運載火箭熱分離熱環境及熱防護研究

李文杰

（上海宇航系統工程研究所，上海 201100）

目前，運載火箭級間分離一般分為熱分離和冷分離2種方式，冷分離包括反推器減速分離和氣動推桿等形式，熱分離是利用運載火箭上面級發動機噴射出的高溫、高壓燃氣所產生的推力作用，將下面級火箭推離，運載火箭由于發動機布局及總體設計要求，上面級尾部設備和電纜與發動機艙內熱源無法實現完全隔離，主動段飛行過程中，尾部設備和電纜會受到級間熱分離時發動機尾焰回流熱沖刷燒蝕，以及后續段上面級發動機高溫壁面輻射、噴流輻射等多重熱環境綜合作用，運載火箭研制過程中熱分離環境、設備和電纜防熱備受重視，本文參照國內某型采用常規液體推進劑（N2O4/UDMH）上面級發動機運載火箭的熱分離結構形式，給出熱分離過程中熱環境以及運載火箭上面級尾部熱環境確定過程，并根據相關熱環境對運載火箭上面級尾部設備和電纜熱防護進行設計，為運載火箭采用熱分離方案時上面級設備和電纜熱防護設計提供相關參考。

1 級間熱分離熱環境預示

1.1 熱分離結構形式

運載火箭采用級間熱分離的方式可以顯著提升上面級的穩定性和可操作性，在運載火箭分離設計中廣泛應用，熱分離過程包括下面級發動機關閉、上面級發動機點火建壓、級間連接解鎖裝置解鎖三個階段，典型級間熱分離結構形式，下面級發動機關機后，上面級發動機點火，上面級發動機尾焰直接作用在下面級前端，大量尾焰通過排焰口排出至運載火箭的箭體外側，上面級發動機在啟動后T1時刻推力上升至預定范圍級間連接解鎖裝置解鎖，運載火箭下面級在上面級發動機火焰噴流作用下減速分離，上面級發動機點火至級間連接解鎖裝置解鎖的T2時段內，上面級發動機火焰直接噴射在下面級前端形成火焰回流，高溫高速火焰作用在上面級尾部的設備和電纜上形成熱沖刷，上面級尾段的設備和電纜在后續飛行段還要承受上面級發動機熱輻射等熱環境。

圖1 級間熱分離結構

圖2 級間熱分離時序

1.2 熱環境預示方法

運載火箭上面級發動機工作時，一般已飛行至一定海拔高度，大氣環境壓力較低，上面級發動機噴流流場包括連續介質流、過渡流和自由分子流三種流態，針對不同的流動區域應建立不同的求解模型，連續介質流采用差分求解N-S（Navier-Stokes）方程法，該法是一種成熟常用的計算流體力學方法，但只能應用于求解高密度的連續流區，另外一種方法是采用DSMC（直接模擬蒙特卡洛）求解稀薄氣體自由分子流流場，但該方法較大受限于計算速度和存儲空間，不能用于計算高密度區域，過渡流尚未有效的求解方法，通常采用求解連續流的方法處理，在近固體壁面采用滑移邊界條件處理，雖然高空大氣稀薄，但上面級發動機推進劑流量大，發動機出口噴流密度高，無法直接使用DSMC方法，可使用差分求解N-S方程和DSMC耦合求解的方法，首先差分求解N-S方程得到上面級發動機的噴管內流場和噴流流場，選取合適的區域作為稀薄氣體流動計算的入口條件，然后使用DSMC法繼續計算上面級發動機外噴流流場和反流流場，差分求解N-S方程的方法成熟，采用大型的商業軟件Fastran和Fluent進行求解，DSMC法的基本思想是使用有限個仿真分子代替大量的真實氣體分子，并在計算機中存儲仿真分子的位置坐標、速度分量、以及內能，其值隨仿真分子的運動、與邊界的作用以及仿真分子之間的碰撞而改變，分子這些動作均受相應的概率模型控制，最后通過統計網格內仿真分子的運動狀態實現對真實氣體流動問題的模擬。

1.3 熱沖刷環境預示

運載火箭級間熱分離階段，上面級發動機點火后，發動機火焰噴流直接作用下面級前端，會產生流向上面級尾部的高溫燃氣回流。級間連接解鎖裝置解鎖后，隨著運載火箭級間距離增大，被下面級前端擋回的高溫燃氣不斷沖刷運載火箭上面級尾部，尾部各處的瞬態熱流值急劇升高，燃氣沖刷嚴重的部位也是熱流值較高的部位。分離進行到0.9s時，高溫燃氣回流使得運載火箭上面級尾部設備和電纜上出現較大熱流作用，級間分離過程中上面級尾部典型設備位置在級間分離時刻0.7s后，高溫燃氣回流形成約40kW/m2的熱流峰值，但作用時間非常短，不會使設備表面溫度快速升高，根據預示結果以及發動機工作參數，綜合給出高溫燃氣的沖刷特性參數：氣流馬赫數為3、氣流溫度2000K、冷壁熱流100kW/m2，作為上面級尾部設備和電纜進行耐沖刷防護設計條件。

圖3 上面級典型設備表面熱流

1.4 運載火箭上面級飛行段尾部熱環境預示

運載火箭上面級飛行段尾部熱環境主要包括發動機噴流氣體熱輻射、回流對流加熱、高溫固壁輻射。

噴流氣體熱輻射預示計算方式在確定氣體光譜吸收系數的基礎上計算氣體熱輻射時，根據氣體輻射特性，建立起描述輻射在參與性介質中傳遞的方程，根據輻射傳遞方程的積分形式，使用DTM（離散傳遞法）來求解方程，便得到在氣體中任意位置上的定向光譜輻射強度，進而統計得到氣體輻射熱流密度，或基于統計學原理的反向蒙特卡羅法(RMC)，RMC方法從目標表面發射能束，反向跟蹤其路徑，直到能束被吸收或逸出流場，然后記錄吸收點對接收點的熱輻射貢獻。其中，噴流中含有氣體分子或離子包括CO2、H2O、CO、HCL、OH等，上面級發動機噴流的氣體輻射具有強烈的波長選擇特性，某些波長下具有強烈的輻射，噴流氣體輻射特性根據光譜法的基本原理，建立光譜參數與氣體吸收系數的關系。

回流對流加熱預示，在運載火箭飛行高度不大于80km時，由于運載火箭噴流在高空中的反流密度相對較大，采用DSMC方法計算時，計算量非常大。因此采用Fastran軟件模擬的流場，應用高速氣流換熱工程算法進行求解。根據流場計算得到氣流速度、靜溫等參數，應用工程算法便可估計出尾部計算點的熱流密度值。運載火箭飛行高度到達200km左右時，發動機噴流流場在空間大大擴展，會產生流向尾部區域的稀薄氣體反流。稀薄氣體反流雖然速度很大，溫度較高，但其流場密度相對較低，因此反流對尾部設備和電纜產生的對流加熱作用不會很大，且隨尾部空間位置有較大變化。對于噴流流場選取合適的截面得到反流區流場計算的入口邊界，使用DSMC法計算整個稀薄氣體反流區域，進而得到尾部設備的受熱熱流值。

高溫固壁輻射預示計算包括物體輻射力和角系數的計算，輻射力與物體表面的發射率和表面溫度相關，按照普朗克定律，物體的輻射力與溫度成四次方成正比，兩個表面之間的輻射換熱量取決于兩個表面之間的相對位置，通常用角系數表示一個表面發出的輻射能中落到另一個表面上的百分數，對上面級發動機噴管等固體壁面采用網格離散獲得有限元計算網格和邊界面網格即可進行角系數計算。

圖4 噴流溫度場

圖5 回流流場溫度場

上面級發動機噴流回流對設備和電纜的氣體輻射熱作用、對流加熱作用和發動機高溫表面對設備的固壁輻射熱作用分別預示完成后，運載火箭上面級尾部設備和電纜受到的綜合熱效應為三部分的累加，累加的過程中，還需要注意對流熱效應的熱流值為吸收熱流，而氣體和固壁輻射熱流值為設備表面的到達熱流值。具體計算辦法為：總熱流值=對流換熱熱流值+（氣體輻射熱流值+固壁輻射熱流值）×吸收率。

2 防熱材料選取

目前，運載火箭上面級尾部設備和電纜熱防護結構主要采用反射層加隔熱層的結構形式，熱防護層保護運載火箭上面級尾部設備和電纜在運載火箭飛行過程中不會升溫超過許用溫度，反射層主要采用聚酰亞胺鍍鋁薄膜、鋁箔等材料，熱輻射反射率一般大于80%，其中，聚酰亞胺鍍鋁薄膜熱輻射反射率較為優異，反射率高達95%以上，隔熱層主要采用橡膠基的高溫絕熱帶（布）、無堿玻璃纖維、硅橡膠等耐高溫低熱導率的材料，級間采用熱分離的運載火箭，運載火箭上面級尾部設備和電纜受到運載火箭分離時的熱沖刷和后續飛行段的熱輻射環境綜合作用，熱防護材料應用需考慮在熱沖刷和熱輻射綜合作用下能夠保持有效防護。

3 熱防護試驗

熱防護試驗是通過對運載火箭上面級尾部設備及電纜開展熱沖刷和地面熱輻射試驗，模擬運載火箭級間分離時熱沖刷和上面級飛行段熱輻射綜合熱環境，研究在不同防熱狀態下熱沖刷對運載火箭上面級設備和電纜的防熱層表面破壞程度，驗證熱沖刷后各種防熱措施的防熱效果，為運載火箭的防熱設計工作提供依據，試驗采用同一試驗件并實施相應熱防護，試驗件熱防護階段在熱防護層內部布置溫度測量傳感器，先在真空式超聲速電弧風洞內進行模擬熱沖刷試驗，再采用石英燈陣模擬熱輻射試驗，熱輻射試驗過程中通過溫度傳感器測量熱防護層內側溫度變化。

熱防護試驗結果表明，最外層采用聚酰亞胺鍍鋁薄膜的試件受熱沖刷影響較明顯，聚酰亞胺鍍鋁薄膜在短時間熱流沖刷作用下出現破壞，破壞主要集中在防護不平整位置處，其主要破壞形式為變色、脆化，脆化的鍍鋁薄膜容易脫落，破壞的聚酰亞胺鍍鋁薄膜可達1～2層，最外層采用鋁箔的試件受熱沖刷作用下表面基本無破壞，基于熱沖刷和熱輻射試驗，明確采用級間熱分離的運載火箭上面級尾部設備和電纜熱防護的關注點：（1）級間熱分離過程的熱沖刷作用可能破壞熱防護結構的反射層，導致防熱結構失效，熱防護層可通過材料選型或增加熱防護層層數，并通過熱沖刷試驗考核驗證；（2）鋁箔相對聚酰亞胺鍍鋁薄膜具有較好的耐熱沖刷性能；（3）熱沖刷對熱防護層不平整處破壞作用較大，熱防護過程中需保持防熱層安裝平整。

4 結語

本文通過對某型液體運載火箭熱分離過程進行分析，介紹了級間熱分離過程中的熱環境相關預示方法，對級間分離過程中熱沖刷環境進行預示，對運載火箭上面級飛行過程中的噴流氣體熱輻射、回流對流加熱、高溫固壁輻射進行預示計算，綜合給出運載火箭上面級飛行過程中上面級尾部設備和電纜的熱環境，根據熱環境預示開展地面熱環境試驗，熱環境試驗包括熱沖刷試驗和熱輻射試驗，充分模擬運載火箭級間熱分離及飛行段熱環境，相關環境預示方式和試驗方法應用至某型上面級尾部設備和電纜防熱設計并經多次飛行試驗考核驗證，可作為相關采用級間熱分離方案的運載火箭設計參考。