重型火箭發射平臺熱防護方法探究

馮 超，徐 錚，平仕良，吳新躍，毛利民

（1.北京航天發射技術研究所，北京，100076；2.航天系統部裝備部，北京，100076）

0 引 言

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

1 熱防護設計現狀分析

1.1 國外技術發展現狀

國外可重復使用航天飛行器的熱防護設計一直是航天領域的研究熱點[2]，美國航天飛機的鼻錐帽、主翼前緣采用的是陶瓷基復合材料。國外運載火箭發射平臺為確保能多次使用，在設計時盡量減少發射時無法撤收的設備，對于發射時無法撤收的設備，各國均采取了有效的防護措施。對于燃氣流直接作用區域，國外運載火箭發射平臺使用涂層類材料進行防護，如美國大力神-Ⅲ火箭發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 中國運載火箭發射平臺熱防護現狀

中國發射平臺的熱防護方案根據設備規模、發射環境特點有所區別。從1990 年開始的近30 年的時間里，對中大型發射平臺進行了數十次涂覆和修補，在此期間不斷進行改進，特別是采用了成型的耐火材料，經多次發射無脫落，如圖2 所示。目前，中國中大型發射平臺采用有機燒蝕材料和無機隔熱材料為主體的復合型熱防護涂料，涂層與鋼板結合力強，耐熱好，抗沖刷，施工成本低。

圖2 發射平臺涂覆后Fig.2 After Coating the Launch Platform

綜上所述，中國發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，每種發射平臺固定選擇1～2 種的通用防護方案。這種統一的防護方案雖然簡單易行，但是沒有將重點防護區域與一般區域進行區分，對于大規模設備存在成本高、周期長的缺點，因此并不適用。

2 發射環境仿真分析

綜合重型火箭構型特點、發動機參數、發射平臺臺體結構設計等條件，對發射平臺在火箭發射各階段的燒蝕環境進行仿真分析，識別出主要承受燒蝕的區域，火箭起飛過程燃氣流對發射平臺的作用歷程如下：

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

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

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

根據仿真結果，總結出重型火箭發射平臺燃氣流燒蝕環境特點如下：

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，重型火箭發射平臺熱防護方案根據火箭飛行30 m 高度下的發射平臺靜壓、靜溫情況進行設計，如圖3、圖4 所示，針對燒蝕重點區域重點防護。

圖3 重型火箭發射平臺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

根據仿真結果，發射平臺熱影響區大致可分為A區、B 區、C 區和臍帶塔，A 區為核心區，B 區為過渡區，C 區為非核心區，如圖5 所示。

圖5 重型火箭發射平臺熱影響區域Fig.5 Heavy Rocket Launch Platform Heat Affected Area

a）A 區為燒蝕核心區域，包括芯級井字梁上表面、芯級導流、孔助推導流孔、引流孔。助推導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（共4 處）為燒蝕過渡區域，包括發射平臺四角的設備間上表面，燒蝕靜溫、靜壓均低于A 區，且向外擴散逐漸降低。

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

熱防護方案設計技術途徑如圖6 所示。

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

3.1 可用于核心區的域熱防護方法

核心區A 區按照需要防護部位可分為平面類、不規則形狀類2 種，該區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。

平面類防護區包括發射平臺臺體上表面、導流孔壁面等部位，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、燒結陶瓷等（見表1）。

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

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

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

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

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

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

圖8 復合材料板搭接示意Fig.8 Schematic Diagram of Overlapping Structure of Composite Material Board

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

e）導流孔立面復合材料板尺寸不大于500 mm，發射平臺結構設計時，在導流孔立面底部還設有凸臺，用以支撐整個立面的熱防護板，避免長期使用時發生墜落。

不規則形狀類主要為發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施、設備等非平面部位，選擇無機涂層以便能夠適應不規則結構表面，每次熱防護層受損后采用涂覆的方式進行現場修復。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 ℃；熱導系數不大于1 W/（m·℃），200 ℃平均線膨脹系數α為 5×10-6～15×10-6mm/（mm·℃）。

3.2 可用于過渡區域的熱防護方法

過渡區B 區為發射平臺四角處，這些位置下方為用于存放發射平臺電氣、液壓設備的設備間，結構類型為平面類，考慮到該區域燒蝕相對核心區較輕，可以選用的材料包括：酚醛類復合材料板、無機材料涂層，其性能見表2。

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

為避免水從發射平臺表層滲入設備間內并損壞電氣設備，在過渡區應進行防水密封處理，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，水不易滲入材料內部。板接縫處還應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 可用于非核心區域的熱防護方法

非核心區C 區包括發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域可使用無機涂層或酚醛類復合材料板，臍帶塔鋼梁表面的不規則形狀區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，燒蝕次數不低于3 次仍保持完好。

4 試件燒蝕與強度試驗

根據熱防護方案設計情況，通過一系列試驗，對熱防護材料的實際防護性能進行檢驗。縮比發動機燒蝕試驗根據燃氣流仿真與發射環境測試結果設計試驗參數，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。部分已經完成的試驗結果見表3。強度試驗通過壓力機對試件持續增加壓力，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，提出了重型火箭發射平臺的初步熱防護材料選型方案，后續根據產品的設計細節進行調整。同時也為其它沿海設備的防腐設計提供借鑒。

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

5 結束語

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