CN116839430A - 一种运载火箭的导流器泵驱主动式液冷系统和设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种运载火箭的导流器泵驱主动式液冷系统和设计方法，该主动式液冷系统包括：第一动力系统，第二动力系统和导流器，第一动力系统的入口连接有第一管路，动力系统的出口连接有第二管路，第一管路与导流器的冷源流道的入口连接，第二管路穿过第二动力系统与导流器的冷源流道的出口连接；第一动力系统用于通过第一管路将液态系统工质导入冷源流道；导流器用于加热冷源流道内的系统工质，使得液态系统工质变为气态系统工质，并在气压差的作用下，通过第二管路流入第一动力系统；第二动力系统用于对第二管路中的气态系统工质进行冷却，为液态系统工质。本发明实施例通过在导流器内部设置冷源流道主动进行热量的传导，适应范围广。

Description

一种运载火箭的导流器泵驱主动式液冷系统和设计方法
技术领域
本发明涉及火箭发动机测试技术领域，具体涉及一种运载火箭的导流器泵驱主动式液冷系统和设计方法。
背景技术
随着太空探索任务的逐渐兴盛，航天器发射任务呈现周期短、发射频率高、成本要求低的特点，在运载火箭从点火到起飞的过程中，发动机喷流产生的高温、高压尾流对发射系统有极高的安全要求。
现有的技术方案是采用导流器对尾流进行导引，避免尾流在发射设备处的聚集。为了避免高温、高压气流冲刷对发射设备造成的损毁，导流器常采用耐高温水泥和其他耐高温材料复合结构。
虽然这种被动式热防护方案具有可靠性高、结构简单的优点，但是，随着发射任务的日益频繁，被动式热防护方案往往存在材料制造周期长，更换难的问题，其较难适应快速、多次的发射需求。
发明内容
有鉴于此，本发明实施例的目的在于提供一种运载火箭的导流器泵驱主动式液冷系统和设计方法，以解决现有技术中现有技术中采用的被动式热防护方案存在材料制造周期长，以及更换难的技术问题。
为达上述目的，第一方面，本发明实施例提供了一种运载火箭的导流器泵驱主动式液冷系统，所述主动式液冷系统包括：第一动力系统、第二动力系统和导流器，其中，
所述第一动力系统的入口连接有第一管路，所述动力系统的出口连接有第二管路，所述第一管路与所述导流器的冷源流道的入口连接，所述第二管路穿过所述第二动力系统与所述导流器的冷源流道的出口连接；
所述第一动力系统用于通过所述第一管路将液态系统工质导入所述冷源流道；
所述导流器用于加热所述冷源流道内的系统工质，使得所述液态系统工质变为气态系统工质，并在气压差的作用下，通过所述第二管路流入所述第一动力系统；
所述第二动力系统用于对所述第二管路中的气态系统工质进行冷却，使得所述气态系统工质变为液态系统工质。
在一些可能的实施方式中，所述冷源流道为Z形串联流道，或者H形并联流道。
在一些可能的实施方式中，所述第一动力系统为泵。
在一些可能的实施方式中，所述第二动力系统为风冷散热器、冷凝器或水冷塔。
在一些可能的实施方式中，所述风冷散热器包括两个风机、挡风板和翅片，其中，
两个所述风机相对设置，所述翅片设置在两个所述风机之间，所述挡风板包裹在所述翅片的外侧。
在一些可能的实施方式中，所述第一管路和所述第二管路为波纹软管。
第二方面，本发明实施例提供了一种运载火箭的导流器泵驱主动式液冷系统的设计方法，所述设计方法包括：
确定发动机尾流参数，所述尾流参数包括温度和热流；
根据所述温度确定系统工质的种类；
根据所述热流和导流器的面积计算所述导流器的加热量；
根据所述导流器的加热量确定第一动力系统的第一质量流量和第二动力系统的第二质量流量；
根据所述第一质量流量选择所述第一动力系统的型号，根据所述第二质量流量选择所述第二动力系统的型号，根据所述第一质量流量和导流器的冷源流道的尺寸确定第一管路和第二管路的直径。
在一些可能的实施方式中，所述第一质量流量的计算公式为：
M1＝Q6/C1*(T3–T2)，其中，M1为第一质量流量，Q6为发动机喷管的热流对导流器的加热量，C1为系统工质的比热容，T2为冷源流道入口处的系统工质的温度，T3为冷源流道出口处的系统工质的温度。
在一些可能的实施方式中，所述第二质量流量的计算公式为：
Q4-5＝Q6＝C2*M2*(T5–T4)，其中，Q4-5为第二动力系统的散热量，Q6为发动机喷管的热流对导流器的加热量，M2为第二质量流量，T5为所述第二动力系统入口处的系统工质的温度，T4为所述第二动力系统出口处的系统工质的温度，C2为空气比热容。
在一些可能的实施方式中，所述设计方法还包括：测试所述主动液冷系统的性能是否满足质量要求，如果满足质量要求，则进行飞行试验，如果不满足质量要求，则重新选择第一动力系统和第二动力系统的型号。
第三方面，本发明实施例提供了一种运载火箭，所述运载火箭采用所述的导流器泵驱主动式液冷系统进行热防护。
上述技术方案的有益技术效果在于：
本发明实施例提供的一种导流器泵驱主动式液冷系统和设计方法，该主动式液冷系统包括：第一动力系统、第二动力系统和导流器，第一动力系统的入口连接有第一管路，动力系统的出口连接有第二管路，第一管路与导流器的冷源流道的入口连接，第二管路穿过第二动力系统与导流器的冷源流道的出口连接；第一动力系统用于通过所述第一管路将液态系统工质导入冷源流道；导流器用于加热冷源流道内的系统工质，使得液态系统工质变为气态系统工质，并在气压差的作用下，通过第二管路流入所述第一动力系统；第二动力系统用于对第二管路中的气态系统工质进行冷却，使得气态系统工质变为液态系统工质。本发明实施例通过在导流器内部设置冷源流道进行热量的传导；采用风冷或水冷的方式进行冷却，该泵驱主动式液冷系统具有适应范围广、可重复使用、成本底和响应速度快，能够满足日益增加的发射需求。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明实施例的一种导流器泵驱主动式液冷系统的结构示意图；
图2是本发明实施例的一种导流器泵驱主动式冷却系统的状态图；
图3是本发明实施例的导流器泵驱主动式冷却系统温熵T-s图；
图4是本发明实施例的第一种冷源流道的结构示意图；
图5是本发明实施例的第二种冷源流道的结构示意图；
图6是本发明实施的一种风冷散热器的外部结构示意图；
图7是本发明实施的一种风冷散热器的内部结构示意图；
图8是本发明实施例的一种导流器泵驱主动式液冷系统的设计方法的流程图；
图9是本发明实施例的一种用于运载火箭导流器的泵驱主动式液冷系统的设计流程图。
附图标号说明：
1、第一动力系统；11、第一管路；12、第二管路；2、第二动力系统；21、风机；22、挡风板；23、翅片；3、导流器；31、冷源流道；A、发动机喷管。
具体实施方式
下面将详细描述本发明的各个方面的特征和示例性实施例。在下面的详细描述中，提出了许多具体细节，以便提供对本发明的全面理解。但是，对于本领域技术人员来说很明显的是，本发明可以在不需要这些具体细节中的一些细节的情况下实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本发明的示例来提供对本发明的更好的理解。在附图和下面的描述中，至少部分的公知结构和技术没有被示出，以便避免对本发明造成不必要的模糊；并且，为了清晰，可能夸大了部分结构的尺寸。此外，下文中所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。
术语解释：
热防护(thermalprotection)：热防护的基本目的是确保飞行器的安全，并保证内部有效载荷或仪器设备在允许的温度和压力范围内。
系统工质：“工作物质”的简称，各种热机或热力设备等动力系统借以完成热能与机械能相互转换的媒介物质。
风机(draughtfan)：依靠输入的机械能提高气体压力并排送气体的机械。
实施例一
图1是本发明实施例的一种导流器泵驱主动式液冷系统的结构示意图，图2是本发明实施例的一种导流器泵驱主动式冷却系统的状态图，如图1和图2所示，该主动式液冷系统包括：第一动力系统1、第二动力系统2和导流器3，其中，导流器3位于发动机喷管A的下方，第一动力系统1的入口连接有第一管路11，第一动力系统1的出口连接有第二管路12，第一管路11与导流器3的冷源流道31的入口连接，第二管路12穿过第二动力系统2与导流器3的冷源流道31的出口连接；第一动力系统1用于通过第一管路11将液态系统工质导入冷源流道31；导流器3用于加热冷源流道31内的系统工质，使得液态系统工质变为气态系统工质，并在气压差的作用下，通过第二管路12流入第一动力系统1；第二动力系统2用于对第二管路12中的气态系统工质进行冷却，使得气态系统工质变为液态系统工质。
图3是本发明实施例的导流器泵驱主动式冷却系统温熵T-s图，如图3所示，图3中的每一条曲线表示每一个设备进行的传热过程，例如，1-2这条曲线表示绝热压缩过程、2-3这条曲线表示定压吸热过程、3-1这条曲线表示定压放热过程、4-5这条曲线表示定压吸热过程。结合图2和图3，详细说明一下本发明实施例的一种导流器泵驱主动式液冷系统的工作过程：
发动机喷管A喷出的热流(状态点⑥)运载火箭起飞过程中，发动机喷管A的底部发动产生的热流冲刷导流器3，对导流器的加热量为Q6，加热导流器3内部冷源流道31中的液态工质(状态点②)；液态工质吸热变为高温高压的气态工质(状态点③)，将热量带走，维持导流器3的温度；高温高压的气态工质通过第二管路12进入到第二动力系统(冷凝器)2；冷源工质入口(状态点④)，通过冷凝器2对高温高压的气态工质(状态点③)冷却变为液态工质(状态点①)，冷源工质吸热后流出冷凝器2(状态点⑤)，第一动力系统1将液态工质(状态点①)泵入到导流器3内部冷源流道31中。本发明实施例中，通过第一管路11和第二管路12不断地对导流器3进行反复换热实现热量的转移，对发射设备进行有效的热防护。
本发明实施例通过在导流器3内部设置冷源流道31主动进行热量的传导，该泵驱主动式液冷系统具有适应范围广、可重复使用、成本底、可快速响应的优点，能够满足日益增加的发射需求。
图4是本发明实施例的第一种冷源流道的结构示意图，图5是本发明实施例的第二种冷源流道的结构示意图，如图4和图5所示，该冷源流道31可以为Z形串联流道，也可以为H形并联流道。Z形串联流道是指管路是串联的，H形并联流道是指内部管路是并联的，可以根据使用场景进行分析，考虑流阻，换热效果进行选择。例如，可以根据发动机喷管A的数量、尺寸和布局方式，进行适应性选择串联或并联冷源流道，具体采用哪一种冷源流道31可以根据实际需求进行选择。
在一些实施例中，第一动力系统1可以为泵；泵通过第二管路12将第二动力系统2中的液态工质泵入，再通过第一管路11将液态工质泵入冷源流道31，实现热量的转移，对发射设备进行有效的热防护。
在一些实施例中，第二动力系统可以为风冷散热器或冷凝器，通过风冷散热器或冷凝器对冷源流道31排除的气态工质进行冷却。图6是本发明实施的一种风冷散热器的外部结构示意图，图7是本发明实施的一种风冷散热器的内部结构示意图，如图6和图7所示，当第二动力系统2为风冷散热器时，该风冷散热器包括两个风机21、挡风板22和翅片23，风机21用于提供冷却用风，挡风板22进行风道优化，防止风漏掉，造成不必要的损失；翅片23可以增加散热面积，提高换热效果，即对热管冷凝段的冷却效果；其中，两个风机21相对设置，翅片23设置在两个风机21之间，挡风板22位于两个风机21之间并与两个风机21密封连接，且挡风板22包裹在翅片23的外侧，第二管路12的穿过翅片23内部通过冷风散热器对第二管路12中的气态工质冷却成液态，泵将泵入第二管路12中的液态工质。本发明实施例可以通过调整翅片23厚度和间距灵活调整第二动力系统2的制冷能力，以满足系统要求，即导流器3的加热量等于风冷散热器的散热量。
在一些实施例中，第一管路11和第二管路12可以为波纹软管，该波纹软管更方便布置，使用更灵活。当然也可以为其他管路，本发明不做具体限制。
另外，可选的，本发明实施例还可以设置单向阀、排气阀和排污阀，以及配套的控制系统和电气系统，例如，单向阀预装在泵出口前的第一管路11。排气阀装在导流器3上，作为安全阀。排污阀装在风冷散热器上，进行第二管路12内部污垢清除，控制系统可以控制泵和风冷散热器等的启停，电气系统为整个主动式液冷系统供电等。
本发明实施例可以对于N台发动机工作，提供水冷散热降低导流器3温度，降低冲刷的影响。相比于现有火箭采用的是防隔热烧蚀的方式进行热防护，本发明实施例采用主动冷却，可以解决多台发动机工作高速、高温、高压气流冲刷，重复使用，以及水冷散热能力强满足发动机对发射台高密度热流散热的需求。
实施例二
图8是本发明实施例的一种导流器泵驱主动式液冷系统的设计方法的流程图，如图8所示，该方法包括如下步骤：
步骤S11，确定发动机尾流参数，尾流参数包括发动机喷管的温度T6和发动机喷管的热流Q6；
其中，T6和Q6为状态⑥处的发动机喷管的温度和发动机喷管的热流。
步骤S12，根据发动机喷管的温度T6确定系统工质的种类；
例如，系统工质的种类可以为水、乙醇、汞和熔融盐等，可以根据实际情况选择。
步骤S13，根据发动机喷管的热流Q6和导流器3的面积计算导流器3的加热量；
本实施例中，发动机喷管的热流Q6与导流器3的面积之间的乘积记为导流器3的加热量。
步骤S14，根据导流器3的加热量确定第一动力系统1的第一质量流量和第二动力系统2的第二质量流量；
本实施例中，第一质量流量的计算公式为：M1＝Q6/C1*(T3–T2)，其中，M1为第一质量流量，单位为kg/s，Q6为发动机喷管的热流对导流器的加热量，C1为系统工质的比热容，单位为kj/kg/K，T2为冷源流道31入口处的系统工质的温度，T3为冷源流道31出口处的系统工质的温度。第二质量流量的计算公式为：Q4-5＝Q6＝C2*M2*(T5–T4)，其中，Q4-5为第二动力系统2的散热量，Q6为发动机喷管的热流对导流器的加热量，M2为第二质量流量、单位为kg/s，T5为第二动力系统2入口处的系统工质的温度，T4为第二动力系统2出口处的系统工质的温度，C2为空气比热容、单位为kj/kg/K。
步骤S15，根据第一质量流量选择第一动力系统1的型号，根据第二质量流量选择第二动力系统2的型号，根据第一质量流量和导流器3的冷源流道31的尺寸确定第一管路11和第二管路12的直径。
例如，根据第一质量流量M1和系统压降进行泵的选型，第一质量流量M1(如水冷量)和压降P1需要满足系统设计要求，例如，泵的选型满足流量和压差，其中，压差为使系统可以正常工作系统压降泵进出口压差，系统压降为水从泵出口，循环一圈后到泵入口，水需要的压力。
根据第二质量流量并参照风机产品手册进行风机的选型。第二质量流量M2和风压P1需要满足系统设计要求，例如，风量、风压和防尘等要求，其中，风压为进出风压差。
本发明实施例可以对于N台发动机工作，提供水冷散热降低导流器3温度，降低冲刷的影响。相比于现有火箭采用的是防隔热烧蚀的方式进行热防护，本发明采用主动冷却，可以解决多台发动机工作高速、高温、高压气流冲刷，重复使用，以及水冷散热能力强满足发动机对发射台高密度热流散热的需求。
在一些实施例中，设计方法还包括：测试主动液冷系统的性能是否满足要求，如果满足质量要求，则进行飞行试验，如果不满足质量要求，则重新选择第一动力系统1和第二动力系统2的型号。
例如，可以采用模拟用发动机喷管，测试其工作时，该主动液冷系统的性能指标是否符合要求，例如，导流器3的加热量等于第二动力系统2的散热量。
为了使本领域技术人员更加理解本发明实施例提供的技术方案，下面对本发明实施例提供的一种用于运载火箭导流器的泵驱主动式液冷系统进行详细说明。图9是本发明实施例的一种用于运载火箭导流器的泵驱主动式液冷系统的设计流程图，如图9所示，该设计流程包括蒸发设计阶段、生产阶段和质量检验阶段；
在设计阶段，可以通过仿真计算或者试验研究获取发动机喷管A的热流和温度，根据热流和温度进行泵选型、风机选型和导流器3的冷源流道31设计；
在生产阶段，可以根据选择的风机21型号进行风冷散热器的翅片23和风道设计和导流器3冷源流道31的优化设计，例如，选择翅片23的厚度和间隔、设置挡风板22等；以及根据发动机喷管A的数量选择Z形串联流道或H形并联流道等，并对该设计进行实验测试；
在质量检验阶段，对生产阶段设计的泵驱主动式液冷系统的设计进行质量检验，例如，采用模拟用发动机喷管，测试其工作时，该主动液冷系统的性能是否满足质量要求，如果不满足质量要求，根据结果进行分析，检查工艺是否满足要求，如果不满足调整焊接工艺，或者风冷散热器是否满足要求，如果不满足可以增加风扇或者优化翅片布局等，对生产阶段的设计进行重新调整，并试验测试，如果满足质量要求，则进入后续的飞行试验。
实施例三
本发明还提供了一种运载火箭，该运载火箭采用所述的导流器泵驱主动式液冷系统进行热防护。
本发明实施例提供的运载火箭，由于采用导流器内部设置流道进行热量的传导，即采用风冷或水冷的方式进行主动冷却。泵驱主动式液冷系统的适应范围广、可重复使用、成本底和响应速度快速，能够满足日益增加的发射需求。
在本发明实施例的描述中，需要说明的是，术语中的“上、下、内和外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一、第二或第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
本发明实施例中除非另有明确的规定和限定，术语“安装、相连、连接”应做广义理解，例如：可以是固定连接、可拆卸连接或一体式连接；同样可以是机械连接、电连接或直接连接，也可以通过中间媒介间接相连，也可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
虽然已经参考优选实施例对本发明进行了描述，但在不脱离本发明的范围的情况下，可以对其进行各种改进并且可以用等效物替换其中的部件。尤其是，只要不存在结构冲突，各个实施例中所提到的各项技术特征均可以任意方式组合起来。本发明并不局限于文中公开的特定实施例，而是包括落入权利要求的范围内的所有技术方案。

Claims (10)

1.一种运载火箭的导流器泵驱主动式液冷系统，其特征在于，所述泵驱主动式液冷系统包括：第一动力系统、第二动力系统和导流器，其中，
所述第一动力系统的入口连接有第一管路，所述第一动力系统的出口连接有第二管路，所述第一管路与所述导流器的冷源流道的入口连接，所述第二管路穿过所述第二动力系统与所述导流器的冷源流道的出口连接；
所述第一动力系统用于通过所述第一管路将液态系统工质导入所述冷源流道；
所述导流器用于加热所述冷源流道内的系统工质，使得所述液态系统工质变为气态系统工质，并在气压差的作用下，通过所述第二管路流入所述第一动力系统；
所述第二动力系统用于对所述第二管路中的气态系统工质进行冷却，使得所述气态系统工质变为液态系统工质。
2.根据权利要求1所述的一种运载火箭的导流器泵驱主动式液冷系统，其特征在于，所述冷源流道为Z形串联流道，或者H形并联流道。
3.根据权利要求1所述的一种运载火箭的导流器泵驱主动式液冷系统，其特征在于，所述第一动力系统为泵；所述第二动力系统为风冷散热器或冷凝器。
4.根据权利要求3所述的一种运载火箭的导流器泵驱主动式液冷系统，其特征在于，所述风冷散热器包括两个风机、挡风板和翅片，其中，
两个所述风机相对设置，所述翅片设置在两个所述风机之间，所述挡风板位于两个所述风机之间并包裹在所述翅片的外侧。
5.根据权利要求1所述的一种运载火箭的导流器泵驱主动式液冷系统，其特征在于，所述第一管路和所述第二管路均为波纹软管。
6.一种运载火箭的导流器泵驱主动式液冷系统的设计方法，其特征在于，所述方法包括：
确定发动机尾流参数，所述尾流参数包括发动机喷管的温度和发动机喷管的热流；
根据所述发动机喷管的温度确定系统工质的种类；
根据所述发动机喷管的热流和导流器的面积计算所述导流器的加热量；
根据所述导流器的加热量确定第一动力系统的第一质量流量和第二动力系统的第二质量流量；
根据所述第一质量流量选择所述第一动力系统的型号，根据所述第二质量流量选择所述第二动力系统的型号，根据所述第一质量流量和所述导流器的冷源流道的尺寸确定第一管路和第二管路的直径。
7.根据权利要求6所述的设计方法，其特征在于，所述第一质量流量的计算公式为：
M1＝Q6/C1*(T3–T2)，其中，M1为第一质量流量，Q6为发动机喷管的热流对导流器的加热量，C1为系统工质的比热容，T2为冷源流道入口处的系统工质的温度，T3为冷源流道出口处的系统工质的温度。
8.根据权利要求6所述的设计方法，其特征在于，所述第二质量流量的计算公式为：
Q4-5＝Q6＝C2*M2*(T5–T4)，其中，Q4-5为第二动力系统的散热量，Q6为发动机喷管的热流对导流器的加热量，M2为第二质量流量，T5为所述第二动力系统入口处的系统工质的温度，T4为所述第二动力系统出口处的系统工质的温度，C2为空气比热容。
9.根据权利要求6-8任意一项所述的设计方法，其特征在于，所述设计方法还包括：测试所述主动液冷系统的性能是否满足质量要求，如果满足质量要求，则进行飞行试验，如果不满足质量要求，则重新选择第一动力系统和第二动力系统的型号。
10.一种运载火箭，其特征在于，所述运载火箭采用权利要求1-5中任意一项所述的导流器泵驱主动式液冷系统进行热防护。
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