新一代运载火箭共底贮箱隔热性能试验及环境预示

孙培杰，李 鹏，张振涛，包轶颖，周遇仁

（上海宇航系统工程研究所，上海 201109）

0 引言

为有效减轻结构重量，提供运载能力，共底结构在国内外运载火箭的应用较普遍［1］。美国的Atlas 5运载火箭二级、欧空局的Arane 5和日本的H-IIA运载火箭一级均采用共底结构形式［2－4］。我国长征三号系列低温火箭三子级采用液氢／液氧推进剂，推进剂箱体为共底的低温贮箱，贮箱共底结构提供有效的绝热条件，使两箱间的热传输量最小，同时又是两箱体的安全屏障［5］。长征四号系列火箭三级同样采用共底结构，但其采用的四氧化二氮和偏二甲肼常规推进剂，两者使用温差要求控制在5℃内，温度相互影响较小［6－8］。新一代运载火箭二级采用液氧／煤油推进剂，贮箱结构为夹层共底形式，夹层共底由上面板、夹层和下面板三部分组成，上面板和下面板均为椭球形面，上下面板间为非金属夹芯，非金属夹芯选择绝热性能较好的泡沫塑料，夹芯为变截面，上下面板与夹芯间用超低温胶粘接，并通过叉形环与箱底焊接。两推进剂常压下使用温度差异近200℃。本文对新研制的液氧／煤油共底贮箱进行隔热性能试验研究，并对数值分析模型进行修正，用修正的分析模型，对共底贮箱在低温外界环境条件（－20℃）下预示分析煤油温度变化。

1 液氧／煤油共底贮箱隔热性能试验

1.1 试验目的

二级共底贮箱结构如图1所示。煤油在上，液氧在下，液氧提供过共底结构影响煤油温度，从而影响发动机工作性能、二级煤油可用量及发射流程。共底结构除进行静力等试验外，还需进行地面隔热试验。考虑试验的安全性采用液氮代替氧化剂（液氧），燃料剂为航天煤油。

图1 共底结构Fig.1 Common bulkhead

1.2 试验工况

根据不同加注液位及停放时间，确认两个试验工况。

a）试验工况1

正常发射的温度测量，共计3.5h。煤油加注至Ⅲ号液位，进入试验地面停放阶段。液氮箱液氮加注初步流程为：－3.5h开始加注液氮，液氮加注至液氮箱Ⅱ号液位停止；加注结束后，根据液氮蒸发量适时补加，保持液氮箱液氮基本处于Ⅱ号液位；－30min液氮补加，补加至液氮箱Ⅲ号液位。加注液位如图2所示。

图2 贮箱加注液位Fig.2 Propellant in store tank

b）试验工况2

液氮补加后推迟发射的温度测量，在试验1完成后，试验2直接开始计时，测量时间24h，两试验工况共计试验27.5h。

1.3 试验系统建立

二级共底贮箱地面隔热试验系统主要由试验贮箱、动力加注系统、温度及应变测量系统、配气台和固定工装等组成，如图3所示。

图3 共底贮箱隔热试验系统Fig.3 Thermal performance test system of store tank

1.4 测点布局

温度测点布置如图4、5所示。温度布置在箱内搭建的纵向和横向工装上；纵向为硬氟塑料条板，上面固定温度传感器；横向构件为非金属细杆，用于固定支撑纵向构件。纵杆温度测点如图5所示。

图4 温度测点Fig.4 Sketch of temperature sensors

图5 纵杆温度测点Fig.5 Sketch of temperature sensors in vertical poles

1.5 试验结果分析

1.5.1 共底材料隔热性能

整个试验过程中，外界自然环境温度为26～36℃。从开始液氮加注到试验结束，共底材料上下表面温度变化分别如图6、7所示。

图6 共底材料中间部位上下表面温度变化Fig.6 Variations of upper an down surface center temperature of common bulkhead

图7 共底材料边缘部位上下表面温度变化Fig.7 Variations of upper an down surface edge temperature of common bulkhead

正常发射时间（3.5h），共底中心上表面温度均维持在30℃以上。共底边缘下表面温度为液氮温度（－196℃），上表面温度下降较快，最低15℃，其余两点温度下降了2～5℃。

推迟发射24h，受液氮蒸发影响，共底下表面温度先降后升，共底上表面中心部位温度一直呈下降趋势，最低降至约24℃，此时上下表面温差约100℃。边缘部位温度受液面降低和外界环境影响，最低降至约10℃，上下表面温差约110℃。

试验表明：共底材料隔热性能较好，下表面低于－100℃时上表面温度均能维持在15℃以上。

1.5.2 煤油温度

煤油箱内纵杆5，1的各点温度变化如图8、9所示。由图可知：纵杆1的温度分层最小，最大温差6℃，说明因共底中心区域较厚，且该部分区域为液氮气枕，温度相对较高，通过该区域的导热量较小，对煤油的影响较小。纵杆5的温度分层最大，最大达15℃，这是因共底周边较薄，且位于液氮区域，通过该区域的导热量较大，使靠近共底的煤油降温较大，而上部温度点煤油受环境影响初始温度较高，导致温度分层较明显。

图8 纵杆5上各点温度Fig.8 Temperatures of vertical pole 5

图9 纵杆1上各点温度Fig.9 Temperatures of vertical pole 1

不同纵杆距共底最近点温度如图10所示。由图可知：随时间推移，不同纵杆距共底最近点温度均有降低，但下降幅度不同，共底周边温度点下降最快，这说明了通过共底周边传递的热量最大，向中心区域逐渐降低。因此，受低温介质和环境温度双重影响，煤油会出现温度分层显现，最大温差近15℃，共底周边区域煤油分层较明显。

叉形环附近煤油温度如图11所示。由图可知：叉形环附近煤油温度受环境温度和低温推进剂影响均较大，变化状态较复杂。正常发射时间，受叉形环金属导热和较薄共底材料导热的双重影响，附近煤油温度约15℃。推迟发射24h叉形环附近煤油温度降至10℃。在煤油筒段内表面，煤油温度随与叉形环距离增大而逐渐升高，距煤油输送管开口325mm处煤油温度20℃。

图10 不同纵杆距共底最近点温度变化Fig.10 Temperatures of poles close to common bulkhead

图11 叉形环附近煤油温度Fig.11 Kerosene temperatures of close to furcation structure

2 二级共底贮箱数值分析

受试验条件限制，很难试验考核所有外界环境条件共底贮箱状态。本文用Fluent软件进行模拟分析并与试验结果比较，对分析模型进行修正，再用修正的模型进行环境预示分析。

2.1 物理模型

贮箱夹层共底结构由上面板、夹芯和下面板三部分组成，结构如图12所示。共底的上、下面板是形状相同的椭球形面，面板材料均为2219铝合金，上下面板间为Rohacell泡沫塑料非金属夹芯，夹芯为变截面，顶端最大厚度78mm。分析模型边界如图13所示。

图12 贮箱共底叉形环结构Fig.12 Structure of furcation structure

图13 共底贮箱分析模型边界Fig.13 Boundaries of common bulkhead store tank model

2.2 数学模型

对三维不可压缩流体，用N-S方程和标准κ－ε紊流模型求解温度场和速度场，控制方程包括动量方程、连续性方程、能量方程、κ方程和ε方程［9］。各方程的一般形式为

用FLUENT6.1软件分析贮箱温场和流场，计算采用标准κ－ε紊流模型。此处：φ分别为1，υ，ν，ω，T，κ，ε；Γφ相应为0，μeff，μ／（Pr）＋μ／Pt，μeff／σk，μeff／σε；Sφ相 应 为 0，－∂Peff／∂x＋div（μeffV／x），－∂Peff／∂y＋ div（μeffV／y）， － ∂Peff／∂z＋div（μeffV／z），St，Gk－ρε，ε／κ（C1Gk－C2ρ）；t为时间；ρ为流体密度。其中：υ，ν，ω分别为x，y，z向的速度风量；κ为紊流脉动动能；ε为紊流能量耗散率；V为速度；μeff为流体有效黏性系数，且μeff＝μ＋μt；μ为流体动态黏性系数；μt流体紊流动态黏性系数；Pr为紊流普朗特数；St为紊流方程源项；Gk为能量耗散率中的紊流项；Cμ，C1，C2，σκ，σε为系数，取Cμ＝0.09，C1＝1.44，C2＝1.92，σκ＝1.0，σε＝1.3。

用SIMPLEC算法求解，获得随时间变化的对流边界条件。因新一代运载火箭需满足外界环境－20℃和风速10m／s的发射条件，根据单管扰流理论，直径2.25m箭体在风速10m／s条件下，与外界的对流换热系数约40W／（m2·K）；共底材料下表面液氧温度和气枕温度采用试验过程中实测的变化温度，液侧边界温度取TYt4～TYt6的平均值，气枕温度取TYt1～TYt3的平均，所得温度变化如图14所示［9］。其他具体参数设置参照FLUENT菜单设置。

煤油和共底材料性能参数见表1，其他材料的物性参数见表2。

图14 温边界条件Fig.14 Cogenic boundaries numerical model

2.3 模型分析与试验结果比较

用Fluent软件进行瞬态计算分析，分析结果与试验数据比较如图15～17所示。由图15可知：共底上表面计算温度与试验温度吻合较好，变化趋势与试验数据一致，均在15℃以上，两者温度差异不大于2℃。由图16可知：煤油温度计算与试验结果整体均低于2℃。由图17可知：靠近叉形环附近煤油筒段内表面温度分析与试验结果小于2℃。

图15 上表面温度计算与试验结果Fig.15 Common bulkhead upper surface temperature of experimental and numerical results

计算与试验结果表明，两者吻合较好，说明采用的计算模型和方法正确，通过试验对模型的修正是合理的，能满足环境预示的需要。

3 低温外界环境煤油温度变化预示分析

用修正后的分析模型对低温外界环境煤油温度分布进行预示分析，计算过程内部温度计算点如图18所示，边界计算点同图4，煤油初始温度20℃。预示计算部分结果如图19所示。结果表明：计算27.5h后，中心煤油温度下降近30℃（约－10℃）；煤油存在分层，但温差较小，中心处高度300mm的两点温差小于2℃；靠近叉形环附近的煤油温度较低，距离叉形环100，200mm处两点温度接近－20℃，且上下温度分层增大，两点温差达3℃；距离共底上表面50mm处的煤油温度中心位置温度最高，向周边逐渐降低，TRt8，41温度相差约3℃。

表1 不同温度煤油密度、比热容及共底材料性能Tab.1 Thermal capabilities of kerosene and common bulkhead materials

表2 计算输入材料参数Tab.2 Materials thermal capabilities used in numerical model

图16 中心煤油温度计算与试验结果Fig.16 Kerosene temperature of experimental and numerical result in center store tank

图17 靠近叉形环处煤油筒段内表面计算与试验结果Fig.17 Kerosene tank inter surface temperature of experimental and numerical result close to furcation structure

图18 煤油箱温度计算点Fig.18 Temperature sensors in kerosene tank

图19 煤油箱边缘处煤油温度Fig.19 Kersosene temperature on boundary of kerosene tank

4 结束语

本文对新一代运载火箭液氧／煤油共底贮箱隔热性能进行了试验研究。液氧／煤油共底贮箱隔热性能试验表明：常温下该共底结构形式能有效降低低温氧化剂与常温燃料的相互影响，满足运载火箭常温发射的需求。根据试验结果，对共底结构分析模型进行了修正，修正后的数值分析结果与试验结果维持在10%的误差范围内。利用修正后的分析模型，对共底贮箱在低温外界环境条件下（－20℃）的煤油温度变化进行预示分析，结果表明：煤油最低温度维持在－30℃以上。该预示分析结果可作为确定共底贮箱结构形式的依据之一。

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