趙曉慧, 單 磊, 蒲光榮, 張金容

(西安航天動力研究所，西安 710100)

基于熱仿真的泵壓式多次起動發(fā)動機熱控設計

趙曉慧, 單 磊, 蒲光榮, 張金容

(西安航天動力研究所，西安 710100)

某上面級主發(fā)動機采用常溫可貯存液體推進劑，采用泵壓式供應方案，依靠起動箱式多次起動系統(tǒng)使發(fā)動機具備多次起動工作能力，在軌工作2天。為使發(fā)動機溫度環(huán)境滿足工作要求，對發(fā)動機進行了熱控設計，熱控方案采用被動熱控措施為主、主動電加熱措施為輔以及起動前排放的綜合措施。發(fā)動機熱控設計基于熱網(wǎng)絡仿真分析法，通過建立整機熱分析模型預示發(fā)動機任務剖面溫度變化，為發(fā)動機提供合理的熱控設計方案。

多次起動；泵壓式；發(fā)動機；熱控

0 引言

某上面級主發(fā)動機采用常溫液體推進劑，采用泵壓式供應方案，依靠起動箱式多次起動系統(tǒng)使發(fā)動機具備多次起動能力，可在軌工作2天。針對發(fā)動機多次起動、長時間在軌以及泵壓式工作特點，發(fā)動機既要經(jīng)受太陽輻射、地球反照、地球紅外輻射、真空和冷黑背景輻射等空間環(huán)境影響，還將經(jīng)受自身渦輪泵、推力室、燃氣發(fā)生器等內(nèi)熱源的影響，發(fā)動機熱環(huán)境復雜；此外泵壓式發(fā)動機推進劑入口壓力低，在結構高溫情況下起動易導致推進劑汽化,影響再次起動。為了保證發(fā)動機各部位結構溫度處于合理的溫度范圍內(nèi)，必須對發(fā)動機采取熱控措施。

國內(nèi)以往長時間在軌的發(fā)動機為擠壓式發(fā)動機，以實現(xiàn)姿態(tài)調(diào)整、軌道轉(zhuǎn)移[1-2]。由于在大氣層以外的空間工作，發(fā)動機會采取熱控措施保證其正常的溫度范圍，如采用隔熱屏防止點火過程羽流輻射，采取熱包覆加電加熱措施以滿足推進劑正常工作溫度[3-5]。與擠壓式發(fā)動機相比，由于該上面級發(fā)動機泵壓式、多次起動工作的特點，熱控設計難點主要在于：1)發(fā)動機經(jīng)受空間環(huán)境與內(nèi)熱源等多重熱影響導致熱設計工況復雜；2)發(fā)動機系統(tǒng)結構復雜，存在“部分組件怕熱，部分組件怕冷，既受熱，又受冷”的情況，導致熱控設計難度大；3)起動箱式多次起動系統(tǒng)的主要組件均為熱敏感組件，控溫范圍窄，溫度偏低或偏高均會影響起動成敗。

該發(fā)動機熱控方案的制定主要依賴大量的熱仿真分析，綜合考慮了空間環(huán)境與內(nèi)熱源的影響，采取被動熱控措施與主動電加熱相結合，并在發(fā)動機起動前采取排放的綜合措施[6-7]，以確保發(fā)動機結構溫度在各次起動前滑行時段及起動前時刻滿足發(fā)動機起動要求。熱分析基于熱網(wǎng)絡分析法[8]，通過建立整機熱分析模型預測發(fā)動機任務剖面溫度變化，為發(fā)動機制定熱控設計方案提供理論基礎。

1 熱控設計工況

該上面級主發(fā)動機能夠在軌工作2天，多次起動，在軌期間發(fā)動機處于關機滑行階段或者點火工作階段兩種狀態(tài)。針對發(fā)動機面臨的多種極端軌道熱流條件，梳理出發(fā)動機關機滑行期間的極端高溫計算工況、極端低溫計算工況[8]。開展熱設計工況分析，把圓軌道與橢圓軌道時段分開，制定出橢圓軌道高溫計算工況TLorb_H、橢圓軌道低溫計算工況TLorb_L，圓軌道高溫計算工況Lorb_H、圓軌道低溫計算工況Lorb_L，此外還有點火期間的高溫工況Work_H，見表1。其中，圓軌道的計算時間tY為圓軌道時期發(fā)動機幾次起動工作后關機滑行時段最長的時間，橢圓軌道的計算時間tTY為橢圓軌道時期發(fā)動機幾次起動工作后關機滑行時段最長的時間，t為發(fā)動機最長點火時間。圓軌道工況下，地影時間與日照時間交替出現(xiàn)，橢圓軌道分為全日照與每個軌道周期出現(xiàn)地影兩種情況。

分析發(fā)動機在圓軌道低溫工況下、橢圓軌道低溫工況下的結構溫度變化，其中最低溫度可以覆蓋發(fā)動機在關機滑行時段可能出現(xiàn)的低溫；分析發(fā)動機在圓軌道高溫工況下、橢圓軌道高溫工況下的結構溫度變化，其中最高溫度可以覆蓋發(fā)動機在關機滑行時段可能出現(xiàn)的高溫。同時分析圓軌道中間工況，與低溫工況不同的是中間工況計算初始溫度采取關機溫度，分析發(fā)動機關機后滑行階段在低外熱流情況下的結構溫度變化。

表1 熱分析極端工況表

2 熱分析模型

該發(fā)動機由推力室、燃氣發(fā)生器、渦輪泵、多次起動系統(tǒng)、閥門、管路等零、部、組件組成?；赟inda/Fluint軟件中的Thermal Desktop模塊，通過對發(fā)動機物理模型合理簡化，并按照各設計工況，以各部位初始溫度、表面光學特性、熱流條件、飛行姿態(tài)作為輸入條件，建立發(fā)動機熱分析模型，見圖1。對發(fā)動機在各個工況下的熱環(huán)境及結構溫度進行分析與預示，同時與熱控設計措施迭代進行，制定滿足發(fā)動機工作要求的熱控方案。

圖1 泵壓式多次起動發(fā)動機熱分析模型Fig.1 Thermal model of turbopump-fed multi-start rocket engine

3 發(fā)動機熱控設計與分析

該發(fā)動機在熱分析與熱控設計過程中，首先對無熱控措施的發(fā)動機模型進行熱分析，根據(jù)各工況下熱模型所預示溫度變化，分析發(fā)動機熱環(huán)境影響因素，確定哪些部位需要采取熱控措施以及采取何種熱控措施。然后，基于被動熱控為主、主動熱控為輔的原則，發(fā)動機僅采取被動熱控措施，根據(jù)有被動熱控措施的發(fā)動機熱模型在各工況下所預示溫度變化，評估采取被動熱控措施的效果，對不合理的被動熱控措施進行調(diào)整，仍不滿足則增加主動電加熱措施；最后根據(jù)有被動熱控與主動熱控措施的發(fā)動機熱模型在各工況下所預示溫度變化，評估采取被動熱控與主動熱控措施的效果，根據(jù)溫度預示結果與熱控措施的不斷迭代分析，確定最終熱分析模型中的熱控狀態(tài)，制定熱控方案。對于起動間隔由高溫組件“熱返浸”帶來溫升、推進劑汽化導致的“熱泵起動”風險[9]，通過排放解決，搭載高模試車驗證排放效果。

發(fā)動機點火工作階段，推力室、燃氣發(fā)生器、渦輪泵、液體閥門及管道利用推進劑對自身進行冷卻。僅需要分析如氣瓶、氣瓶閥門、氣路系統(tǒng)、起動箱，電器元件等熱敏感部件的溫度環(huán)境，判斷熱控狀態(tài)是否滿足發(fā)動機工作溫度要求。該發(fā)動機熱控設計流程見圖2。

圖2 發(fā)動機熱控設計流程圖Fig.2 Thermal analysis and design flow diagram

3.1 發(fā)動機熱控措施

該發(fā)動機對起動箱、氣瓶、閥門、液體推進劑管路、推力室再生冷卻壁、氣瓶、氣體管路、排放管路、閥門控制器、電纜插頭、接插件采取包覆9單元多層隔熱組件的隔熱措施，厚度約為3mm。除了推力室尾噴管前段、噴管延伸段為外露部件，其余部件均在上面級尾艙內(nèi)部，隔熱組件的表面溫度特性只與最外層面膜朝外的紅外發(fā)射率有關，選擇紅外發(fā)射率較小(εh=0.05，αs=0.12)的聚酰亞胺薄膜一次表面鏡朝外可以提高表面溫度，同時有利于減少對發(fā)動機自身紅外熱量的吸收。但是對于自身有熱功耗部件如帶電磁線圈閥門的隔熱組件最外層面膜采用中等發(fā)射率(εh=0.68，αs=0.34)避免高溫工況下及工作過程中溫升過高。

采取上述被動熱控措施能夠提高低溫工況下相應部位的結構溫度，但是對于溫度仍低于發(fā)動機控溫目標下限的閥門、管路、推力室再生冷卻壁、燃氣發(fā)生器噴注器等部位，采取主動電加熱措施使發(fā)動機結構溫度滿足使用要求。對于安裝節(jié)流孔板的導管，以及噴注器、氧化劑路閥門等均采用雙回路電加熱，通過雙路電加熱做到功率和回路均冗余以提高可靠性；對于中間有卡箍固定的導管采用兩根電加熱帶纏繞保證加熱均勻性；通過對推力室尾噴管加熱確保推力室入口導管、推力室尾噴管再生冷卻壁以及推力室身部等部位壁溫不低于使用要求。

3.2 熱敏感的多次起動系統(tǒng)熱控設計

對于多次起動系統(tǒng)，其中的起動氣瓶壓力、起動箱壓力均會隨氣瓶、起動箱溫度變化而變化，對高、低溫環(huán)境都很敏感。起動氣瓶的壓力過高有可能造成發(fā)動機起動后無法對起動箱進行再次充填，甚至使起動箱內(nèi)的推進劑排空，導致下一次起動無法順利進行；起動氣瓶的壓力過低可能導致發(fā)動機的起動過慢甚至無法起動。起動箱壓力偏低會導致起動箱內(nèi)推進劑凍結，起動箱壓力偏高則可能會導致起動箱結構發(fā)生破壞同樣導致起動失敗。必須對起動氣瓶、起動箱采取可靠熱控措施，使起動氣瓶、起動箱的溫度變化處于一個可接受的范圍內(nèi)。

對熱敏感部件起動氣瓶、起動箱等采取多層隔熱組件包覆的熱防護措施，防止高溫工況下在空間熱流與內(nèi)熱源影響下溫升過高；并對氣瓶、起動箱采取多回路(3路)加熱措施防止低溫風險，采取任意一路出現(xiàn)故障即斷開加熱的箭上自主故障處理措施，預防恒加熱故障帶來的結構溫升，并由剩余回路保證結構溫度。

3.3 起動前排放

根據(jù)高溫工況下的熱分析模型，氧化劑泵殼體、氧泵入口管、氧泵出口管在高溫工況下的溫度預示情況，氧泵結構的溫度超出氧化劑飽和溫度，氧化劑入、出口管內(nèi)的部分推進劑已經(jīng)出現(xiàn)了相變現(xiàn)象，如果此時發(fā)動機起動，充填進來的推進劑會部分發(fā)生相變，使密封管道內(nèi)發(fā)生兩相流導致推力曲線出現(xiàn)“起動凹坑”甚至起動失敗。所以主閥打開前首先需要將發(fā)生兩相流的推進劑充分排放才能保證發(fā)動機起動正常。

通過關機后將主閥前泵腔與管路的推進劑排空、再次起動前使用推進劑在主閥前泵腔與管路排放一定時間的方案，有效降低再次起動前主閥前組件中(主要為泵腔)推進劑溫度，使主閥打開前主閥前泵腔與管路充滿純液態(tài)推進劑。

3.4 采取熱控措施的熱分析結果

根據(jù)熱分析與熱設計結果，最終確定的發(fā)動機熱控方案滿足發(fā)動機熱控控溫范圍的情況，見表2。 表2中低溫工況最低溫度覆蓋圓軌道、橢圓軌道低溫工況下的熱分析最低溫度，高溫工況最高溫度覆蓋圓軌道、橢圓軌道高溫工況下的熱分析最高溫度。發(fā)動機經(jīng)過關機滑行階段，再次起動前，渦輪泵及相鄰部位結構溫度仍維持較高溫度的情況，通過起動前使用推進劑在主閥前泵腔與管路排放一定時間的方案，使高溫結構得以冷卻。

表2 發(fā)動機熱分析結果

4 熱模型驗證情況

上述發(fā)動機熱控設計參加過高模試車驗證，并在某具有多次變軌、長時間在軌能力的上面級飛行中得到應用并獲得飛行成功。該發(fā)動機雖然沒有經(jīng)過真空熱平衡實驗[10]驗證，但是熱分析模型以及熱控設計充分借鑒了其他經(jīng)過熱平衡實驗驗證、且在類似熱環(huán)境及軌道條件下工作的發(fā)動機熱分析模型建模方式，發(fā)動機熱分析模型預示結果準確性高，熱控設計能夠為發(fā)動機提供合理的熱環(huán)境。

5 結束語

該泵壓式多次起動上面級發(fā)動機在軌滑行以及工作時面臨復雜的空間熱環(huán)境，同時受到多重內(nèi)熱源影響，需要進行有效的熱控設計。針對該發(fā)動機面臨熱源多，系統(tǒng)結構復雜，推進劑入口壓力低等熱控設計難點，采取了被動熱控措施與主動電加熱措施相結合，并在發(fā)動機起動前采取排放的綜合措施，確保發(fā)動機結構溫度滿足發(fā)動機在軌工作溫度要求。

[1] 周紅玲，姜文龍，劉昌國.國內(nèi)外衛(wèi)星用液體遠地點發(fā)動機發(fā)展綜述[J] .火箭推進，2011，37(5)：1-8.

[2] 劉昌國，張中光，韓宏印，等.高比沖雙組元液體遠地點火箭發(fā)動機研究[J].上海航天，2003，20(4)：30-33.

[3] 韓崇巍，趙啟偉，張旸，等.第二代490N發(fā)動機熱控設計[J].航天器環(huán)境工程,2013，30(4)：388-391.

[4] 陳陽春.25N雙組元發(fā)動機熱控研究[J].火箭推進，2015，41(2)：38-42.

[5] 徐繁榮，王瓊?cè)A，王曉紅.長二丁運載火箭二級姿控發(fā)動機熱控設計及其實驗驗證[J].上海航天，2007，24(5)：41-46.

[6] Frey B，Wessels W，Ebeling W. Thermal control of the cryogenic upper stage of ARIANE 5 midlife evolution[R].AIAA 2012-3475,2012.

[7] Carter W K, Walter E W.Reusable Agena Study[R].Final Report. NASA-CR-12362，1974(2):125-136.

[8] 侯曾祺,胡金剛.航天器熱控制技術[M].北京:中國科學技術出版社,2008.

[9] 蘭曉輝.可貯存推進劑上面級發(fā)動機研制[J].火箭推進，2000(2)：11-19.

[10] 范含林,文耀普.航天器熱平衡實驗技術評述[J].航天器環(huán)境工程，2007,24(2)：63-68.

The Thermal Design Based on Numerical Simulation of the Thermal Control of Turbopump-fed Multi-start Rocket Engine

ZHAO Xiao-hui, SHAN Lei, PU Guang-rong, ZHANG Jin-rong

(Xi’an Aerospace Propulsion Institute, Xi’an 710100, China)

An upper-stage main thruster is turbopump-fed, uses storable propellant with normal temperature and needs to work two days on orbit. By using of multi-start tank system, it also has the multi-start capacity. To make the temperature of the engine meet the task, a thermal control system of engine, which consists of three measures: passive thermal design approach primarily，active thermal design approach as an assistant, and pre-cooling the engine by dumping the propellants before start, was designed. The thermal design is based on numerical simulation that predicts the temperature of engine by building the thermal mathematical model, which provides the appropriate thermal control system for engine.

Multi-start; Turbopump-fed; Engine; Thermal contol

2017-06-25；

2017-07-10

趙曉慧(1984-)，女，高級工程師，碩士，主要從事液體火箭發(fā)動機研發(fā)及發(fā)動機熱控設計。E-mail:xhzhao1984@163.com

V434

A

2096-4080(2017)02-0053-06