重型火箭發(fā)射平臺熱防護方法探究

馮 超，徐 錚，平仕良，吳新躍，毛利民

（1.北京航天發(fā)射技術(shù)研究所，北京，100076；2.航天系統(tǒng)部裝備部，北京，100076）

0 引 言

發(fā)射平臺在火箭發(fā)射起飛過程中受到發(fā)動機的燃氣流沖擊、燒蝕與破壞。火箭點火起飛前，燃氣流從導(dǎo)流孔排導(dǎo)，當(dāng)火箭起飛到一定高度時，燃氣流開始逐漸作用到發(fā)射平臺導(dǎo)流孔側(cè)壁，隨著燃氣流中心移動至發(fā)射平臺上表面，各項燒蝕、沖擊參數(shù)達到峰值。在此過程中，發(fā)射平臺必須通過熱防護層對本體金屬結(jié)構(gòu)進行有效保護，以確保發(fā)射平臺主體結(jié)構(gòu)在火箭發(fā)射過程中不會被燒蝕破壞。如果熱防護方案設(shè)計不合理，可能使發(fā)射平臺主體結(jié)構(gòu)受損，熱防護層碎片還可能撞擊火箭并導(dǎo)致發(fā)射失敗。相比中國現(xiàn)役規(guī)模最大的長征五號運載火箭，重型運載火箭的發(fā)動機推力更大，發(fā)動機數(shù)量更多，發(fā)動機燃燒室壓力進一步提高，對發(fā)射平臺的燒蝕更為嚴重[1]。本文針對重型火箭發(fā)動機數(shù)量多，推力大，燃氣流熱流密度大，作用區(qū)域大的特點，通過仿真獲得熱防護的設(shè)計需求，調(diào)研中國主流熱防護材料，通過縮比發(fā)動機燒蝕試驗與實際發(fā)射搭載試驗結(jié)果進行對比，探索研究可用于重型運載火箭發(fā)射平臺的熱防護方法。

1 熱防護設(shè)計現(xiàn)狀分析

1.1 國外技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

國外可重復(fù)使用航天飛行器的熱防護設(shè)計一直是航天領(lǐng)域的研究熱點[2]，美國航天飛機的鼻錐帽、主翼前緣采用的是陶瓷基復(fù)合材料。國外運載火箭發(fā)射平臺為確保能多次使用，在設(shè)計時盡量減少發(fā)射時無法撤收的設(shè)備，對于發(fā)射時無法撤收的設(shè)備，各國均采取了有效的防護措施。對于燃氣流直接作用區(qū)域，國外運載火箭發(fā)射平臺使用涂層類材料進行防護，如美國大力神-Ⅲ火箭發(fā)射平臺表面直接承受燃氣流燒蝕的平面覆蓋25.4 mm 厚硅磚。日本H-Ⅱ火箭發(fā)射平臺的行走裝置采用了鎧裝防護措施，如圖1 所示[3～7]。

圖1 航天飛機發(fā)射平臺熱防護方案Fig.1 Thermal Protection Scheme of Space Shuttle Launch Platform

1.2 中國運載火箭發(fā)射平臺熱防護現(xiàn)狀

中國發(fā)射平臺的熱防護方案根據(jù)設(shè)備規(guī)模、發(fā)射環(huán)境特點有所區(qū)別。從1990 年開始的近30 年的時間里，對中大型發(fā)射平臺進行了數(shù)十次涂覆和修補，在此期間不斷進行改進，特別是采用了成型的耐火材料，經(jīng)多次發(fā)射無脫落，如圖2 所示。目前，中國中大型發(fā)射平臺采用有機燒蝕材料和無機隔熱材料為主體的復(fù)合型熱防護涂料，涂層與鋼板結(jié)合力強，耐熱好，抗沖刷，施工成本低。

圖2 發(fā)射平臺涂覆后Fig.2 After Coating the Launch Platform

綜上所述，中國發(fā)射平臺熱防護總體思路與國外相似，均通過表面涂層的方式防護，每種發(fā)射平臺固定選擇1～2 種的通用防護方案。這種統(tǒng)一的防護方案雖然簡單易行，但是沒有將重點防護區(qū)域與一般區(qū)域進行區(qū)分，對于大規(guī)模設(shè)備存在成本高、周期長的缺點，因此并不適用。

2 發(fā)射環(huán)境仿真分析

綜合重型火箭構(gòu)型特點、發(fā)動機參數(shù)、發(fā)射平臺臺體結(jié)構(gòu)設(shè)計等條件，對發(fā)射平臺在火箭發(fā)射各階段的燒蝕環(huán)境進行仿真分析，識別出主要承受燒蝕的區(qū)域，火箭起飛過程燃氣流對發(fā)射平臺的作用歷程如下：

a）起飛階段初始火箭發(fā)動機燃氣流擴張后外部作用在發(fā)射平臺上表面導(dǎo)流孔附近區(qū)域，燃氣流中心通過導(dǎo)流孔排導(dǎo)，不會正面沖擊發(fā)射平臺，此時燃氣流對發(fā)射平臺結(jié)構(gòu)表面的燒蝕強度較低，燃氣流對發(fā)射平臺結(jié)構(gòu)表面沖擊壓力較小，僅有高溫作用在導(dǎo)流孔側(cè)立面。

b）隨著火箭飛行高度逐漸升高，火箭發(fā)動機燃氣流中心開始作用在發(fā)射平臺上表面。火箭起飛高度約為30 m 時發(fā)射平臺燒蝕最為嚴重，燃氣流對發(fā)射平臺結(jié)構(gòu)表面沖擊壓力最大。

c）火箭飛行高度繼續(xù)升高，火箭發(fā)動機燃氣流對發(fā)射平臺的燒蝕逐漸減輕，發(fā)射平臺表面沖擊壓力逐漸降低，直至火箭完全升空，對發(fā)射平臺的燒蝕結(jié)束。

根據(jù)仿真結(jié)果，總結(jié)出重型火箭發(fā)射平臺燃氣流燒蝕環(huán)境特點如下：

a）熱流密度大于中國其它型號火箭，因此燒蝕最為嚴重，但燒蝕持續(xù)時間僅為幾秒；

b）沿燃氣流方向熱流密度變化大；

c）沿圓周方向熱流密度分布不均勻；

d）溫度場變化較快。

因此，重型火箭發(fā)射平臺熱防護方案根據(jù)火箭飛行30 m 高度下的發(fā)射平臺靜壓、靜溫情況進行設(shè)計，如圖3、圖4 所示，針對燒蝕重點區(qū)域重點防護。

圖3 重型火箭發(fā)射平臺30m 高度靜壓云圖Fig.3 Static Pressure Cloud Image of Heavy Rocket Launch Platform at 30m Height

圖4 重型火箭發(fā)射平臺30m 高度靜溫云圖Fig.4 Static Temperature Cloud Image of Heavy Rocket Launch Platform at 30m Height

3 重型火箭熱防護分區(qū)

根據(jù)仿真結(jié)果，發(fā)射平臺熱影響區(qū)大致可分為A區(qū)、B 區(qū)、C 區(qū)和臍帶塔，A 區(qū)為核心區(qū)，B 區(qū)為過渡區(qū)，C 區(qū)為非核心區(qū)，如圖5 所示。

圖5 重型火箭發(fā)射平臺熱影響區(qū)域Fig.5 Heavy Rocket Launch Platform Heat Affected Area

a）A 區(qū)為燒蝕核心區(qū)域，包括芯級井字梁上表面、芯級導(dǎo)流、孔助推導(dǎo)流孔、引流孔。助推導(dǎo)流孔外邊緣向外延伸3 m 范圍，此部分靜溫、靜壓最高。

b）B 區(qū)（共4 處）為燒蝕過渡區(qū)域，包括發(fā)射平臺四角的設(shè)備間上表面，燒蝕靜溫、靜壓均低于A 區(qū)，且向外擴散逐漸降低。

c）C 區(qū)為燒蝕非核心區(qū)，為邊梁及臍帶塔3 m 以下高度，包括臍帶塔兩側(cè)上表面。

熱防護方案設(shè)計技術(shù)途徑如圖6 所示。

圖6 重型火箭發(fā)射平臺熱防護方案技術(shù)途徑Fig.6 Technical Approach of Thermal Protection Scheme for Heavy Rocket Launch Platform

3.1 可用于核心區(qū)的域熱防護方法

核心區(qū)A 區(qū)按照需要防護部位可分為平面類、不規(guī)則形狀類2 種，該區(qū)域熱防護材料需具備以下性能：

a）能承受最大靜壓、靜溫的時間不低于5 s；

b）防護后的鋼板溫度不超過100 ℃；

c）材料能夠防水、防鹽霧、防霉變等；

d）材料能夠進行機加工。

平面類防護區(qū)包括發(fā)射平臺臺體上表面、導(dǎo)流孔壁面等部位，熱防護材料直接承受燃氣流燒蝕，是燒蝕最嚴重的區(qū)域。可以選用的材料包括：碳纖維增強C-C 材料、碳纖維增強SiC 材料、碳纖維增強石英、燒結(jié)陶瓷等（見表1）。

表1 可選核心區(qū)防護材料Tab.1 Options for Protective Materials in the Core Area

為縮短發(fā)射平臺在火箭發(fā)射后的恢復(fù)周期，平面類區(qū)域應(yīng)采用模塊化防熱涂層，采用升華型的耐燒蝕復(fù)合材料板。這類熱防護板可以提前由廠家按照尺寸加工完成后，運至現(xiàn)場繼續(xù)安裝。后續(xù)燒蝕損壞進行更換時直接用備件進行替換，縮短現(xiàn)場施工周期。

a）臺面橫梁表面可采用整塊復(fù)合材料板，為避免正面區(qū)域出現(xiàn)板間接縫，將復(fù)合材料板正面與立面的拐角處設(shè)計為L 型，使接縫延至導(dǎo)流孔立面（見圖7）。

圖7 平面類復(fù)合材料板示意Fig.7 Schematic Diagram of Flat Composite Material Board

b）各復(fù)合材料板之間應(yīng)采取Z 字型搭接方式，保證板之間的縫隙不大于1 mm，避免發(fā)射平臺本體被燃氣流直接燒蝕損傷。

c）為不損傷發(fā)射平臺本體，在發(fā)射平臺本體上焊接用于固定復(fù)合材料板的連接塊，復(fù)合材料板使用螺栓與臺體之間連接。使用耐燒蝕的復(fù)合材料螺栓，避免多次使用后螺栓損傷導(dǎo)致復(fù)合材料板無法更換，如圖8 所示。

圖8 復(fù)合材料板搭接示意Fig.8 Schematic Diagram of Overlapping Structure of Composite Material Board

d）為保證復(fù)合材料板與發(fā)射平臺本體之間緊密貼合，將高溫膠填充在復(fù)合材料板與發(fā)射平臺本體縫隙。

e）導(dǎo)流孔立面復(fù)合材料板尺寸不大于500 mm，發(fā)射平臺結(jié)構(gòu)設(shè)計時，在導(dǎo)流孔立面底部還設(shè)有凸臺，用以支撐整個立面的熱防護板，避免長期使用時發(fā)生墜落。

不規(guī)則形狀類主要為發(fā)射平臺上臺面的凸起物，主要包括支承臂及本體上的各種設(shè)施、設(shè)備等非平面部位，選擇無機涂層以便能夠適應(yīng)不規(guī)則結(jié)構(gòu)表面，每次熱防護層受損后采用涂覆的方式進行現(xiàn)場修復(fù)。可以選用無機涂層，其性能為：涂層底層材料附著強度不小于15 MPa，涂層材料本身強度不小于10 MPa，耐火度大于1300 ℃；熱導(dǎo)系數(shù)不大于1 W/（m·℃），200 ℃平均線膨脹系數(shù)α為 5×10-6～15×10-6mm/（mm·℃）。

3.2 可用于過渡區(qū)域的熱防護方法

過渡區(qū)B 區(qū)為發(fā)射平臺四角處，這些位置下方為用于存放發(fā)射平臺電氣、液壓設(shè)備的設(shè)備間，結(jié)構(gòu)類型為平面類，考慮到該區(qū)域燒蝕相對核心區(qū)較輕，可以選用的材料包括：酚醛類復(fù)合材料板、無機材料涂層，其性能見表2。

表2 過渡區(qū)防護材料可選方案Tab.2 Options for Protective Materials in the Transition Zone

為避免水從發(fā)射平臺表層滲入設(shè)備間內(nèi)并損壞電氣設(shè)備，在過渡區(qū)應(yīng)進行防水密封處理，即施工前首先在蓋板接縫處涂抹一層防水膠，再進行無機涂層的各層施工，如圖9 所示。無機涂層各層固化后均為致密材料，水不易滲入材料內(nèi)部。板接縫處還應(yīng)使用高溫膠和玻璃布密封。

圖9 無機涂層接縫密封方案Fig.9 Inorganic Coating Glue Sealing Scheme

3.3 可用于非核心區(qū)域的熱防護方法

非核心區(qū)C 區(qū)包括發(fā)射平臺上臺面邊緣部位和臍帶塔3 m 以下空間。臺面邊緣的平面類區(qū)域可使用無機涂層或酚醛類復(fù)合材料板，臍帶塔鋼梁表面的不規(guī)則形狀區(qū)域可使用熱噴金屬陶瓷涂層。熱噴金屬陶瓷涂層具有較好的耐溫性，施工簡單快速，但是無法應(yīng)用在承受燃氣流沖擊壓力的表面。金屬陶瓷涂層性能為：燒蝕溫度大于2400 K，火焰速度大于1200 m/s，下燒蝕時間不低于10 s，燒蝕次數(shù)不低于3 次仍保持完好。

4 試件燒蝕與強度試驗

根據(jù)熱防護方案設(shè)計情況，通過一系列試驗，對熱防護材料的實際防護性能進行檢驗。縮比發(fā)動機燒蝕試驗根據(jù)燃氣流仿真與發(fā)射環(huán)境測試結(jié)果設(shè)計試驗參數(shù)，按峰值熱流不低于10 MW/m2、峰值溫度不低于2000 K，燒蝕時間不低于10 s 進行試驗。試驗件中心與發(fā)動機噴口對正并傾斜45°放置，如圖10 所示。每次試驗燒蝕后對樣板水冷再進行下一次燒蝕，每種材料進行3 次試驗。部分已經(jīng)完成的試驗結(jié)果見表3。強度試驗通過壓力機對試件持續(xù)增加壓力，記錄熱防護材料能夠承受的最大壓力。

圖10 縮比發(fā)動機燒蝕試驗方案Fig.10 Shrink Engine Ablation Test Plan

表3 部分材料燒蝕試驗結(jié)果Tab.3 Test Results Regardless of Material

通過對幾種防熱材料進行試驗，提出了重型火箭發(fā)射平臺的初步熱防護材料選型方案，后續(xù)根據(jù)產(chǎn)品的設(shè)計細節(jié)進行調(diào)整。同時也為其它沿海設(shè)備的防腐設(shè)計提供借鑒。

表4 初步熱防護材料方案Tab.4 Preliminary Scheme of Thermal Protection Materials

5 結(jié)束語

發(fā)射平臺是運載火箭地面支持系統(tǒng)的關(guān)鍵產(chǎn)品，發(fā)射平臺的安全直接關(guān)乎火箭發(fā)射的成敗。設(shè)計合理的熱防護方法既可以通過對發(fā)射平臺在火箭發(fā)射過程中的防護提高發(fā)射安全性，同時可以實現(xiàn)防水、防腐蝕等多種功能，因此具有重要意義。為提高重型火箭發(fā)射平臺的經(jīng)濟性與快速恢復(fù)能力，借鑒國內(nèi)外成功設(shè)計經(jīng)驗，對熱防護方案進行分區(qū)，根據(jù)發(fā)射環(huán)境仿真結(jié)果，對核心區(qū)、過渡區(qū)、非核心區(qū)提出不同可選的熱防護材料，并通過縮比發(fā)動機試驗、火箭發(fā)射搭載試驗進行驗證，對重型火箭發(fā)射平臺熱防護可用方法進行探索，也為其它地面設(shè)備的熱防護設(shè)計提供借鑒參考。