王弘亞，張衛(wèi)紅

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基于AMESim平臺(tái)的氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過程仿真研究

王弘亞，張衛(wèi)紅

（北京航天動(dòng)力研究所，北京，100076）

根據(jù)模塊化建模仿真的思想，采用AMESim軟件中的二次開發(fā)平臺(tái)AMESet開發(fā)了氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)仿真模型庫，建立了氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過程動(dòng)態(tài)仿真模型。使用該模型對(duì)某型氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行啟動(dòng)仿真，仿真結(jié)果表明：仿真結(jié)果與實(shí)際試車數(shù)據(jù)符合得很好，驗(yàn)證了該模型的準(zhǔn)確性。

氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)；啟動(dòng)過程；動(dòng)態(tài)仿真

0 引 言

液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在啟動(dòng)過程中，從初始狀態(tài)過渡到主級(jí)工況，所有工作參數(shù)均在很短時(shí)間內(nèi)發(fā)生較大變化，過程復(fù)雜。通常采用的泵壓式系統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)，其啟動(dòng)時(shí)間延續(xù)約0.1~3 s。在此期間，液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室表壓從0上升到MPa或10 MPa量級(jí)，流量從0增加到10~100 kg/s量級(jí)，燃?xì)鉁囟冗_(dá)到103K量級(jí)，渦輪泵轉(zhuǎn)速從0增加到104r/min量級(jí)[1]。由此可見，這是一個(gè)狀態(tài)參數(shù)急劇變化的瞬態(tài)過程。實(shí)踐證明，大多數(shù)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)故障發(fā)生在啟動(dòng)階段，所以啟動(dòng)過程可靠性在很大程度上決定著整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性。

由于啟動(dòng)過程的重要性和復(fù)雜性，在發(fā)動(dòng)機(jī)研制過程中開展啟動(dòng)過程仿真研究是必要的。國內(nèi)外多款發(fā)動(dòng)機(jī)在研制初期便開展了啟動(dòng)瞬態(tài)仿真研究[2]，對(duì)試車和后續(xù)研制提供了重要指導(dǎo)。本文以某型氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對(duì)象，采用AMESim仿真軟件及其二次開發(fā)平臺(tái)AMESet，自主開發(fā)了氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)仿真模型庫，建立該型發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)仿真模型并對(duì)啟動(dòng)過程進(jìn)行仿真。

1 發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)

圖1是某氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)示意。

圖1 氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)示意

該發(fā)動(dòng)機(jī)采用燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)，外能源啟動(dòng)方式。液氫/液氧推進(jìn)劑分別經(jīng)過渦輪泵增壓輸送至推力室和燃?xì)獍l(fā)生器。發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)時(shí)，火藥啟動(dòng)器首先開始工作，其產(chǎn)生的高溫燃?xì)馔苿?dòng)渦輪泵起旋，隨后燃?xì)獍l(fā)生器點(diǎn)火，發(fā)動(dòng)機(jī)工況進(jìn)一步爬升，逐漸過渡至主級(jí)工況。發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過程主要依靠各主閥、副控閥的打開時(shí)序進(jìn)行開環(huán)控制，因此啟動(dòng)時(shí)序的制定是否合理對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過程尤為重要。

2 主要組件動(dòng)力學(xué)模型

2.1 液體管路模型

不同于常規(guī)推進(jìn)劑，液氫密度隨溫度變化較明顯，尤其在再生冷卻通道內(nèi)液氫實(shí)際上為超臨界流動(dòng)，實(shí)際密度變化很大，因此采用不可壓縮流簡(jiǎn)化模型會(huì)帶來很大誤差。文獻(xiàn)[3]提出了一種分段有限元可壓縮流管道模型，該模型適用于任意可壓縮流體管道，包括液體管道與氣體管道。

對(duì)與管道內(nèi)流動(dòng)的一般可壓縮流體，假設(shè)如下：

a）管流的任意截面上，壓強(qiáng)、密度、溫度、速度等是均勻的，即沿徑向均勻分布；

b）壁面摩擦取準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)摩擦公式進(jìn)行描述；

c）忽略管流中的軸向熱傳導(dǎo)，只考慮徑向熱流。

基于以上假設(shè)，采用交叉有限元格式[3]，根據(jù)質(zhì)量、能量和動(dòng)量守恒方程，邊界處設(shè)定為迎風(fēng)格式，可得到每個(gè)分段單元的如下守恒方程。

質(zhì)量守恒方程為：

能量守恒方程：

其中，

動(dòng)量守恒方程為：

其中，

式（2）為能量方程，不能直接解算出壓力。對(duì)于氣體管道，若在馬赫數(shù)不大的情況下，氣體可近似視為理想氣體，利用內(nèi)能與氣體狀態(tài)參數(shù)的關(guān)系，理想氣體狀態(tài)方程為

由式（7）可解算出壓力。但對(duì)于一般可壓縮液體，則需要根據(jù)流體物性擬合得到如下內(nèi)能關(guān)系式：

2.2 渦輪泵組件模型

泵的水力特性一般通過水試試驗(yàn)確定。工程上水試工況范圍一般為額定工況的70%~120%，將水試得到的穩(wěn)態(tài)點(diǎn)數(shù)據(jù)進(jìn)行擬合，得到的曲線即泵的穩(wěn)態(tài)特性曲線。該特性曲線能夠滿足啟動(dòng)過程中低工況計(jì)算的要求。因此，采用穩(wěn)態(tài)關(guān)系式近似描述渦輪泵的啟動(dòng)特性是可行的。

對(duì)于采用燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)的常規(guī)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，由于推進(jìn)劑的密度、溫度變化很小，可近似認(rèn)為泵后密度、溫度與泵前一致。但是對(duì)于液氫，這樣處理將帶來較大誤差[3]。文獻(xiàn)[4]給出了一種修正泵后密度、溫度的方法，本文采用該方法對(duì)氫泵后密度進(jìn)行修正。

2.3 熱力組件模型

發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)中燃?xì)獍l(fā)生器、推力室均為熱力組件。對(duì)于燃?xì)獍l(fā)生器及推力室的燃燒區(qū)，可忽略燃燒時(shí)滯，根據(jù)質(zhì)量、能量守恒方程、燃?xì)鉅顟B(tài)方程可得到如下燃燒區(qū)狀態(tài)方程：

推力室燃?xì)饬鲃?dòng)和再生冷卻通道采用分段模型。冷卻劑流動(dòng)和燃?xì)饬鲃?dòng)均采用2.1節(jié)中可壓縮流體的管道模型。

推力室內(nèi)壁采用近似一維導(dǎo)熱模型：

冷卻劑側(cè)對(duì)流換熱系數(shù)采用文獻(xiàn)[5]給出的單相對(duì)流換熱系數(shù)修正公式，并考慮冷卻通道肋效應(yīng)：

燃?xì)鈧?cè)對(duì)流換熱采用巴茲（Bartz）給出的半經(jīng)驗(yàn)公式[6]，考慮了密度修正項(xiàng)和粘性修正項(xiàng)，即：

3 仿真模型驗(yàn)證

采用建立的氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過程仿真模型，對(duì)某型發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行啟動(dòng)計(jì)算。該發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)時(shí)，首先推力室在氫、氧貯箱壓力下點(diǎn)火；然后火藥啟動(dòng)器開始工作，推動(dòng)氫、氧渦輪泵起旋并爬升到一定工況?；鹚巻?dòng)器工作即將結(jié)束時(shí)，氫、氧副系統(tǒng)閥門打開，燃?xì)獍l(fā)生器點(diǎn)火，產(chǎn)生的高溫燃?xì)膺M(jìn)一步推高渦輪泵工況，整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)最終爬升到主級(jí)工況。

根據(jù)實(shí)際控制時(shí)序?qū)υ摪l(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過程進(jìn)行仿真，仿真時(shí)間為3 s。仿真未考慮冷卻通道的預(yù)冷過程，將泵入口壓力作為發(fā)動(dòng)機(jī)入口壓力。取氫、氧主閥同時(shí)打開的時(shí)刻為仿真起始時(shí)刻，0.1 s時(shí)推力室點(diǎn)火，1.05 s時(shí)燃?xì)獍l(fā)生器點(diǎn)火。將所得結(jié)果與試車數(shù)據(jù)進(jìn)行了對(duì)比，如圖2至圖7所示。

圖2 燃?xì)獍l(fā)生器壓力

圖3 推力室壓力

圖4 推力室氫噴注器頭腔壓力

由圖2可知，火藥啟動(dòng)器開始工作后，燃?xì)獍l(fā)生器建立1 MPa左右的室壓?；鹚巻?dòng)器工作末段，推力室室壓仿真值比試驗(yàn)值略低，主要是仿真給定的低壓燃燒效率與實(shí)際相比偏低，從而導(dǎo)致仿真得到的此時(shí)推力室氫、氧噴注器頭腔壓力較試驗(yàn)值偏低。在主級(jí)爬升段，燃?xì)獍l(fā)生器室壓有一小波動(dòng)，這是火藥啟動(dòng)器停止工作造成的。

圖5 推力室氧噴注器頭腔壓力

從圖5可知，仿真的發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)速度比實(shí)際快，主要原因是由于仿真時(shí)對(duì)燃燒模型進(jìn)行了簡(jiǎn)化，未考慮燃燒時(shí)滯，同時(shí)渦輪低工況工作時(shí)實(shí)際效率要低于理論效率，針對(duì)上述問題，可以通過修正低工況燃燒性能及渦輪性能得到解決。

圖6 氫泵后壓力

圖7 氧泵后壓力

由圖6、圖7可知，泵后壓力曲線與試驗(yàn)曲線基本一致，說明采用泵的穩(wěn)態(tài)揚(yáng)程和效率曲線近似描述泵啟動(dòng)過程可行。在火藥啟動(dòng)器工作段，由于仿真得到推力室室壓略低，造成氫、氧泵后壓力均略低于試驗(yàn)值。

4 結(jié) 論

采用AMESim仿真軟件的二次開發(fā)平臺(tái)AMESet建立了氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)仿真模型庫。該模型庫采用通用化、模塊化、圖形化的思想構(gòu)建，直觀易用，適用于不同型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)態(tài)仿真計(jì)算。采用該仿真庫對(duì)某氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過程進(jìn)行了仿真計(jì)算。對(duì)比仿真與試車結(jié)果，發(fā)現(xiàn)仿真得到動(dòng)態(tài)結(jié)果基本符合實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過程，驗(yàn)證了所建立模型的準(zhǔn)確性，可以為發(fā)動(dòng)機(jī)研制提供參考。

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Research on Simulation of Start-up Process ofLOX/LH2Rocket Engine Based on AMESim

Wang Hong-ya, Zhang Wei-hong

(Beijing Aerospace Propulsion Institute, Beijing, 100076)

Accorded to the modular modeling method, a dynamic simulation module library is developed by using AMESet, which is an advanced developing tool of AMESim. The simulation system for the start-up process of LOX/LH2rocket engine is developed and used in a rocket engine. The simulation result matched with the experiment result very well, thus validated the accuracy of the simulation model.

LOX/LH2rocket engine; Start-up process; Dynamic simulation

1004-7182(2017)06-0028-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20170607

V434

A

2016-05-01；

2017-10-15

王弘亞（1990-），男，助理工程師，主要研究方向?yàn)橐后w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)設(shè)計(jì)