王海山，陳 暉，萬金川，王偉光

（西安航天動力研究所，陜西 西安710100）

0 引言

泵壓式液體火箭發(fā)動機心臟部件渦輪泵，通常采用同軸式結構。多次起動發(fā)動機再次起動前的滑行段，泵部件與高溫渦輪部件不斷有熱量傳遞，溫度超過一定值，起動過程將伴隨著液體推進劑的持續(xù)氣化；泵工作介質含氣量過多將會造成泵建壓緩慢甚至延遲，進而擾亂發(fā)動機正常工作時序，即形成“熱泵”起動故障，嚴重情況將導致發(fā)動機爆炸的重大可靠性事故。

國內外發(fā)動機研制中也都曾多次出現(xiàn)過“熱泵”起動問題，如阿金娜發(fā)動機在進行靜態(tài)和動態(tài)模擬試驗時發(fā)現(xiàn)，關機后泵部件溫度在不斷升高，35 min達到熱平衡，泵部件溫度大大超過推進劑氣化溫度；國內某型氫氧發(fā)動機，在系統(tǒng)上采取預冷方法對泵部件進行提前冷卻?！盁岜谩逼饎庸收习l(fā)生的原因一般很明確，但解決方案不盡相同，本文結合某型高空多次起動發(fā)動機“熱泵”起動故障，提出一種常規(guī)發(fā)動機中可供借鑒的解決方案，同時介紹不同試驗驗證結果及天空環(huán)境數(shù)值模擬方法和計算結果。

1 某型高空發(fā)動機“熱泵”起動及解決方案

1.1 “熱泵”起動

某型高空液體火箭發(fā)動機，采用雙組元常規(guī)推進劑，具有多次起動能力，要求渦輪泵按照時序能再次工作。渦輪泵采用兩增壓泵與渦輪同軸的渦輪中置方案，兩增壓泵均采用離心式旋轉泵，結構如圖1所示。

圖1 某型高空發(fā)動機渦輪泵結構圖Fig.1 Turbopump structure of a certain high altitude engine

發(fā)動機全系統(tǒng)×-03次試車中，第一次工作正常，滑行結束后，第二次起動時氧化劑泵發(fā)生了“熱泵”起動故障。具體表現(xiàn)：起動后渦輪轉速上升較快，并出現(xiàn)嚴重超調，燃料泵建壓迅速，而氧化劑泵建壓延遲（見圖2），并且發(fā)動機推力上升緩慢。當?shù)诙纹饎庸ぷ鞯?18 s時，發(fā)動機大量泄漏燃氣，渦輪泵轉速等參數(shù)迅速大幅下降，隨后實施緊急關機。試車后，外觀檢查發(fā)現(xiàn)燃氣發(fā)生器身部收斂段燒穿。

圖2 第二次起動氧化劑泵和燃料泵后壓力及渦輪轉速Fig.2 Pressure and turbine rotation speed when oxidizer and fuel pumps are started at the second time

第二次起動“0 s”氧化劑泵的進口管壁溫達到了110℃；氧化劑泵殼體上沒有溫度測點，從渦輪泵結構可知，氧化劑泵殼體溫度比進口管更高，所以氧化劑泵部件溫度均遠超過了氧化劑額定飽和溫度，推進劑過流進口管及泵殼體存在大量氧化劑氣化。產生的氣體消減了充填水擊壓力峰，不足以打開氧化劑路主閥進行氣體排放。由于第二次起動氧化劑泵工作介質含有大量氣態(tài)推進劑，造成氧化劑泵建壓延遲，進而擾亂了推進劑進入發(fā)生器的時序，最終導致發(fā)生器身部收斂段燒穿的可靠性故障。

1.2 解決方案

“熱泵”起動故障的本質是發(fā)動機滑行期間殘余的高溫環(huán)境對泵部件的熱量傳導造成推進劑氣化的問題，所以解決措施圍繞著“熱”和“氣”的問題進行。解決方案是在發(fā)動機上增加排空系統(tǒng)和排放系統(tǒng)，并通過結構設計方法降低渦輪殼體與泵殼體的熱量傳遞。

通過半系統(tǒng)試驗確定具體的排放時序及方式，同時驗證排空和渦輪泵結構改進效果，經(jīng)過數(shù)臺次不同方案試驗研究，最終形成簡單有效的改進措施：

1）排空措施。發(fā)動機系統(tǒng)上設置定壓排空系統(tǒng)，滑行時，泵部件溫度升高到使殘余推進劑氣化，造成泵腔的壓力升高并到達一定范圍，排空系統(tǒng)自動打開排出氣體，同時保證腔內一定壓力，不至于腔中的推進劑凍結，同時起到泵部件降溫的目的。

2）排放措施。發(fā)動機系統(tǒng)上設置排放系統(tǒng)，再次起動前數(shù)秒打開排放系統(tǒng)，并進行推進劑充填。主要目的是擠出產生的氣體，并用液態(tài)推進劑對高溫過流部件進行冷卻。

3）降低熱傳遞措施。降低渦輪殼體與泵殼體之間熱量的傳遞：渦輪殼體與泵殼體采取兩體，并且不同材質中間夾隔熱材料螺釘連接結構；泵的進口管和殼體內表面進行隔熱處理。

2 發(fā)動機熱試車驗證

經(jīng)過多次半系統(tǒng)試驗驗證后進行了發(fā)動機全系統(tǒng)可靠性試車試驗驗證，增加了泵殼體溫度監(jiān)控，共計5次，均取得成功，未發(fā)生“熱泵”起動故障。對于常規(guī)推進劑，氧化劑的額定飽和溫度更低，相同傳熱氧化劑泵更容易產生“熱泵”起動故障，故后文主要描述氧化劑泵的試驗結果和計算。

×-006試車第一次和第二次起動氧化劑泵建壓見圖3；第二次起動氧化劑泵的進口管及殼體溫度見圖4。試車第二次起動“0 s”時氧化劑泵的進口管和殼體溫度見表1。

圖3 第一次和第二次起動氧化劑泵壓力Fig.3 Pressure of oxidizer pump at the first and second start

圖4 第二次起動氧化劑泵進口管和殼體的溫度Fig.4 Temperature of inlet tube and shell of oxidizer pump as it is started at the second time

表1 第二次起動“0 s”時氧化劑泵進口管和殼體溫度Tab.1 Temperature of inlet tube and shell of oxidizer pump as it is started at the second time

發(fā)動機第二次起動氧化劑泵建壓時間與第一次起動時間相同，可以及時建壓；第二次起動“0 s”前氧化劑泵進口管最高溫度74℃，較×-03次試車溫度下降36℃，排空降溫效果明顯；排放過程氧化劑泵進口管、殼體溫度下降迅速，排放降溫效果明顯。氧化劑泵殼體溫度略高于額定飽和溫度，但所含熱量已經(jīng)大大減少，考慮排放過程的溫度梯度，泵殼體內壁只能將局部少量推進劑氣化，同時排放系統(tǒng)處于打開狀態(tài)，不會形成氣體大量累積，第二次起動“0 s”隨流氣態(tài)推進劑體積遠小于造成“熱泵”起動故障的量。

3 仿真計算驗證

由于天、地環(huán)境不同，為分析環(huán)境“熱泵”起動改進效果，用數(shù)值模擬的方法進行驗證。

3.1 計算模型

由于缺乏數(shù)據(jù)，微重力環(huán)境下的換熱數(shù)據(jù)用常規(guī)重力環(huán)境的換熱理論；真空環(huán)境下推進劑的物性參數(shù)以地面常壓的物性進行計算。此處理方法不影響天空環(huán)境模擬計算結果的定性分析。

3.1.1 渦輪殼體方程

渦輪殼體能量增加＋渦輪殼體對泵殼體的導熱＋渦輪殼體對外輻射熱＝太陽對渦輪殼體的輻射熱＋噴管對渦輪殼體的輻射熱＋渦輪殼體與試車環(huán)境之間的對流換熱。

式中：Mwl為渦輪殼體質量；Cwl為渦輪殼體比熱；Twl為渦輪殼體溫度；Tbk為泵殼體溫度；Tpg為噴管溫度；Thj為環(huán)境溫度；τ為時間；λwb為渦輪與泵殼體之間導熱系數(shù)；δwb為渦輪與泵殼體之間導熱間距；Αwb為渦輪與泵殼體之間結合面積；Αwst為渦輪接受太陽的輻射面積；Αwsp為渦輪接受噴管的輻射面積；Awl為渦輪面積；εwl為渦輪殼體黑度；εpg為噴管黑度；σ為黑體輻射常數(shù)；q為太陽熱流密度；Fwp為渦輪與噴管之間的角系數(shù)；h2為渦輪殼體與環(huán)境之間換熱系數(shù)。

3.1.2 泵殼體方程

泵殼體能量增加＋泵殼體對外輻射熱＋泵殼體對泵進口管的導熱＝太陽對泵殼體的輻射熱＋噴管對泵殼體的輻射熱＋乏氣管對泵殼體的輻射熱＋渦輪對泵殼體的輻射熱＋渦輪殼體對泵殼體的導熱＋泵殼體與泵腔內推進劑的對流換熱＋泵殼體與環(huán)境之間的對流換熱。

式中：Mbk為泵殼體質量；Cbk為泵殼體比熱；Tjk為泵進口管溫度；Tn為推進劑溫度；Tfq為乏氣管溫度；εbk為泵殼體黑度；εfq為乏氣管黑度；Αbk為泵殼體面積；Αbst為泵殼體接受太陽的輻射面積；Αbsp為泵殼體接受噴管的輻射面積；Αbsf為泵殼體接受乏氣管的輻射面積；Αbsw為泵殼體接受渦輪的輻射面積；Αbn為泵殼體內面積；Rjb為泵進口管與泵殼體之間接觸熱阻；Fbp為泵殼體與噴管之間系數(shù)；Fbf為泵殼體與乏氣管之間角系數(shù)；Fbw為泵殼體與渦輪之間角系數(shù)；hbn為泵殼體與推進劑之間換熱系數(shù)；h1為泵殼體與環(huán)境之間換熱系數(shù)。

3.1.3 泵進口管方程

泵進口管的能量增加＋泵進口管對外輻射＝太陽對泵進口管的輻射熱＋噴管對泵進口管的輻射熱＋渦輪對泵進口管的輻射熱＋泵殼體對泵進口管的接觸導熱＋泵進口管與泵腔內推進劑的對流換熱＋泵進口管與環(huán)境之間的對流換熱。

式中：Mjk為泵進口質量；Cjk為泵進口比熱；εjk為泵殼體黑度；Αjk為泵進口面積；Αjst為泵進口管接受太陽的輻射面積；Αjsp為泵進口管接受噴管的輻射；Ajsw為泵進口管接受渦輪的輻射；Ajb為泵進口管與泵殼體之間面積；Αjn為泵進口管內面積；Fjp為泵進口管與噴管之間角系數(shù)；Fjw為泵進口管與渦輪之間角系數(shù)；hjn為泵進口管與推進劑之間換熱系數(shù)。

3.1.4 噴管方程

噴管能量增加＋噴管對外散熱量＝太陽對噴管的輻射熱。

式中：Cpg為噴管比熱；Mpg為噴管質量；Αpgf為泵殼體接受乏氣管的輻射面積。

3.1.5 乏氣管方程

乏氣管能量增加＋乏氣管對外散熱量＝太陽對乏氣管的輻射熱＋乏氣管與環(huán)境之間的對流換熱。

式中：Cfq為乏氣管比熱；Mfg為乏氣管質量；Αfqf為乏氣管輻射面積。

3.1.6 泵腔內推進劑方程

推進劑吸收來自泵殼體和泵進口管的傳熱而溫度升高，達到氣化點時開始氣化。在氣化過程中推進劑的溫度不發(fā)生變化。

式中：Cn為推進劑比熱；Mn為推進劑質量；為推進劑質量流量；r為推進劑汽化潛熱。

3.1.7 耦合計算

渦輪殼體、泵殼體、泵進口管及泵腔內推進劑相互之間存在導熱及輻射作用，所以必須進行耦合計算。根據(jù)泵腔內推進劑的狀態(tài)，可將計算過程分解為以下4個過程：

1） 關機后，泵腔有一定的初始壓力，泵腔內的初始溫度低于液體推進劑飽和溫度，推進劑首先由泵殼體和進口管吸熱逐漸升溫至氣化點，則令推進劑氣化質量流量＝0。

2） 泵腔內推進劑氣化，腔內壓力升高，過程結束條件為腔內壓力達到一定值。氣化過程認為泵腔內推進劑溫度不變穩(wěn)定在飽和溫度，故令dTndτ＝0 。

3）定壓單向閥打開，腔內推進劑氣、液混相排空，過程結束條件為腔內壓力降低，腔內推進劑依然存在氣化，故認為腔內推進劑溫度不變穩(wěn)定在飽和溫度，故令dTndτ=0。

4） 排空結束，腔內幾乎沒有推進劑殘留，渦輪殼體、泵殼體、泵進口管相互傳熱至排空過程結束。則令腔內推進劑的質量Mn＝0，推進劑的氣化質量流量＝0，泵殼體與腔內推進劑的換熱系數(shù)hbn＝0，泵進口管與腔內推進劑的換熱系數(shù)hjn=0。

3.2 仿真結果

以箭體迎著太陽為初始條件，第二次起動前，氧化劑泵的進口管、殼體壁溫度及泵腔的主流體含氣率見圖5。

圖5 進口管、殼體溫度及泵腔含氣率Fig.5 Temperature of inlet tube and shell,and air containing ratio in pump cavity

發(fā)動機第一次關機后氧化劑泵的進口管、殼體溫度不斷上升到排放前，溫度分別達到97.0℃和121.1℃；第二次起動“0 s”，氧化劑泵的進口管、殼體溫度分別為62.5℃和94.0℃，經(jīng)氧化劑排放冷卻溫度分別下降了34.5℃和27.1℃，與地面狀態(tài)相近溫度略高。發(fā)動機在軌滑行經(jīng)排空過程排出了所有氣態(tài)氧化劑；在氧化劑再次充填排放過程，泵腔含氣率先快速增加，而后隨著推進劑的排放泵部件內壁溫度下降而緩慢下降，第二次起動“0 s”泵腔隨流含氣率百分之十幾，遠小于造成“熱泵”起動故障的含氣率。

推進劑開始充填時含氣率快速增加是因為充填液體前端壓力低，造成前端液體氧化劑氣化；而后含氣率緩慢下降是因為氧化劑泵內壁溫度低，只能使局部氧化劑氣化，產生的氣體少，同時排放系統(tǒng)處于打開狀態(tài)，不會造成氣體累積。第二次起動“0 s”開始，有大量推進劑過流，體積流量是排放流量的十幾倍之多，降溫效果更明顯，推進劑含氣率應更低。

仿真存在的不足：發(fā)動機在高空軌道滑行時，外界環(huán)境接近真空，所以排空和排放管出口壓力相對地面更低，推進劑排空和排放的速度更快，排出推進劑總量更多，所以相對地面帶走熱量更多，發(fā)動機第二次起動氧化劑泵部件內壁面溫度應更低。而仿真計算所得平均溫度，不能反應溫度的梯度，實際氧化劑泵腔含氣率應更低。

4 飛行試驗驗證

經(jīng)過發(fā)動機全系統(tǒng)可靠性試車試驗和高空環(huán)境仿真計算的驗證后，發(fā)動機進行飛行試驗任務。到目前為止，二十余臺發(fā)動機參與了飛行試驗，均圓滿完成任務，推進劑兩增壓泵工作均正常，0.6～0.7 s氧化劑泵揚程達到額定值，均未發(fā)生“熱泵”起動故障。發(fā)動機第二次起動前氧化劑泵的進口管最高溫度59～92℃，第二次起動“0 s”溫度 34～80 ℃。

仿真計算結果與飛行測量數(shù)據(jù)基本吻合，存在差別的主要原因：飛行時溫度傳感器貼在外壁上，受發(fā)動機高溫環(huán)境影響，測得溫度比實際溫度高；飛行時發(fā)動機迎著太陽的溫度測點受太陽熱輻射的影響，測得溫度比實際溫度高；飛行時溫度測量點為局部點，仿真計算結果是平均值。

5 結論

某型高空多次起動發(fā)動機為解決“熱泵”起動故障，在發(fā)動機系統(tǒng)上增設排空系統(tǒng)和排放系統(tǒng)；結構上改善了渦輪與泵的連接方式。通過充分試驗和計算驗證，可以確認“熱泵”起動故障已經(jīng)徹底解決，進而參與了飛行任務。截止目前，已成功完成數(shù)十臺試車和二十余臺飛行試驗，推進劑兩增壓泵工作均正常，建壓及時，發(fā)動機二次起動正常，未發(fā)生“熱泵”起動故障。

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