日照吸收熱流按照控溫50℃，持續40 min；氣動加熱熱流加載按照設計工況進行。

b）偏差工況：考慮整流罩的基礎溫度，即考慮日照作用，日照吸收熱流按照加熱區域Ⅰ控溫70℃，加熱區域Ⅱ控溫50℃，持續40 min；氣動加熱熱流加載在設計工況基礎上，加熱區域Ⅰ的熱流增加15%，加熱區域Ⅱ的熱流減小15%。其中，試驗加載的凈吸收熱流為飛行熱壁熱流和飛行壁面輻射熱流的差值。實際白漆涂層的輻射系數按照0.6計算。

2.2.2 加熱分區

整流罩在受日照和氣動加熱過程中的升溫效應，通過計算后對整流罩進行分區。熱流加載采用分段加載方案，沿整流罩縱向共分8段，各段加載到達熱壁熱流，控制時長為飛行中整流罩開始氣動加熱至飛行中實際拋罩時刻。每個加載區域至少有兩個熱流監控點。

同時，為了實現對整流罩的表面整體進行加熱，在整流罩軸向劃分兩個熱流加載區域，分別為加熱區域Ⅰ和加熱區域Ⅱ。整流罩外表面相應共劃分為32個溫區，由于端頭區域過小，不滿足設置加熱區的條件，所以設置為一個整體區進行加熱。左側加熱裝置為單數區，對應1～31溫區，右側加熱裝置為雙數區，對應2～32溫區，其中1、2溫區為端頭部分，合并為一個溫區，共計31個溫區。實際試驗中，實現同時對31個溫區進行獨立的溫度熱流分時聯合控制，對應每個溫區有單獨的熱載荷條件。

2.3 加熱控制

在此試驗中，使用石英燈組通過輻射加熱方式來模擬整流罩受日照和氣動加熱的升溫效應，控制對象是石英燈組，由電功率調節裝置供電，其發出的輻射熱由試驗件吸收；試驗件升溫，再通過量熱反饋傳感器測試到試驗件的溫度變化。

在計算機控制算法中，通過試驗件指定位置的量熱反饋傳感器測量到相應的溫度、熱流參數，經放大后采集到計算機進行比較、運算和校正調節后，得到相應的輸出信號。將上述經過調節的控制輸出信號傳輸至電功率調節裝置，改變加于石英燈兩端的電壓值，從而控制加熱能量的大小。

在整流罩熱解鎖試驗中，需要模擬運載火箭經歷日照，再進行發射飛行的全過程。將之前進行的整流罩平板日照試驗所測溫度數據經過均值化修正后（50℃或70℃）作為日照輻射模擬的輸入熱載荷，加熱持續時長為40 min；將整流罩平板氣動熱調試試驗及理論計算相結合修正得到的到達熱流到Q為后期施加的氣動熱載荷。

傳統的結構熱試驗的單個控制回路的控制方法是全程采用單輸入單輸出的控制方式，即作為單回路的閉環控制輸入的量熱反饋傳感器在試驗全程中僅為一種且僅有一個，按照之前預先設定的熱載荷條件進行試驗。而某新型運載火箭整流罩熱解鎖試驗的特殊之處在于，需要在整個試驗過程中以兩種量熱反饋信號按照不同的熱載荷條件按時間歷程進行閉環控制，需要針對現用的加熱控制算法進行適應性的修改，以使其可以滿足整流罩熱解鎖試驗的要求，達到試驗前期可靠控溫，后期熱流可控，中間兩種控制參量實現快速切換，如圖5所示。

圖5 控制算法的適應性修改Fig.5 Adaptive Modification of Control Algorithm

根據試驗熱載荷條件的要求，需要在試驗全程中前期采用溫度控制模擬發射場的日照條件；試驗后段采用熱流密度的控制方式模擬火箭飛行過程的氣動加熱過程。熱解鎖試驗分成兩個加熱時段：

a）試驗過程的前40 min，模擬日照輻射，在此過程中，需要引入的控制參量是整流罩各加熱溫區上所布置溫度傳感器，以反饋試驗件的結構溫度；

b）試驗進行40 min之后，模擬整流罩氣動加熱過程，控制參量轉變成熱流參數，需要程序自動切換成熱流控制算法，對試驗件的熱流密度進行控制。

根據試驗需求，針對熱試驗控制程序進行程序修改，試驗單個加熱分區配置兩個控制參量，同時為每個控制參量設置一條目標曲線，分別為溫度控制目標曲線和熱流控制目標曲線。在試驗階段的前40 min，控制算法默認選擇以反饋的溫度信號為控制輸入信號，按照溫度目標曲線，進行溫度閉環控制。40 min結束后，程序立即切換至以反饋的熱流信號為輸入信號，按照設定的熱流目標曲線，進行熱流閉環控制，直至試驗結束。

上述為單個加熱分區的控制思路，在試驗過程中，對每個加熱分區進行獨立的回路閉環控制，共設置31個分區，實現了對整個整流罩各個分區的溫度熱流分時聯合加熱控制。

2.4 試驗實現

根據模擬計算得出的熱壁熱流、表面溫度數據，按地面平板試驗條件進行修正后，獲得最終的控制熱流。得到經過修正的地面試驗熱流后，通過安裝于整流罩對應位置的熱流傳感器作為加熱控制的量熱傳感器，經控制系統比較運算后，調節功率系統輸出，使結構表面到達熱流與修正后的熱流一致。

采用金屬模擬件進行損失項和位置系數調試，獲得各區的功率控制參數。測量了在不同溫度場下的熱流損失項數據，根據確定的熱載荷條件對各加熱區的熱流條件進行了補償。其中，部分分區補償后的到達熱流如圖6和圖7所示。

圖6 標稱工況下熱流補償結果Fig.6 Compensation Result of Heat Flow in Nominal Working Condition

圖7 偏差工況下熱流補償結果Fig.7 Compensation Result of Heat Flow in Deviation Working Condition

由于試驗件表面無法安裝熱流傳感器，因此正式試驗中將熱流傳感器安裝在加熱器反射板上，采用反射板熱流間接控制方法進行加熱控制。

測試原理如圖8所示。以加熱器反射板上的熱流輸出信號作為控制信號進行加熱調試，同步測量假試件表面熱流響應。通過反復調試使得假試件的表面到達熱流與補償后的試驗件表面所需要的試驗熱流保持一致。

圖8 加熱控制示意Fig.8 Schematic Diagram of Heating Control Method

正式試驗時采用反射板熱流作為控制信號，調試得到的熱流曲線作為加熱控制條件，同時保證試驗件和加熱器的相對位置與調試狀態一致，進行正式試驗。

2.5 結果分析

根據修正后的熱載荷條件，進行了整流罩熱解鎖試驗，圖9和圖10為試驗中兩個工況試驗后相對應的分區測量得到的試件表面到達熱流，與修正后的整流罩表面到達熱流一致。

圖9 標稱工況下熱流測試結果Fig.9 Test Result of Heat Flow in Nominal Working Condition

圖10 偏差工況下熱流測試結果Fig.10 Test Result of Heat Flow in Deviation Working Condition

a）標稱工況。

標稱工況完成后，測試得出整流罩整體溫度與之前模擬計算提供的結果基本一致，前錐內部中心點處空間熱流約350 W/m2。根據測試結果，可以判斷分離裝置的最大相對變形不超過0.55 mm。

b）偏差工況。

加熱結束后，加熱裝置撤離，點火系統按時序點火，分離裝置正常工作，整流罩順利解鎖，回收系統能按設計要求正常工作將整流罩收住。根據測試結果，可以確定偏差工況下，分離裝置的最大相對變形不超過1.2 mm。

3 結論

為了驗證某新型運載火箭在高速飛行中，整流罩經歷氣動加熱后，解鎖的可靠性和協調性，設計了熱解鎖試驗來驗證整流罩分離方案的有效性。根據模擬計算得到的熱載荷條件，輔以同等材料的平板試驗所得到的測量數據進行驗證和修正，確定解鎖試驗的熱載荷條件。

同時，搭建試驗系統，根據熱載荷條件，對結構熱試驗的控制算法進行了改進和調整，增加了參與閉環控制運算的量熱傳感器的種類和個數，實現了溫度熱流分時聯合控制，對整流罩整體進行輻射加熱，模擬經歷日照后進行氣動飛行的飛行歷程。

在經過地面試驗模擬的日照效應和氣動加熱后，整流罩縱向分離裝置工作正常，能夠順利解鎖，驗證了整流罩在經歷一系列熱環境后解鎖的協調性。通過熱解鎖試驗，監測的整流罩表面到達熱流和整流罩溫度響應與模擬計算均能吻合，驗證了模擬計算的正確性。