劉建設(shè)，常志鵬，王宗偉，任志彬，崔鵬飛

0 引 言

推進(jìn)系統(tǒng)是影響火箭性能、安全和可靠性的一個(gè)重要分系統(tǒng)。從國(guó)內(nèi)外飛行失敗的案例分析來看，由于發(fā)動(dòng)機(jī)及增壓輸送系統(tǒng)故障造成飛行失敗的比例高達(dá) 50%[1]。推進(jìn)劑增壓輸送系統(tǒng)中，需要各種類型的電氣、液壓、機(jī)械的閥門與附件，以及不同規(guī)格的導(dǎo)管，這些組合件/單機(jī)是決定系統(tǒng)性能、安全和可靠性的關(guān)鍵因素。

增壓系統(tǒng)的設(shè)計(jì), 要針對(duì)具體的使用對(duì)象，選定合理的增壓系統(tǒng)方案, 以達(dá)到用最小的結(jié)構(gòu)空間，容納最輕的結(jié)構(gòu)質(zhì)量，通過簡(jiǎn)單的維護(hù)操作，來可靠穩(wěn)定地提供貯箱氣枕壓力。

目前，巡航導(dǎo)彈增壓系統(tǒng)通常采用氣瓶貯氣增壓系統(tǒng)，從高壓氣瓶到貯箱增壓容腔的氣路之間一般由電爆閥、一級(jí)減壓器、二級(jí)減壓器3個(gè)組合件和相應(yīng)的管路組成。然而，由于各單機(jī)的故障模式都屬于單點(diǎn)失效模式，致使系統(tǒng)可靠性較低；同時(shí)，因單機(jī)數(shù)量較多，系統(tǒng)占用空間較大，系統(tǒng)質(zhì)量較重。為解決傳統(tǒng)增壓方案所存在的缺點(diǎn)，本文研究了一種從進(jìn)氣道內(nèi)引氣作為貯箱氣枕增壓的氣源，用單向閥代替電爆閥、一級(jí)減壓器、二級(jí)減壓器的引氣增壓系統(tǒng)。引氣增壓系統(tǒng)常用于民用飛機(jī)液壓油箱[2,3]。

1 技術(shù)指標(biāo)

某巡航導(dǎo)彈增壓輸送系統(tǒng)采用高壓氣體擠壓式方案，結(jié)合彈道剖面，綜合考慮發(fā)動(dòng)機(jī)燃油泵入口所需的最低壓力要求及貯箱殼體的承壓能力，貯箱氣枕壓力需控制在0.15 ～0.38 MPa（絕壓）之間，氣瓶貯氣壓力為23 MPa。

巡航類導(dǎo)彈增壓系統(tǒng)方案需求的特點(diǎn)：增壓氣體總輸送量大、流量小、工作時(shí)間長(zhǎng)。

2 氣瓶貯氣增壓方案

傳統(tǒng)方案采用氣瓶貯氣增壓方案，以高壓氣瓶后的電爆閥啟動(dòng)為起始，高壓氮?dú)庋杆俪涮铍姳y后管路，通過一級(jí)減壓器后壓力降低，而后二級(jí)減壓器將來流壓力進(jìn)一步降低并穩(wěn)定在一定值，確保系統(tǒng)壓力需求。當(dāng)貯箱氣枕壓力超過設(shè)定值，安全閥將自動(dòng)打開，直至貯箱氣枕壓力低于安全閥回座壓力時(shí)關(guān)閉并停止排氣。

傳統(tǒng)方案系統(tǒng)原理如圖1所示。

傳統(tǒng)方案增壓系統(tǒng)較為復(fù)雜，系統(tǒng)單機(jī)種類及數(shù)量多，存在如下缺點(diǎn)：

a）各單機(jī)的故障模式都屬于單點(diǎn)失效模式，系統(tǒng)可靠性較低；

b）在總體分配的有限結(jié)構(gòu)空間內(nèi)，單機(jī)及管路敷設(shè)所需要的裝配空間大，總裝困難；

c）單機(jī)種類數(shù)量多，同時(shí)相應(yīng)管路連接件增加，系統(tǒng)質(zhì)量較重；

d）一級(jí)減壓器、二級(jí)減壓器研制、生產(chǎn)及測(cè)試周期較長(zhǎng)；

e）電爆閥含有火工品，總裝總測(cè)需按照火工品的相關(guān)要求執(zhí)行，使用維護(hù)性較差。

3 進(jìn)氣道引氣增壓方案

由于液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為吸氣式，因此可以從進(jìn)氣道內(nèi)引氣作為貯箱氣枕增壓的氣源，通過貯箱增壓口之前的單向閥自動(dòng)啟閉控制進(jìn)氣道內(nèi)增壓氣體的充填，從而將貯箱氣枕壓力控制在合理的范圍內(nèi)。進(jìn)氣道內(nèi)壓力和貯箱氣枕內(nèi)壓力滿足一定的壓差時(shí)，單向閥打開，進(jìn)氣道內(nèi)氣體開始充填貯箱氣枕直至單向閥關(guān)閉；當(dāng)氣枕壓力接近貯箱氣枕壓力上限時(shí)，安全閥打開排氣，貯箱氣枕壓力停止升高（當(dāng)貯箱氣枕壓力降低到安全閥回座壓力時(shí)，安全閥停止排氣，貯箱氣枕壓力繼續(xù)增壓）；隨著輸流的進(jìn)行，氣枕壓力逐漸降低，當(dāng)進(jìn)氣道內(nèi)壓力和貯箱氣枕內(nèi)壓力滿足單向閥開啟的壓差時(shí)，單向閥再次開啟，進(jìn)氣道內(nèi)增壓氣體持續(xù)充填；如此反復(fù)進(jìn)行，直至輸流結(jié)束。

新方案增壓輸送系統(tǒng)原理如圖2所示。

圖2 新方案系統(tǒng)原理示意Fig.2 Schematic Diagram of New System

4 方案對(duì)比分析

與傳統(tǒng)氣瓶貯氣增壓方案相比，進(jìn)氣道引氣增壓方案充分利用巡航導(dǎo)彈飛行時(shí)進(jìn)氣道內(nèi)壓強(qiáng)較高的優(yōu)勢(shì)，使系統(tǒng)可以免去氣瓶、電爆閥、一級(jí)減壓器、二級(jí)減壓器、充氣閥等單機(jī)，使系統(tǒng)大為簡(jiǎn)化，質(zhì)量更輕，也減少了地面設(shè)備，降低了導(dǎo)彈和武器系統(tǒng)成本。兩種方案對(duì)比如表1所示。

表1 兩種方案優(yōu)缺點(diǎn)對(duì)比Tab.1 Advantages and Disadvantages of Two Systems

5 進(jìn)氣道引氣增壓方案仿真分析

以某巡航類導(dǎo)彈為對(duì)象，基于AMESim仿真平臺(tái)對(duì)增壓輸送系統(tǒng)進(jìn)行仿真分析[4～6]。運(yùn)用 AMESim 軟件提供的氣動(dòng)元件設(shè)計(jì)庫(kù)和其他子模型庫(kù)，構(gòu)建了進(jìn)氣道、單向閥的仿真模型；在 AMESet平臺(tái)下基于貯箱工作原理，利用質(zhì)量守恒和能量守恒的思想開發(fā)出了貯箱子模型[7,8]。AMESim仿真模型如圖3所示。

圖3 AMESim仿真模型Fig.3 AMESim Simulation Model

AMESim仿真參數(shù)設(shè)置如表2所示。

表2 AMESim仿真參數(shù)設(shè)置Tab.2 Parameters of AMESim Simulation Model

引氣增壓方案關(guān)鍵技術(shù)點(diǎn)在于控制貯箱內(nèi)氣枕壓力。進(jìn)氣道內(nèi)取氣管口壓力與貯箱氣枕壓力仿真結(jié)果如圖4所示。

圖4 進(jìn)氣道內(nèi)取氣管口壓力與貯箱氣枕壓力仿真結(jié)果Fig.4 Pressure of Inlet Duct Air-entraining Position and Tank Gas Chamber

由圖 4可以看出，飛行初期，進(jìn)氣道內(nèi)取氣管口壓力不斷升高；達(dá)到單向閥開啟壓力時(shí)，單向閥開啟，進(jìn)氣道內(nèi)氣體開始充填貯箱氣枕；進(jìn)氣道內(nèi)壓力持續(xù)升高，達(dá)到峰值之后隨時(shí)間劇烈下降；取氣口壓力持續(xù)降低，到取氣管口壓力高于貯箱氣枕壓力的差值小于0.01 MPa時(shí)，單向閥關(guān)閉，貯箱內(nèi)不再補(bǔ)氣；隨著燃油消耗，貯箱氣枕壓力不斷下降；飛行剖面結(jié)束時(shí)，輸流結(jié)束，此時(shí)氣枕壓力約0.164 MPa（絕壓）。貯箱燃油流量仿真結(jié)果如圖5所示，增壓氣路質(zhì)量流量仿真結(jié)果如圖6所示。從增壓輸送系統(tǒng)工作全程的分析來看，該方案能夠?qū)①A箱氣枕壓力控制在系統(tǒng)要求的范圍內(nèi)。

圖5 貯箱燃油流量仿真結(jié)果Fig.5 Flow Rate of Tank Fuel

圖6 增壓氣路質(zhì)量流量仿真結(jié)果Fig.6 Mass Flow Rate of Pressurization Gas

6 結(jié) 論

針對(duì)巡航導(dǎo)彈增壓系統(tǒng)需求，本文研究了一種進(jìn)氣道引氣增壓方案，進(jìn)行了方案對(duì)比及仿真分析。與傳統(tǒng)方案相比，進(jìn)氣道引氣增壓方案具有顯著優(yōu)勢(shì)：系統(tǒng)組成簡(jiǎn)單，單機(jī)及管路連接件的種類/數(shù)量少，質(zhì)量更輕，占用空間更?。粏吸c(diǎn)故障模式處數(shù)量大大減少，可靠性更高；研制周期短、成本低；使用維護(hù)性好。該方案也存在一些局限性，首先進(jìn)氣道壓力大小有限，難以滿足較大的貯箱氣枕壓力需求；其次需考慮進(jìn)氣道的壓力變化及波動(dòng)，按飛行剖面的壓力流量需求進(jìn)行設(shè)計(jì)，如取氣管口的位置確定及取氣管徑的選擇等；另外進(jìn)氣道引氣的溫度較高也是需要解決的問題。

分析結(jié)果表明，用進(jìn)氣道引氣增壓方案替代傳統(tǒng)的氣瓶貯氣增壓方案具有一定的可行性。根據(jù)型號(hào)任務(wù)飛行剖面，結(jié)合進(jìn)氣道引氣增壓方案的特點(diǎn)進(jìn)行適應(yīng)性設(shè)計(jì)，發(fā)揮其優(yōu)點(diǎn)，解決存在的問題，進(jìn)氣道引氣增壓方案就具有一定的應(yīng)用價(jià)值。

[1] 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.

Liao Shaoying. Liquid rocket propellant and pressurization feed systems[M]. Beijing： National Defense Industry Press, 2007.

[2] 周宇峰. 民用飛機(jī)液壓油箱引氣增壓和自增壓對(duì)比分析[J]. 科技視界,2017(06)： 285.

Zhou Yufeng. The contrastive analysis of air-entraining pressurization and self-pressurization for civil airplane hydraulic tank[J]. Science &Technology Vision, 2017(06)： 285.

[3] 韓定邦. 民用飛機(jī)液壓自增壓油箱增壓源對(duì)比分析[J]. 科技視界,2016(15)： 129.

Han Dingbang. The contrastive analysis of pressurization source for civil airplane hydraulic self-pressurization tank[J]. Science & Technology Vision, 2016(15)： 129.

[4] 袁玉比, 袁銳波. 基于 AMESim 的增壓回路仿真分析[J]. 機(jī)械與電子,2011(3)： 47-50.

Yuan Yubi,Yuan Ruibo. Simulation analysis of booster circuit based on AMESim[J]. Machinery & Electronics, 2011(3)： 47-50.

[5] 王文斌. 液體火箭增壓輸送系統(tǒng)動(dòng)態(tài)特性仿真與分析[D]. 長(zhǎng)沙： 國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué), 2009.

Wang Wenbin. Numerical simulation and analysis on dynamic characteristics for liquid rocket pressurization feed system[D]. Changsha：National University of Defense Technology, 2009.

[6] 陳溪, 關(guān)廣豐, 熊偉, 王海濤. 壓力油箱建模及仿真分析[J]. 液壓與氣動(dòng), 2015(10)： 48-51.

Chen Xi, Guan Guangfeng, Xiong Wei, Wang Haitao. Modeling and simulation of pressurized tank[J]. Chinese Hydraulics & Pneumatics,2015(10)： 48-51.

[7] 呂慶軍, 楊慶俊, 朱冬. 基于AMESet的壓力油箱供油系統(tǒng)建模與仿真研究[J]. 機(jī)床與液壓, 2013, 41(23)： 128-131.

Lyu Qingjun, Yang Qingjun, Zhu Dong. Research on modeling and simulation of hydraulic oil supply system with pressurized tank based on AMESet[J]. Machine Tool & Hydraulics, 2013, 41(23)： 128-131.

[8] 屈沖沖, 賀元成, 佘俗君. AMESim & AMESet 仿真技術(shù)及其應(yīng)用[J].機(jī)械工程師, 2013(02)： 70-71.

Qu Chongchong, He Yuancheng, She Sujun. Study on the simulation based on AMESim & AMESet software[J]. Mechanical Engineer, 2013(02)：70-71.