助推器氧箱異型結構對增壓影響的研究

王 楠，王 丹，熊天賜，常武權

（北京宇航系統工程研究所，北京，100076）

0 引 言

為進一步提高載人火箭的運載能力需求，在助推器外形不變的前提下，氧化劑箱前底由橢球底改進為圓錐形底并伸入頭錐內部以充分利用頭錐內部空間，從而增加加注量。為適應此項變化，助推器氧自生增壓管路位置進行調整，前底增壓法蘭移至箱筒段，導致箱內增壓管部分浸泡在推進劑內。同時為進一步減輕結構質量，箱內增壓管路采用單層不絕熱設計。

高溫的增壓氣體與常溫的液體推進劑之間將通過管壁進行換熱，準確計算換熱量是有效評估改進結構對增壓能力影響的基礎。

1 自生增壓管路方案

根據載人火箭助推器氧箱內增壓管路高度，對照總體原始數據，可知起飛前增壓管在推進劑內長度為3236 mm，隨著火箭起飛后推進劑不斷消耗，約51 s增壓管才會完全露出液面，如圖1所示。采用單層管后，增壓管內350 ℃高溫氣體會與常溫推進劑之間只有導熱性能很好的薄壁金屬導管相隔，傳熱量大，使得壁面附近推進劑不斷加熱和蒸發，可能會導致上層部分推進劑溫度過高影響發動機穩定工作，會使部分推進劑蒸發影響箱壓和推進劑剩余量，而降低自生增壓能力。

圖1 助推器氧箱和增壓管路布局Fig.1 Pressurized Pipe of Oxidant Tank for Booster

2 增壓管路換熱計算

2.1 氧化劑熱物性

氧化劑為四氧化二氮，設計標準條件為15 ℃，比熱為1515.6 J/（kg·K），汽化潛熱為414.5 kJ/kg。

2.2 增壓管材料及熱物性

助推器氧箱箱內增壓管走向和布局如圖1所示。材料為鋁合金管5A03-0 55×2.5（即LF3），其熱物性見表1。

表1 鋁合金管5A03熱物性Tab.1 Thermophysical Property for Aluminium Alloy 5A03

2.3 氧箱液面高度及管路接觸長度

圖2為助推器氧箱內推進劑液面高度（相對理論箱底），隨飛行時間液面持續下降，約51 s時，液面低于3838 mm，箱內增壓管全部露出液面。圖3為浸入推進劑內增壓管長度曲線，加注后約3236 mm的管子浸在推進劑內。

圖2 氧箱推進劑液位高度曲線Fig.2 Propellant's Level Height of Oxidant Tank

圖3 浸入推進劑內增壓管長度曲線Fig.3 Pressurized Pipe Length in Propellant

2.4 增壓氣體熱物性

自生增壓氣體為四氧化二氮蒸氣，設計最高溫度為350 ℃，流量為0.65 kg/s，最高壓力為0.8 MPa。

2.5 換熱量估算

針對箱內增壓管路為薄壁鋁管，管內高溫氣體與管外推進劑換熱量為

式中為傳熱系數，

2.5.1 管內氣體換熱系數計算

自生增壓氣體容積流量均值約為124 L/s，增壓管內徑為50 mm，則雷諾數計算：

結果表明管內流動為紊流強制對流換熱。

普朗特數取0.69，因此，管內換熱系數計算：

2.5.2 管外推進劑換熱系數計算

管外推進劑隨著推進劑消耗緩慢流動，最大約0.085 m/s，因此可以認為推進劑不流動，按照自然對流換熱進行計算。

由于發動機點火工作后，氧箱自生增壓氣體擠破破裂膜片后進入貯箱增壓，增壓管路有一定熱容且與外界換熱等因素影響，貯箱入口增壓管路溫度上升速度要小于管內氣體溫度。圖4為火箭氧箱外增壓管路末端溫度曲線，可以看出在前50 s管路壁溫是在不斷上升的。

圖4 氧箱增壓管入口溫度曲線Fig.4 Pressurized Pipe Inlet Temperature of Oxidant Tank

對于水平管段，換熱系數為

對于豎直管段，換熱系數為

表2為不同管路壁溫對應的換熱系數。

表2 不同管路壁溫對應換熱系數Tab.2 Coefficient of Heat Transfer for Different Pipe's Temperature

2.5.3 增壓管路換熱量計算

表3為不同管路壁溫對應的傳熱系數。

表3 不同管路壁溫對應傳熱系數Tab.3 Heat Transfer Coefficient of Different Pipe's Temperature

因此，管內高溫氣體與管外推進劑換熱量為

隨飛行時間，箱內增壓管熱損失曲線見圖5，總換熱損失量見圖6，可見氧箱內增壓管與推進劑熱損失在18 s達到最大，約為9479.2 W，總換熱損失量隨飛行試驗持續增加，在增壓管完全露出推進劑后達到最大，約374.7 kJ。

圖5 箱內增壓管熱損失曲線Fig.5 Heat Loss of Pressurized Pipe in Oxidant Tank

圖6 箱內增壓管總換熱損失量Fig.6 Total Heat Loss of Pressurized Pipe in Tank

3 增壓效果評估

助推器發動機點火后，渦輪泵開始工作，氧蒸發器開始工作，增壓管內自生增壓氣體開始進入貯箱增壓，增壓管管壁溫度也不斷提高，由于單層管結構使高溫管壁與常溫推進劑直接接觸，因此與推進劑開始換熱造成增壓能量損失。采用依據估算的總損失量，對比自生增壓氣體的能量（見圖7），可知箱內增壓管換熱損失占自生增壓氣體能量的百分比在約40 s達到最大為5.1%。

圖7 自生增壓氣體能量曲線（按照523K考慮） Fig.7 Total Heat of Self-generated Pressurized (523K)

利用AMESim軟件建立增壓計算模型，此能量損失對箱壓的影響約為0.03～0.04 MPa，CZ-2F助推器氧增壓管改進前起飛10 s安溢閥門就打開排氣，增壓余量較大，因此此壓力損失可以接受（見圖8）。改進后火箭已經多次飛行，實測壓力比較溫度，預示增壓計算結果準確。

圖8 改進前后貯箱壓力比較Fig.8 Comparisoning of Tank Pressure before and after Improvement

4 結 論

針對載人火箭助推器氧箱異形結構的增壓管路改進方案，氧箱內增壓管路在推進劑中浸泡約51 s，采用單層管路飛行5～50 s，增壓氣體與液體推進劑明顯換熱，增壓能量損失約為374.7 kJ，貯箱增壓壓力最大約減小0.04 MPa，從實際增壓壓力數據來看，增壓能力下降可以接受，從飛行結果分析來看，理論計算結果與飛行結果一致性好。同時采用單層管路，也減輕了助推器結構質量，為提高運載能力作出貢獻。