邵業(yè)濤，羅 庶，冉振華，黃 輝

液體運(yùn)載火箭啟動(dòng)過(guò)程氣枕壓力變化分析

邵業(yè)濤，羅 庶，冉振華，黃 輝

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

以氦氣瓶貯氣閉式控制增壓系統(tǒng)啟動(dòng)過(guò)程氣枕壓力變化規(guī)律為研究對(duì)象，討論了增壓系統(tǒng)響應(yīng)時(shí)間、不同初始?xì)庹砣莘e、不同發(fā)動(dòng)機(jī)流量啟動(dòng)加速性對(duì)啟動(dòng)過(guò)程氣枕最小壓力的影響。分析結(jié)果表明：對(duì)于大中型液體運(yùn)載火箭，如能有效控制增壓系統(tǒng)響應(yīng)時(shí)間，使用較小的初始?xì)庹砣莘e即可保證啟動(dòng)過(guò)程發(fā)動(dòng)機(jī)入口壓力要求及貯箱載荷條件要求，可有效提高箭體結(jié)構(gòu)效率。

液體運(yùn)載火箭；貯箱；增壓；最小氣枕容積

0 引 言

貯箱增壓系統(tǒng)用于提供液體火箭推進(jìn)劑貯箱氣枕壓力，滿足推進(jìn)劑在發(fā)動(dòng)機(jī)泵入口所需的壓力，保證發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)及飛行過(guò)程中正常工作；同時(shí)滿足火箭推進(jìn)劑貯箱薄壁結(jié)構(gòu)承載所需要的內(nèi)壓要求，保證貯箱結(jié)構(gòu)有足夠的強(qiáng)度和剛度[1,2]。其主要工作過(guò)程為：增壓氣體進(jìn)入推進(jìn)劑貯箱，膨脹后占據(jù)推進(jìn)劑排出后的空間，對(duì)液體推進(jìn)劑產(chǎn)生壓力。常用的增壓方式有：a）利用發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒產(chǎn)物作為增壓介質(zhì)的燃?xì)庠鰤海籦）利用火箭的推進(jìn)劑組元經(jīng)發(fā)動(dòng)機(jī)加熱汽化作為增壓介質(zhì)的自生增壓；c）配備獨(dú)立貯存增壓介質(zhì)的貯氣式增壓[3]。

在增壓系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，貯箱是增壓系統(tǒng)的重要組成部分，尤其是貯箱初始?xì)庹砣莘e[2]。貯箱初始?xì)庹砣莘e的作用如下：

a）在增壓系統(tǒng)反應(yīng)周期內(nèi)，給予增壓氣體壓縮或膨脹的時(shí)間；

b）在發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)瞬間，保持氣枕壓力范圍以保持推進(jìn)劑貯箱的結(jié)構(gòu)剛度及發(fā)動(dòng)機(jī)泵要求的靜正吸入壓頭；

c）給予環(huán)境溫度升高或氣動(dòng)加熱推進(jìn)劑膨脹的空間；

d）給予在推進(jìn)劑箱中反應(yīng)的燃?xì)馍晌锘蚍纸獬鰜?lái)的氣體需要的空間。

對(duì)于閉式控制貯氣式增壓系統(tǒng)[4～7]，從系統(tǒng)判斷需要進(jìn)行增壓至貯箱壓力實(shí)際開(kāi)始上升，反應(yīng)周期為20～500 ms或更長(zhǎng)。如果初始?xì)庹砣莘e過(guò)小，將無(wú)法提供緩沖，在發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過(guò)程會(huì)造成貯箱壓力驟降，進(jìn)而造成貯箱結(jié)構(gòu)失穩(wěn)或發(fā)動(dòng)機(jī)入口壓力不能滿足發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)條件等影響。對(duì)于低溫液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過(guò)程增壓，由于換熱復(fù)雜，氣枕內(nèi)壓力、溫度、組分變化劇烈，較難精確分析啟動(dòng)過(guò)程箱壓變化。根據(jù)經(jīng)驗(yàn)，設(shè)置的貯箱初始?xì)庹砣莘e為貯箱容積的3%～5%。對(duì)于中型、大型運(yùn)載火箭，貯箱容積一般為幾十立方米至幾百立方米，3%～5%貯箱容積意味著幾立方米至十幾立方米的初始?xì)庹砣莘e，此部分結(jié)構(gòu)成為貯箱質(zhì)量及箭體長(zhǎng)度的重要組成部分，過(guò)大的初始?xì)庹砣莘e不利于減少結(jié)構(gòu)質(zhì)量、提高運(yùn)載能力。本文針對(duì)低溫液體運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)氣瓶貯氣閉式控制增壓系統(tǒng)，對(duì)啟動(dòng)過(guò)程氣枕壓力變化進(jìn)行數(shù)值分析。分析顯示，由于控制系統(tǒng)響應(yīng)時(shí)間短，氦氣流動(dòng)速度快，增壓電磁閥開(kāi)啟過(guò)程動(dòng)作時(shí)間短，因此該增壓系統(tǒng)可使用相對(duì)較小的貯箱初始?xì)庹砣莘e，啟動(dòng)過(guò)程箱壓可滿足發(fā)動(dòng)機(jī)泵入口壓力及貯箱結(jié)構(gòu)載荷的需求。

1 理論計(jì)算

增壓過(guò)程是能量在貯箱內(nèi)的分配問(wèn)題[8,9]，該過(guò)程在一定輸入能量流率的情況下，能量的主要分配項(xiàng)包括：a）氣體和箱壁換熱；b）氣體和液體換熱；c）體積功；d）氣體內(nèi)能增加。

典型的貯箱增壓能量傳遞過(guò)程如圖1所示。

圖1 典型的貯箱增壓能量傳遞示意

在不考慮箱內(nèi)蒸發(fā)和冷凝過(guò)程時(shí)，根據(jù)熱力學(xué)定律，對(duì)于如圖1所示的增壓過(guò)程，得到如下控制方程：

式中 Uu為單位質(zhì)量氣體熱力學(xué)能；hi為單位質(zhì)量氣體焓值；Rm為通用其它常數(shù)。結(jié)合式（2）～（4）可導(dǎo)出如下關(guān)系式：

在此增壓模型建立過(guò)程中，結(jié)合增壓過(guò)程的特點(diǎn)，采用如下假設(shè)：

a）氣枕中壓力瞬時(shí)均勻，不隨空間位置而變化；

b）增壓氣體近似為理想氣體，壓縮因子取為1；

c）忽略氣液間的傳質(zhì)過(guò)程，液氧表面溫度始終與整體溫度相等；

d）忽略火箭飛行氣動(dòng)加熱過(guò)程通過(guò)貯箱絕熱層導(dǎo)致的熱量輸入。

2 增壓模型計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果比較

2.1 氦氣貯氣閉式控制增壓系統(tǒng)

氦氣貯氣閉式控制增壓系統(tǒng)原理如圖2所示。

圖2 貯箱增壓系統(tǒng)原理

由圖2可知，增壓氣體由高壓氣瓶引出后分為3路，均由電磁閥+孔板組成。3路均為受箱壓控制的閉式控制路，控制形式采用三取二模式的箱壓傳感器經(jīng)增壓控制單元）實(shí)現(xiàn)。其中，電磁閥6和孔板7構(gòu)成主增壓路；電磁閥8和孔板9組成輔增壓路；電磁閥10和孔板11組成最低壓力控制路，實(shí)現(xiàn)對(duì)需要增壓最低壓力的控制。3路匯總后經(jīng)發(fā)動(dòng)機(jī)氦加熱器12加溫后進(jìn)入貯箱進(jìn)行增壓。增壓初始階段僅由主增壓路即可實(shí)現(xiàn)增壓控制。增壓系統(tǒng)主要狀態(tài)如表1所示。

表1 貯箱增壓系統(tǒng)基本參數(shù)

2.2 增壓系統(tǒng)響應(yīng)延時(shí)

為實(shí)現(xiàn)增壓控制，首先由壓力傳感器敏感貯箱壓力，然后由控制系統(tǒng)綜合控制器進(jìn)行增壓判斷，再由控制系統(tǒng)發(fā)出貯箱是否增壓的控制指令，增壓電磁閥接到指令后，電磁閥打開(kāi)，增壓氣體經(jīng)過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)換熱器及增壓管后進(jìn)入貯箱增壓（電磁閥至貯箱總管路約25 m）。本節(jié)主要分析增壓鏈路在各部分的延遲。

2.2.1 控制系統(tǒng)壓力信號(hào)延遲

控制系統(tǒng)采集的箱壓信號(hào)，根據(jù)最小二乘法取10個(gè)壓力測(cè)量值進(jìn)行濾波，箱壓信號(hào)控制系統(tǒng)處理的固有周期為0.15 s。另外，受信號(hào)傳遞等的影響，控制系統(tǒng)最大壓力控制延遲時(shí)間不超過(guò)0.3 s。

2.2.2 電磁閥打開(kāi)延遲

電磁閥為先導(dǎo)式閥門(mén)，閥門(mén)收到控制指令后，開(kāi)啟、關(guān)閉均需要一定的時(shí)間。根據(jù)閥門(mén)實(shí)測(cè)，電磁閥打開(kāi)動(dòng)作延遲時(shí)間不超過(guò)0.08 s。

2.2.3 增壓氣體傳遞時(shí)間延遲

電磁閥開(kāi)啟后，增壓氣體以聲速傳播，表2為根據(jù)理論公式，計(jì)算獲得不同狀態(tài)氣體聲速值。對(duì)于35 MPa、288 K氦氣，聲速波傳遞速度約1 155 m/s。對(duì)于箭上管路，從電磁閥打開(kāi)到箭上貯箱開(kāi)始有氣體增壓，時(shí)間約0.02 s。

表2 氦氣在不同壓力下的聲速

綜上所述，貯箱初始增壓時(shí)刻，箱壓下降至需要開(kāi)始增壓至增壓氣體實(shí)際進(jìn)入貯箱的系統(tǒng)最大延遲時(shí)間約為0.3+0.08+0.02=0.4 s。

2.3 增壓模型驗(yàn)證

為了驗(yàn)證本文所建立的計(jì)算模型在實(shí)際增壓過(guò)程中的準(zhǔn)確性和有效性，對(duì)增壓計(jì)算模型與地面試驗(yàn)實(shí)際增壓過(guò)程進(jìn)行比較。

氧箱氣枕壓力測(cè)量值與計(jì)算值比較如圖3所示，啟動(dòng)過(guò)程計(jì)算與實(shí)測(cè)比較如圖4所示。

圖3 壓力計(jì)算值與試驗(yàn)值比較

圖4 啟動(dòng)段氧箱氣枕壓力計(jì)算曲線局部

由圖3、圖4可知，計(jì)算模型計(jì)算獲得箱壓與實(shí)測(cè)箱壓一致性好，驗(yàn)證了計(jì)算模型的有效性。計(jì)算結(jié)果顯示，獲得箱壓下降速率略大于試驗(yàn)實(shí)測(cè)結(jié)果，說(shuō)明使用計(jì)算程序獲得的增壓遲滯效應(yīng)略保守，適用于工程應(yīng)用。

3 啟動(dòng)過(guò)程最小氣枕壓力分析

根據(jù)本文所研究的增壓系統(tǒng)要求，啟動(dòng)過(guò)程增壓控制門(mén)限下限為0.7P0，但受整個(gè)增壓鏈路各組成部分后效影響，貯箱氣枕最小壓力應(yīng)不小于0.6P0。分析中分別考慮了初始?xì)庹砣莘e、發(fā)動(dòng)機(jī)流量加速性、整個(gè)系統(tǒng)響應(yīng)延遲對(duì)增壓后效的影響。

3.1 最小氣枕容積影響

在其它條件不變的情況下，分別考慮初始?xì)庹砣莘e為貯箱總?cè)莘e的3%、2%和1%（考慮地面加注精度影響，不再分析氣枕容積小于貯箱容積1%工況以內(nèi)的初始?xì)庹砣莘e）。

選擇不同貯箱容積作為最小氣枕容積，計(jì)算獲得箱壓結(jié)果如圖5所示。由圖5可知，初始?xì)庹砣莘e減小后，初始箱壓迅速下降，增壓后效增大，最大增壓后效達(dá)到初始?jí)毫0的8%。但初始?xì)庹砣莘e變小后，未造成貯箱最小壓力大幅下降，仍可滿足貯箱載荷及發(fā)動(dòng)機(jī)入口壓力要求。初始?xì)庹砣莘e減小后，增壓氣體進(jìn)入貯箱后由于氣枕容積小，箱壓上升速率高。

圖5 不同初始?xì)庹砣莘e對(duì)貯箱壓力影響

3.2 發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)流量加速性影響

將2%氣枕容積作為基本條件，考慮發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)推進(jìn)劑流量加速性增倍，假設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)流量達(dá)到額定值時(shí)的時(shí)間較理論時(shí)間快一倍，計(jì)算所用流量比較如圖6所示，獲得箱壓變化如圖7所示。

圖6 不同啟動(dòng)過(guò)程發(fā)動(dòng)機(jī)流量變化

圖7 不同啟動(dòng)過(guò)程氣枕壓力變化過(guò)程

由圖6、圖7可知，發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)流量加速性增倍后，由于氣枕加速膨脹，箱壓下降速度增加。但由于箱壓下降至增壓控制門(mén)限前，發(fā)動(dòng)機(jī)流量達(dá)到穩(wěn)定，即箱壓降至增壓控制帶后的后效不再受發(fā)動(dòng)機(jī)流量啟動(dòng)加速性影響，啟動(dòng)過(guò)程氣枕壓力受發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)流量加速性影響較小。

3.3 增壓系統(tǒng)延遲影響

將電磁閥開(kāi)啟延時(shí)、增壓氣體傳遞延時(shí)與控制系統(tǒng)信號(hào)響應(yīng)延遲綜合考慮作為整個(gè)系統(tǒng)響應(yīng)延遲。分別計(jì)算系統(tǒng)響應(yīng)延遲為0.4 s、0.6 s和0.8 s時(shí)箱壓壓力變化，計(jì)算結(jié)果如圖8所示。

圖8 不同系統(tǒng)延遲時(shí)間對(duì)氣枕壓力影響

由圖8可知，系統(tǒng)延遲每增加0.2 s，啟動(dòng)過(guò)程貯箱氣枕壓力后效分別增加0.03P0，系統(tǒng)響應(yīng)時(shí)間對(duì)增壓后效影響明顯，但對(duì)于0.8 s系統(tǒng)延遲，增壓后效約0.06P0，小于0.1P0的系統(tǒng)限制，滿足啟動(dòng)過(guò)程氣枕壓力需求。

4 結(jié)束語(yǔ)

低溫液體運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過(guò)程箱壓變化受多種因素影響，壓力變化過(guò)程復(fù)雜。本文結(jié)合試驗(yàn)結(jié)果，建立了一種啟動(dòng)過(guò)程箱壓計(jì)算分析模型。研究表明：a）初始?xì)庹韷毫ψ兓茉鰤合到y(tǒng)響應(yīng)時(shí)間延遲、初始?xì)庹砣莘e大小影響較大；b）由于發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過(guò)程較短，因此啟動(dòng)過(guò)程箱壓受發(fā)動(dòng)機(jī)流量加速性影響相對(duì)較?。籧）由于氦氣貯氣閉式增壓系統(tǒng)增壓響應(yīng)延遲較小，可根據(jù)自身特點(diǎn)，在傳統(tǒng)3%～5%氣枕容積的基礎(chǔ)上，根據(jù)實(shí)際情況適當(dāng)減小初始?xì)庹砣莘e需求，有效提高運(yùn)載能力。

[1] Elliot R. Rocket propellant and pressurization systems[M]. California: Prentice- Hall, 1964.

[2] 廖少英. 液體火箭推進(jìn)增壓輸送系統(tǒng)[M]. 北京: 國(guó)防工業(yè)出版社, 2007.

[3] 魯宇. 世界航天運(yùn)載器大全[M]. 北京: 中國(guó)宇航出版社, 2007.

[4] 范瑞祥, 田玉蓉, 黃兵. 新一代運(yùn)載火箭增壓技術(shù)研究[J]. 火箭推進(jìn), 2012(4): 11-18.

[5] 張福忠. 冷氦增壓系統(tǒng)的研制[J]. 低溫工程, 1996(4): 6-12.

[6] 張志廣, 杜正剛, 劉茉. 液體火箭冷氦增壓系統(tǒng)低溫試驗(yàn)研究[J]. 低溫工程, 2013(2): 60-63.

[7] 胡海峰. 新一代運(yùn)載火箭閉式增壓控制技術(shù)研究[J]. 航天控制, 2015(04): 28-33.

[8] 范瑞祥, 黃兵, 田玉蓉. 高溫氣體增壓對(duì)液氧貯箱壁面溫度影響研究[J]. 導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù), 2013(5):76-81.

[9] 王磊, 厲彥忠, 李翠, 趙志翔. 液體火箭貯箱增壓排液過(guò)程三種氣枕模型的數(shù)值對(duì)比[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 2011(9): 1995-2001.

Start up Process Simulation of Liquid Rocket’s Tank Pressure

Shao Ye-tao, Luo Shu, Ran Zhen-hua, Huang Hui
(Beijing Ιnstitute of Astronautical Systems Engineering, Beijing, 100076)

Start up process of liquid rocket’s tank pressurization is numerically simulated. Ιn this pressurization system, high pressure helium is saved in bottle, and the pressure variety is controlled by the launch vehicle control system. The effects of the pressure control system’s response time, initial ullage gas volume, start up process of engine’s flux on the minimum tank pressure during start up process are analyzed. Analyses show that, for medium-scale or large-scale launch vehicles, if the response time of the pressurization system is effectively controlled, a smaller initial ullage gas volume can guarantee the requirements of the rocket engine’s inlet pressure as well as the tank structural load.

Liquid rocket; Tank; Pressurization; Ιnitial ullage gas volume.

V448.1

A

1004-7182(2017)04-0035-04 DOΙ：10.7654/j.issn.1004-7182.20170409

2017-02-02；

2017-04-25

邵業(yè)濤（1981-），男，博士，高級(jí)工程師，主要研究方向?yàn)橐后w火箭動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)計(jì)