CN109101764A - 火箭发射场火灾加热环境的试验模拟装置及方法 - Google Patents

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Abstract

火箭发射场火灾加热环境的试验模拟装置及方法，其中，试验模拟装置，包括加热器(1)、混合稳压室(2)、减速稳流室(3)、试验喷管(4)、模型支架(5)；加热器(1)产生的气流流入混合稳压室(2)，在混合稳压室(2)上游径向喷入常温气体与加热器(1)产生的气流进行掺混，掺混后的气流进入减速稳流室(3)，通过减速稳流室(3)对气流进行减速并且消除气流脉动后进入试验喷管(4)，由试验喷管(4)喷出的气流模拟火箭发射场火灾加热环境；模型支架(5)放置在试验喷管(4)的出口处，试验模型(6)自由放置在模型支架(5)内。

Description

火箭发射场火灾加热环境的试验模拟装置及方法
技术领域
本发明涉及一种模拟运载火箭在发射场发射失败引发火灾时加热环境的地面试验装置及方法，用于验证和评估火箭发射场火灾是否可能对搭载的重要或高危部件产生烧损、熔化、破裂等情况。
背景技术
运载火箭发射是一个非常危险的事情，全世界各航天大国都曾经出现过重大发射事故。火箭发射失败，轻则造成火箭携带的卫星飞船等设备损毁或不能进入预定轨道，重则导致火箭发射场等火箭落点周围方圆几公里内设施造成毁灭性的损害。像著名的美国太空探索技术公司的猎鹰9号(Falcon 9)中型运载火箭在2016年9月发射失败，在发射场爆炸，造成运载火箭和火箭携带的卫星以及卡纳维拉尔角空军基地的发射场当地完全被摧毁。如果卫星上搭载了高危部件，比如一些深空探测器、卫星等飞行器使用了放射性物质作为动力源。一旦发射失败，可能导致火箭落点处出现放射性物质的核污染安全事故。因此，在使用类似的高危部件时，需要通过地面试验验证其一旦遭受如此事故是否能够满足核安全的要求。
国际上，俄罗斯通过燃烧类试车台实现了最高气流温度2900K的火灾模拟试验；美国则采用固体燃料燃烧类试验台进行火灾模拟试验，燃烧气流最高温度2350K，持续加热时间10.5分钟。美俄国两国的发射场火灾模拟试验都是欠考核的，既没有达到发射失败引发火灾时最高温度，又没有实现火灾现场长时间(1小时左右)的较低温加热环境，存在一定的安全隐患。
一旦火箭发射失败，搭载的危险源可能需要经受一定的碰撞后才会暴露在火箭燃料的高温环境下，因此，该危险源首先需要经受地面碰撞试验验证，判断碰撞后的试验件是否满足核安全要求；经过碰撞试验验证后满足要求的试验件才能开展发射场火灾加热环境的地面试验验证。经过地面模拟试验验证后由核安全部门进行检测，判断是否满足核安全要求。
电弧加热设备具有宽广的温度、热流和压力模拟能力和较长的时间运行能力，在地面加热考核试验中常作为热源设备。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种火箭发射场火灾加热环境的试验模拟装置及方法。
本发明进一步解决的技术问题是：火箭发射场火灾加热环境的试验模拟装置，包括加热器、混合稳压室、减速稳流室、试验喷管、模型支架；
加热器产生的气流流入混合稳压室，在混合稳压室上游径向喷入常温气体与加热器产生的气流进行掺混，掺混后的气流进入减速稳流室，通过减速稳流室对气流进行减速并且消除气流脉动后进入试验喷管，由试验喷管喷出的气流模拟火箭发射场火灾加热环境；模型支架放置在试验喷管的出口处，试验模型自由放置在模型支架内。
进一步的，所述加热器可以是但不仅限于管状、交流、分段式或叠片式等电弧加热器。
进一步的，所述的减速稳流室入口处布置十字交叉结构的水冷管装置。
进一步的，所述的水冷管装置至少包括两套十字交叉的水冷管，所有的水冷管处于相互平行或者垂直的状态。
进一步的，所述的模型支架相对来流方向一侧为开敞，放置底面为隔热面、其余为水冷栅格结构，既限制试验模型始终处于模型支架内，又实现了试验模型360°全表面自由受热。
进一步的，所述的混合稳压室的出口处气流达到声速。
火箭发射场火灾加热环境的试验模拟方法，通过下述方式实现：
第一步，根据火箭发射场出现发射失败导致火灾时可能出现的情况，确定发射场火灾时加热环境的模拟参数；
第二步，将上述确定的模拟参数根据参数变化的幅度，分解成不同的试验状态，确定每个试验状态下的模拟参数；
第三步，根据上述确定的每个状态下的模拟参数，计算每个状态下的权利要求1所述试验模拟装置的工作参数；
第四步，根据上述计算的工作参数对试验模拟装置进行调试，得到实际每个状态下试验模拟装置的工作参数；
第五步，按照上述确定的实际工作参数，控制试验模拟装置实现各个状态的连续运行。
进一步的，所述的火箭发射场火灾时加热环境模拟参数以表面加热环境为主要参数，包括气流温度、表面热流、表面压力和气流速度。
进一步的，分解成不同的试验状态对应的总加热量与第一步中确定的模拟参数计算的总加热量满足预先设置的模拟余量要求。
进一步的，所述的第三步具体通过下述方式实现：
(3.1)根据不同试验状态下气流温度T0和对应的模型当地气流速度u，计算不同试验状态下的气流马赫数Ma；
(3.2)根据喷管的设计马赫数Ma和模型当地表面压力P，依据空气动力学等熵流动关系式计算得到喷管前室压力P0，即减速稳流室压力；
(3.3)根据气流温度T0和模型当地表面压力P，获取模型当地的气流密度ρ；进而根据喷管出口尺寸A、模型当地气流速度u和气流密度ρ，计算各个试验状态所需的气体总流量G；
(3.4)根据各个试验状态所需的气流温度T0，获取各个试验状态所需的气流焓值H0，进而根据各个试验状态所需的气体总流量G和气流焓值H0以及预估的加热器效率η，确定各个试验状态的加热器输入功率W；
(3.5)根据气体总流量G、混合稳压室的出口尺寸A*和各个试验状态所需的气流焓值H0，计算混合稳压室压力P00。
进一步的，所述的喷管的设计马赫数Ma小于可压缩流动对应的Ma。
进一步的，所述第四步中的调试以当地实测的气流温度、表面热流、表面压力和气流速度为依据对试验模拟装置的工作参数进行调节。
进一步的，所述的气流温度采用温度探针直接测量或采用平衡声速流量法计算确定；所述的表面热流、表面压力和气流速度采用流体力学理论方法计算或直接测量确定。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
本发明根据火箭发射场发射失败导致火灾时可能出现的情况，采用理论分析的方法估算不同阶段火箭燃料燃烧的剧烈程度以及与高危部件可能发生的传热方式，确定发射场火灾时加热环境的模拟参数。
本发明达到了发射场发射失败引发火灾时的最高温度，且覆盖了火灾现场长时间的较低温加热环境，实现了气流温度范围和加热时间长度上的全覆盖。本发明实现了试验模型的自由放置和360°全表面自由受热。
本发明所涉及的火箭发射场火灾加热环境的试验模拟装置及方法，可以模拟火箭发射场火灾时的气流温度、表面热流、表面压力和气流速度，为高危部件的安全评估和验证提供地面试验条件。
本发明模型支架结构，既约束限制试验模型处于高温气流中，又实现了试验模型360°全表面自由受热，同时还减少了试验模型与模型支架的接触换热。
本发明采用减速稳流室入口处十字交叉结构的水冷管装置，实现了高速气流的快速减速。
附图说明
图1为本发明试验装置示意图；
图2为本发明减速稳流室入口处十字交叉结构的水冷管装置示意图；
图3为本发明模型支架为相对来流方向一侧为开敞，放置底面为隔热面、其余为水冷栅格结构的结构示意图。
具体实施方式
火箭发射场火灾加热环境的试验模拟装置如图1所示，包括加热器1、混合稳压室2、减速稳流室3、试验喷管4、模型支架5；1～4部分之间密封连接。
加热器1产生的气流流入混合稳压室2，在混合稳压室2上游径向喷入常温气体与加热器1产生的气流进行掺混，掺混后的气流进入减速稳流室3，通过减速稳流室3对气流进行减速并且消除气流脉动后进入试验喷管4，由试验喷管4喷出的气流模拟火箭发射场火灾加热环境；模型支架5放置在试验喷管4的出口处，试验模型6自由放置在模型支架5内。
减速稳流室3入口处十字交叉结构的水冷管装置如图2所示(不一定必须水平放置)，实现了高温气流强激波的产生和流动结构碎片化，达到了在较短的气流通道内快速减速的目的。模型支架5相对来流方向一侧为开敞，放置底面为隔热面、其余为水冷栅格结构如图3所示。加热器1可以是但不仅限于管状、交流、分段式或叠片式等电弧加热器。不同类型的电弧加热器所能达到的模拟气流温度范围不同，最高能达到6000K以上。
火箭发射场火灾加热环境的试验模拟方法，实施步骤如下：
(a)根据火箭发射场出现发射失败导致火灾时可能出现的情况，确定发射场火灾时加热环境的模拟参数。
根据火箭发射场发射失败导致火灾时可能出现的情况，将发射场火灾分为火箭爆炸刚发生阶段、燃料燃烧阶段和燃料燃烧末段三个阶段，采用理论分析和数值计算方法估算不同阶段火箭燃料燃烧的剧烈程度以及与高危部件可能发生的传热方式，确定发射场火灾时加热环境的模拟参数。
具体情况如下：
1)火箭爆炸刚发生阶段：一旦运载火箭发射失败，出现爆炸解体，搭载的高危部件可能被火箭尾焰掠过，此时需要经历短时间(几秒)的燃气火焰(最高温度3600K)加热，部件表面的压力略高于大气压，大部分情况下部件表面流过的气流速度应低于当地的气流声速(气流温度3600K时对应的声速)。部件与高温气流间有明显的对流换热：
qw＝α·(Tr-Tw) (1)
α为对流换热系数，由数值计算结果获取。
2)燃料燃烧阶段：该阶段高危部件可能处于局部燃烧的火焰中，部件表面受局部燃烧火焰的加热和周围火焰的辐射加热。此时，气流温度会逐渐降低，根据燃烧分析确定大致的温度范围2000K～3000K，应从高温段快速的降低到低温段。持续时间几分钟，部件处于自由的大气环境下，表面压力处于大气压附近，气流速度应小于可压缩流动对应的Ma。
3)燃料燃烧末段：该阶段持续时间应该较长，火焰逐渐变小直至熄灭，依据燃烧末段的燃烧分析，气流温度从1000多K逐渐降低至几百K，表面压力处于大气压附近，气流速度应低于可压缩流动对应的Ma。
(b)将发射场火灾时加热环境分解成运行参数不同的多个试验状态
发射场火灾时，随着时间的推移，火灾的加热环境也在不断地变化，任何地面试验设备都不可能实现气动加热的完全模拟。如果选用典型的加热环境在稳态加热条件下进行模拟试验，可能无法复现高危部件在瞬态加热条件下才能出现的某些物理或化学现象。因此，本发明在一次加热试验中，通过运行参数不同的多个加热状态，逼近发射场火灾时连续变化的加热环境，其原理类似于对总加热量的数值积分，即：
式中，q为瞬态加热热流，t为加热时间。
分解后的多个试验状态对应时间下的总加热量与第一步中确定的模拟参数计算的总加热量满足预先设置的模拟余量要求，即：
q1·t1+q2·t2+……+qn·tn＝Q·(1+ω) (3)
式中，Q为总加热量，ω为模拟余量，一般可以取0～0.5。
(c)根据需要模拟的火箭发射场火灾时加热环境参数，计算试验装置的工作参数，主要包括加热器输入功率W、气体总流量G、混合室压力P00和喷管前室压力P0(减速稳流室压力)等。
需要模拟的火箭发射场火灾时加热环境参数中，以气流温度T0、模型当地表面压力P和气流速度u为主要模拟参数。
根据不同模拟状态下气流温度T0和对应的模型当地气流速度u，计算不同模拟状态下的气流马赫数Ma。由于需要采用同一件试验喷管实现，因此不同模拟状态下的气流马赫数应相同。根据试验模型的尺度，确定喷管出口。如此即可确定需要设计的试验喷管各个关键尺寸。
根据喷管的设计马赫数Ma(小于可压缩流动对应的Ma0.3)和模型当地表面压力P，依据空气动力学等熵流动关系式(公式(4))计算得到喷管前室压力P0(减速稳流室压力)。
式中，γ为高温气体的比热比。
根据气流温度T0和模型当地表面压力P(1个大气压)，查《高温空气函数表》获取模型当地的气流密度ρ。
根据喷管出口尺寸A、模型当地气流速度u和气流密度ρ，依据流体力学质量方程(公式(5))计算各个模拟状态所需的气体总流量G。
G＝ρuA (5)
根据各个模拟状态所需的气流温度T0，查《高温空气函数表》获取各个模拟状态所需的气流焓值H0。
根据各个模拟状态所需的气体总流量G和气流焓值H0以及预估的加热器效率η，确定各个模拟状态的加热器输入功率W，即：
为了加强混合稳压室内冷气体与高温气体的掺混效果，一般的混合稳压室的出口尺寸较小。图1的设备在混合稳压室的出口处一般能达到声速。根据气体总流量G、混合稳压室的出口尺寸A*和各个模拟状态所需的气流焓值H0，采用平衡声速流量法计算公式(公式(7)和(公式(8)))反向计算混合稳压室压力P00。
对于真实气体(2326kJ/kg≤H0≤23260kJ/kg)的焓值计算关系式为：
对于量热上的不完全气体(581.5kJ/kg≤H0≤2326kJ/kg)的焓值计算关系式为：
式中，Cd为混合稳压室的出口尺寸A*的流量系数。
如此，获取了各个模拟状态的气体总流量G、加热器输入功率W、混合稳压室压力P00和喷管前室压力P0(减速稳流室压力)等各项参数，可以开展各个试验状态参数的调试。
试验状态调试阶段，采用平衡声速流量法计算或温度探针直接测量得到气流温度T0；采用外形尺寸与试验模型相同的测试模型，利用压力传感器和瞬态塞式量热计分别直接测量各个状态下模型当地的表面压力P和表面热流分布情况。
在测试模型表面法向开Φ1.5mm的测压孔，采用金属细管连接绝对压力传感器直接测量模型表面压力分布；在测试模型法向表面布置瞬态塞式热流传感器直接测量模型表面热流分布。
实现运行参数不同的多个加热状态的连续控制，例如采用专利201510562667.5《模拟飞行器飞行过程中热环境的试验方法》公布的方式进行控制。
(d)利用调试的各个加热状态的气流开展试验模型的长时间考核试验。
试验时，试验模型自由放置在模型支架内。模型支架外观为正方体或长方体。模型支架的开口处为试验喷管出口，底面为耐烧蚀的隔热材料板，其余四面为水冷管组成的栅格结构。
试验过程中，试验模型被高温气流完全包裹。试验模型可能受到高温气流的气动力在模型支架内自由浮动。采用摄像机对试验过程全程录像，采用红外高温计测量模型表面的温度，采用红外热像仪全程测量模型表面的温度分布。
本发明能够长时间(1小时量级)产生宽温度范围(几百K～3600K以上)、极低气流速度(马赫数Ma<0.3)和模型表面压力处于略高于大气压环境的气流，并且能够使试验模型处于全表面受热和自由浮动状态。可以应用于验证采用运载火箭发射的高危部件，一旦遭遇发射失败引发火灾事故，是否能够满足环境安全要求的气动热地面模拟试验。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (13)

1.火箭发射场火灾加热环境的试验模拟装置，其特征在于：包括加热器(1)、混合稳压室(2)、减速稳流室(3)、试验喷管(4)、模型支架(5)；
加热器(1)产生的气流流入混合稳压室(2)，在混合稳压室(2)上游径向喷入常温气体与加热器(1)产生的气流进行掺混，掺混后的气流进入减速稳流室(3)，通过减速稳流室(3)对气流进行减速并且消除气流脉动后进入试验喷管(4)，由试验喷管(4)喷出的气流模拟火箭发射场火灾加热环境；模型支架(5)放置在试验喷管(4)的出口处，试验模型(6)自由放置在模型支架(5)内。
2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于：所述加热器(1)可以是但不仅限于管状、交流、分段式或叠片式等电弧加热器。
3.根据权利要求1所述的装置，其特征在于：所述的减速稳流室(3)入口处布置十字交叉结构的水冷管装置。
4.根据权利要求3所述的装置，其特征在于：所述的水冷管装置至少包括两套十字交叉的水冷管，所有的水冷管处于相互平行或者垂直的状态。
5.根据权利要求1所述的装置，其特征在于：所述的模型支架(5)相对来流方向一侧为开敞，放置底面为隔热面、其余为水冷栅格结构，既限制试验模型始终处于模型支架(5)内，又实现了试验模型360°全表面自由受热。
6.根据权利要求1所述的装置，其特征在于：所述的混合稳压室(2)的出口处气流达到声速。
7.火箭发射场火灾加热环境的试验模拟方法，其特征在于通过下述方式实现：
第一步，根据火箭发射场出现发射失败导致火灾时可能出现的情况，确定发射场火灾时加热环境的模拟参数；
第二步，将上述确定的模拟参数根据参数变化的幅度，分解成不同的试验状态，确定每个试验状态下的模拟参数；
第三步，根据上述确定的每个状态下的模拟参数，计算每个状态下的权利要求1所述试验模拟装置的工作参数；
第四步，根据上述计算的工作参数对试验模拟装置进行调试，得到实际每个状态下试验模拟装置的工作参数；
第五步，按照上述确定的实际工作参数，控制试验模拟装置实现各个状态的连续运行。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于：所述的火箭发射场火灾时加热环境模拟参数以表面加热环境为主要参数，包括气流温度、表面热流、表面压力和气流速度。
9.根据权利要求7所述的方法，其特征在于：分解成不同的试验状态对应的总加热量与第一步中确定的模拟参数计算的总加热量满足预先设置的模拟余量要求。
10.根据权利要求7所述的方法，其特征在于：所述的第三步具体通过下述方式实现：
(3.1)根据不同试验状态下气流温度T0和对应的模型当地气流速度u，计算不同试验状态下的气流马赫数Ma；
(3.2)根据喷管的设计马赫数Ma和模型当地表面压力P，依据空气动力学等熵流动关系式计算得到喷管前室压力P0，即减速稳流室压力；
(3.3)根据气流温度T0和模型当地表面压力P，获取模型当地的气流密度ρ；进而根据喷管出口尺寸A、模型当地气流速度u和气流密度ρ，计算各个试验状态所需的气体总流量G；
(3.4)根据各个试验状态所需的气流温度T0，获取各个试验状态所需的气流焓值H0，进而根据各个试验状态所需的气体总流量G和气流焓值H0以及预估的加热器效率η，确定各个试验状态的加热器输入功率W；
(3.5)根据气体总流量G、混合稳压室的出口尺寸A*和各个试验状态所需的气流焓值H0，计算混合稳压室压力P00。
11.根据权利要求10所述的方法，其特征在于：所述的喷管的设计马赫数Ma小于可压缩流动对应的Ma。
12.根据权利要求7所述的方法，其特征在于：所述第四步中的调试以当地实测的气流温度、表面热流、表面压力和气流速度为依据对试验模拟装置的工作参数进行调节。
13.根据权利要求12所述的方法，其特征在于：所述的气流温度采用温度探针直接测量或采用平衡声速流量法计算确定；所述的表面热流、表面压力和气流速度采用流体力学理论方法计算或直接测量确定。
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