前言：本站為你精心整理了淺說火箭增壓管路的試驗(yàn)方法范文，希望能為你的創(chuàng)作提供參考價(jià)值，我們的客服老師可以幫助你提供個(gè)性化的參考范文，歡迎咨詢。

1真實(shí)工況分析

飛行真實(shí)工況下的增壓管路內(nèi)部為高溫、高壓、高流速的增壓氣體，如某型號(hào)火箭一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)氧化劑為四氧化二氮（N2O4）。實(shí)際上，四氧化二氮在高于25℃空氣壓縮機(jī)調(diào)節(jié)閥門空氣加熱器試驗(yàn)管路水冷卻器調(diào)節(jié)閥門排氣功率控制溫度、壓力流量、信號(hào)數(shù)據(jù)采集管路內(nèi)熱內(nèi)壓試驗(yàn)原理真實(shí)工況分析飛行真實(shí)工況下的增壓管路內(nèi)部為高溫、高壓、高流速的增壓氣體，如某型號(hào)火箭一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)氧化劑為四氧化二氮（N2O4）。實(shí)際上，四氧化二氮在高于25℃空氣壓縮機(jī)調(diào)節(jié)閥門空氣加熱器試驗(yàn)管路水冷卻器調(diào)節(jié)閥門排氣功率控制溫度、壓力流量、信號(hào)數(shù)據(jù)采集管路內(nèi)熱內(nèi)壓試驗(yàn)原理圖時(shí)是N2O4和NO2的平衡混合物。因此增壓管路內(nèi)部為四氧化二氮和二氧化氮的混合氣體。高溫高壓氣體與管壁之間存在強(qiáng)制對(duì)流換熱。氣體熱學(xué)參數(shù)（如溫度、熱容等）和動(dòng)力學(xué)參數(shù)（如壓力、流速等）對(duì)強(qiáng)制對(duì)流換熱程度起著重要作用。此外，管壁內(nèi)部在厚度方向存在導(dǎo)熱，管壁與外部環(huán)境之間存在自然對(duì)流和輻射換熱。管路開口系統(tǒng)傳熱傳質(zhì)示。增壓管路在穩(wěn)定工作的情況下，其內(nèi)部、外部環(huán)境不變，管路基本處于熱平衡狀態(tài)。管外自然對(duì)流換熱受到外部大氣物性參數(shù)的影響較大。然而，不同高度的大氣物性參數(shù)存在很大差異。資料顯示，某型號(hào)火箭芯一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)高度為55.63km，飛行時(shí)序?yàn)?46.428s，二級(jí)主機(jī)關(guān)機(jī)高度為134.17km，飛行時(shí)序?yàn)?58.278s?？梢?，對(duì)于大型火箭增壓管路來講，一級(jí)管路經(jīng)歷了大氣層中的對(duì)流層和平流層，二級(jí)管路經(jīng)歷了大氣層中的中間層及部分熱層。根據(jù)北半球標(biāo)準(zhǔn)大氣參數(shù)資料，隨著海拔高度的不斷升高，大氣逐漸變的稀薄，兩萬米高空的大氣，其密度為零海拔時(shí)的7.2%。由式可知，管外自然對(duì)流換系數(shù)（hc）和格拉曉夫數(shù)（Gr）與普朗特?cái)?shù)（Pr）的乘積的n次方成正比。而Gr與Pr均由大氣密度、溫度等熱物性參數(shù)決定。在兩萬米高空，大氣的Gr與Pr乘積為零海拔時(shí)的1.1%，而此時(shí)的管外自然對(duì)流換熱量十分有限以致可以忽略不計(jì)，即Q管外自然對(duì)流≈0。管外輻射換熱主要管壁與周圍其他結(jié)構(gòu)的輻射換熱以及管壁與周圍大氣之間的輻射換熱。鑒于在高空中大氣十分稀薄，因此管壁和大氣之間的輻射換熱可忽略不計(jì)。大部分管路周圍結(jié)構(gòu)的溫度均比管路溫度低，因此管外輻射換熱忽略其他結(jié)構(gòu)對(duì)管路的輻射作用，而只以其自身的輻射散熱進(jìn)行估算，換熱方程見式。事實(shí)上，局部管路會(huì)受到發(fā)動(dòng)機(jī)火焰或周圍其他高溫結(jié)構(gòu)的輻射作用。在此，本文僅對(duì)一般工況進(jìn)行討論。綜上所述，在真實(shí)工況下，增壓管路處于管內(nèi)外換熱平衡狀態(tài)。管內(nèi)主要為強(qiáng)制對(duì)流換熱，管外主要為輻射散熱。然而，某些型號(hào)的管路外壁布置隔熱保溫材料，此時(shí)管壁與環(huán)境隔離，接近于絕熱邊界。飛行遙測(cè)數(shù)據(jù)顯示，某型號(hào)火箭一級(jí)氧化劑增壓管路進(jìn)口氣體壓力為0.8MPa，進(jìn)口氣體溫度達(dá)到350℃，出口氣體溫度與進(jìn)口溫度之差在10℃以內(nèi)?？梢酝茢?，真實(shí)工況下管路結(jié)構(gòu)溫度與氣體溫度相差不大，管路熱問題較為突出?；谝陨侠碚摲治?，以某型號(hào)火箭一級(jí)增壓管路為例，建立管路與空氣的流動(dòng)換熱模型。采用有限元軟件，對(duì)真實(shí)工況下的管路結(jié)構(gòu)溫度場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值研究。管路長(zhǎng)度約為5m，外徑93mm，管壁厚為1mm，管材為鋁。采用網(wǎng)格軟件對(duì)流體域和固體域進(jìn)行網(wǎng)格劃分，同時(shí)采用O型網(wǎng)格對(duì)管內(nèi)流動(dòng)邊界層進(jìn)行加密處理。管路計(jì)算模型，局部網(wǎng)格劃分示例。增壓氣體參數(shù)選用四氧化二氮與二氧化氮混合平衡氣體的物性參數(shù)，真實(shí)工況下管路內(nèi)部流動(dòng)換熱計(jì)算結(jié)果。由圖可知，管內(nèi)流體溫度沿流向不斷降低，進(jìn)口處流體溫度為350℃，出口處流體溫度為346℃，溫差為4℃，這與飛行遙測(cè)采集到的溫度數(shù)據(jù)水平相當(dāng)。管路結(jié)構(gòu)平均溫度為348℃?？梢?，管路結(jié)構(gòu)溫度與流體溫度十分相近。

2試驗(yàn)工況分析

地面試驗(yàn)場(chǎng)地為大氣環(huán)境，管壁與大氣環(huán)境之間的換熱程度一般高于真實(shí)工況，因此在地面試驗(yàn)時(shí)通常在管路外壁設(shè)置隔熱棉氈，以防熱量損失。系針對(duì)以上計(jì)算模型，在結(jié)合了地面試驗(yàn)情況下的熱邊界及流動(dòng)邊界條件的情況下，本文對(duì)空氣內(nèi)加熱工況下的管路結(jié)構(gòu)溫度分布進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算。通過對(duì)比二者，得出對(duì)試驗(yàn)的指導(dǎo)性的結(jié)論，計(jì)算工況。為進(jìn)口空氣溫度為350℃、內(nèi)壓為0.8MPa、不同流量下的管路結(jié)構(gòu)溫度分布云圖。給出了不同流量下管路截面溫度均值沿流向的變化曲線。管路截面溫度平均值沿流向降低。隨著空氣流量的不斷加大，管路結(jié)構(gòu)整體溫度水平不斷升高，并逐漸接近真實(shí)工況下的溫度水平?？梢姡氡M可能真實(shí)的模擬真實(shí)工況下的管路結(jié)構(gòu)溫度分布，應(yīng)盡量提高空氣流量。然而，在進(jìn)口空氣溫度為350℃的情況下，當(dāng)流量達(dá)到600L/s時(shí)，管路結(jié)構(gòu)溫度分布與真實(shí)工況仍然存在差距。事實(shí)上，由于試驗(yàn)設(shè)備能力有限，不可能無限制的提供高溫空氣的流量。因此，考慮是否可以將進(jìn)口空氣溫度提高（高于真實(shí)工況進(jìn)口溫度），這樣可以使得在低流量的情況下得到較理想的模擬效果。因此，本文對(duì)進(jìn)口空氣溫度分別為370℃、380℃、和390℃的工況進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算進(jìn)口空氣溫度為360℃的情況下，空氣流量為500~600L/s為較理想的試驗(yàn)工況；進(jìn)口空氣溫度為370℃的情況下，空氣流量為200~300L/s為較理想的試驗(yàn)工況；進(jìn)口空氣溫度為380℃的情況下，空氣流量為150~200L/s為較理想的試驗(yàn)工況；進(jìn)口空氣溫度為390℃的情況下，空氣流量為100~150L/s為較理想的試驗(yàn)工況。現(xiàn)對(duì)管路結(jié)構(gòu)上所有質(zhì)點(diǎn)的溫度值進(jìn)行平均計(jì)算，并對(duì)此進(jìn)行考察。給出了管路結(jié)構(gòu)溫度平均值在不同試驗(yàn)工況下（不同空氣流量）的變化曲線。真實(shí)工況下管路結(jié)構(gòu)溫度前后相差較小，平均值約為348℃。中的點(diǎn)與真實(shí)工況線越接近，說明此試驗(yàn)工況對(duì)真實(shí)工況的模擬越貼近?？梢姡^為理想的可選試驗(yàn)工況包括：進(jìn)口溫度390℃，空氣流量100L/s；進(jìn)口溫度380℃，空氣流量150L/s；進(jìn)口溫度370℃，空氣流量250L/s；進(jìn)口溫度360℃，空氣流量500L/s?？梢?，適當(dāng)?shù)奶岣哌M(jìn)口空氣溫度，可以在較小的流量情況下得到更加合理的試驗(yàn)考核。這為試驗(yàn)加熱參數(shù)的選取提供了參考。

作者：王偉張志廣胡由宏劉永清史淑娟單位：北京強(qiáng)度環(huán)境研究所