張萬旋 李錦江 張 楠

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氫氧上面級集成流體系統(tǒng)靜態(tài)特性研究

張萬旋 李錦江 張 楠

（北京航天動力研究所，北京 100076）

根據(jù)某火箭三子級氫氧動力系統(tǒng)的規(guī)模和任務(wù)剖面要求，提出相應(yīng)的IVF系統(tǒng)方案，建立了主要組件的靜態(tài)特性模型，通過靜態(tài)特性仿真，獲得了3種工作模式下的IVF系統(tǒng)的平衡參數(shù)，并進行參數(shù)影響分析、重量優(yōu)勢分析。結(jié)果表明，本文提出的IVF系統(tǒng)方案可滿足某火箭三子級任務(wù)需求，與傳統(tǒng)方案相比具有重量輕、任務(wù)適應(yīng)性強的優(yōu)勢。

IVF；靜態(tài)特性；氫氧內(nèi)燃機；換熱器；系統(tǒng)仿真

1 引言

隨著載人登月、深空探測、在軌服務(wù)及維護等宇航任務(wù)的開展，航天飛行對上面級長時間在軌、多次起動、高比沖性能等的需求越來越迫切。常規(guī)有毒推進劑能夠滿足長時間在軌和多次起動需求，但比沖性能低，難以滿足大速度增量要求。氫氧推進劑比沖性能最高，但長航時氫氧上面級飛行器一直面臨多次啟動、推進劑管理、推進劑蒸發(fā)氣利用、供電問題。

此外，隨著在軌時間和起動次數(shù)的增加，傳統(tǒng)上面級攜帶的蓄電池數(shù)量、增壓氣瓶容積、姿控推進劑用量均成倍增加，由此帶來的重量和體積消耗已經(jīng)成為制約任務(wù)實現(xiàn)的瓶頸。因此急需尋找一種新的途徑，突破傳統(tǒng)方案，解放電源、氣源和姿控推進劑的限制，實現(xiàn)高性能低溫上面級的長時間在軌和多次起動工作能力。

美國聯(lián)合發(fā)射聯(lián)盟（ULA）提出了全新的解決方案，即集成箭上流體系統(tǒng)（Integrated Vehicle Fluid[1]，以下簡稱IVF系統(tǒng)），其核心為低溫推進劑綜合利用技術(shù)。ULA基于半人馬座上面級，先后提出了4個IVF系統(tǒng)方案[1～4]，內(nèi)燃機方案考慮了轉(zhuǎn)子式內(nèi)燃機和活塞式內(nèi)燃機，換熱方案考慮了沉底發(fā)動機換熱和內(nèi)燃機冷卻劑換熱等。為了提高IVF系統(tǒng)完成任務(wù)的可靠性，設(shè)置2套IVF系統(tǒng)進行冗余備份，任何一套都能獨立完成發(fā)電、增壓、換熱、沉底、姿控等功能。根據(jù)ULA的研究結(jié)果，采用IVF系統(tǒng)可大幅降低整個上面級的干重，減少使用介質(zhì)的種類和消耗量，取消高壓氣路，從而簡化上面級結(jié)構(gòu)，并使半人馬座上面級在軌滑行數(shù)周成為可能[1]。

本文以某火箭三子級氫氧動力系統(tǒng)為基礎(chǔ)，提出IVF系統(tǒng)方案，并通過靜態(tài)特性仿真，研究系統(tǒng)在不同工作模式下的平衡參數(shù)，對方案可行性進行分析。

2 系統(tǒng)方案

某火箭氫氧三子級采用液氫液氧低溫推進劑，主發(fā)動機采用2臺燃氣發(fā)生器循環(huán)氫氧發(fā)動機，單機真空推力約82.5kN，真空比沖4300m/s；主發(fā)動機工作前，氫、氧貯箱均采用常溫氦氣補壓，主發(fā)動機工作后，氫箱為氫自身增壓，氧箱為冷氦換熱增壓；輔助動力系統(tǒng)采用單組元推進劑單推三，姿控發(fā)動機采用4臺40N和4臺70N配置，沉底發(fā)動機采用2臺40N和2臺300N配置。

為簡化系統(tǒng)，本文假設(shè)每個氫氧上面級配備2套完全相同、獨立工作的IVF系統(tǒng)，暫不考慮2套系統(tǒng)之間的介質(zhì)冗余供應(yīng)問題。通過充分利用主貯箱內(nèi)的氫、氧推進劑，每套系統(tǒng)均具備發(fā)電、增壓、換熱、沉底、姿控等功能，因此不再需要攜帶傳統(tǒng)的增補壓氦氣瓶、輔助動力推進劑和大量蓄電池，從而實現(xiàn)結(jié)構(gòu)簡化和性能提升。本文構(gòu)建的IVF系統(tǒng)如圖1所示。

圖1 IVF系統(tǒng)原理圖

該系統(tǒng)的工作原理為：在氣枕壓力作用下，氫貯箱蒸發(fā)的氣氫在內(nèi)燃機氣缸頂蓋內(nèi)與冷卻劑熱交換，然后進入內(nèi)燃機與來自高壓氣瓶的氧氣燃燒；內(nèi)燃機帶動發(fā)電機發(fā)電，產(chǎn)生的電能供上面級使用并給蓄電池充電，內(nèi)燃氣排氣用于小推力沉底，保持推進劑的氣液分離狀態(tài)；柱塞泵從貯箱內(nèi)抽取的液氫、液氧，經(jīng)過換熱器加溫，形成高壓氣氫、氣氧分別充入氫、氧氣瓶；氫、氧氣瓶給貯箱增壓和姿控、沉底發(fā)動機供應(yīng)介質(zhì)，氧氣瓶還給內(nèi)燃機提供氧氣；內(nèi)燃機冷卻劑在內(nèi)燃機和氫、氧換熱器之間循環(huán)，作為換熱介質(zhì)。

按照上面級在飛行中的不同時段，該系統(tǒng)有如下3種工作模式：

模式一，僅發(fā)電。此模式對應(yīng)于上面級處于滑行狀態(tài)，只有用電和小推力沉底需求，利用貯箱內(nèi)氫氣和氣瓶內(nèi)氧氣發(fā)電，供上面級測量、控制等系統(tǒng)使用，并給蓄電池充電。此時只有內(nèi)燃機和發(fā)電機工作，內(nèi)燃機排氣提供小沉底推力。

模式二，發(fā)電+輔助動力最大工況。此模式對應(yīng)于上面級發(fā)動機一次關(guān)機后，為了抑制貯箱內(nèi)液體晃動，需起動大推力沉底，在較短時間內(nèi)將晃動幅度降下來。同時，為了消除主發(fā)動機關(guān)機過程不同步引起的干擾力矩，姿控發(fā)動機也要起動工作。考慮最惡劣工況，假設(shè)8臺姿控發(fā)動機和2臺沉底發(fā)動機同時工作。

模式三，發(fā)電、增壓、姿控+大推力沉底。此模式對應(yīng)于發(fā)動機空中再次起動前，由于滑行段貯箱壓力會下降，為滿足主發(fā)動機預(yù)冷和起動對貯箱壓力的要求，需提前進行貯箱增壓，同時起動大推力沉底和4臺姿控發(fā)動機，保證液態(tài)推進劑位于貯箱底部。此時氫、氧換熱器達到最大工作負荷。

3 靜態(tài)仿真模型

3.1 系統(tǒng)平衡方程

動力系統(tǒng)靜態(tài)特性可以由三組平衡方程描述，即流量平衡、壓力平衡和功率平衡。流量平衡要求各組合件和管路流入質(zhì)量流量等于流出質(zhì)量流量，包括氫貯箱液路流量平衡方程、氫貯箱氣路流量平衡方程、氧貯箱液路流量平衡方程。對于管路和節(jié)流元件，壓力平衡方程由流阻公式給出，即：

系統(tǒng)換熱總量滿足：

式中，H2,HEX、O2,HEX——氫、氧換熱器換熱量。ICE,release、ICE——內(nèi)燃機放熱量、內(nèi)燃機輸出功。

對內(nèi)燃機有以下功率平衡關(guān)系式：

3.2 內(nèi)燃機靜態(tài)特性

內(nèi)燃機靜態(tài)特性包括燃燒特性和功率特性。氫氧燃燒特性通過熱力計算得到。本文關(guān)心的功率特性是指在不同的氫氧流量下，內(nèi)燃機輸出的功率。

對氫內(nèi)燃機的研究多集中于氫-空氣內(nèi)燃機[5～8]，但本系統(tǒng)需采用富氫-氧缸內(nèi)直噴缸內(nèi)直噴內(nèi)燃機。其特性鮮有公開文獻研究，本文采用AMESim利用AMEsim/AMEset工具建立六缸直列活塞式氫氧富燃氧缸內(nèi)直噴內(nèi)燃機模型，圖2給出了其中一個氣缸模型。

1—氧氣壓力溫度源 2—噴注元件 3—噴注提前角 4—噴注持續(xù)時間 5—最大噴注流量 6—進氣閥開啟角 7—氣缸蓋 8—排氣閥關(guān)閉角 9—氫進氣口 10—排氣口 11—點火提前角 12—氣缸模型 13—曲軸轉(zhuǎn)角 14—氣缸頭部熱交換接口 15—氣缸身部熱交換接口 16—活塞熱交換接口 17—曲軸

由于AMESim自帶的物性定義元件只適用于氧化劑為空氣的內(nèi)燃機，本文使用AMESet二次開發(fā)工具重新編寫了物性定義元件。由于Wiebe能較為真實地逼近實際放熱曲線，本文使用Wiebe模型對內(nèi)燃機燃燒放熱過程進行仿真，其表達式為：

式中：vtot——總放熱量，v——瞬時放熱量，comb——燃燒持續(xù)角，——曲軸轉(zhuǎn)角（以燃燒開始時為0°），1、1——Wiebe模型系數(shù)。

氣缸換熱采用Woschni[9]模型，其換熱系數(shù)關(guān)聯(lián)式為：

地面用內(nèi)燃機排氣背壓為大氣壓力，而IVF內(nèi)燃機排放的燃氣需進入推力室噴管產(chǎn)生沉底推力，因此，需在排氣腔后加入音速噴嘴元件，沉底發(fā)動機噴管流量與室壓關(guān)系按下式計算：

式中，t——推力室喉部流量系數(shù)，c——推力室室壓，t——推力室喉部面積；——燃氣理想氣體常數(shù)，c——推力室氣體溫度，——比熱比，由熱力計算得到。

仿真時作如下簡化：忽略內(nèi)燃機入口氣氫溫度的變化，假設(shè)氫氣溫度為恒定值，因為氣氫溫度對燃燒放熱的貢獻較??；忽略冷卻劑溫度變化對氣缸和排氣腔換熱的影響，因為冷卻劑溫度對內(nèi)壁面換熱特性影響不大；忽略沖程壓力變化對排氣腔換熱系數(shù)的影響，假設(shè)排氣腔壁換熱系數(shù)為恒定值，這樣的簡化不影響穩(wěn)態(tài)換熱能力的分析。

對弱者的保護體現(xiàn)為通過行政干預(yù)對孤幼進行保護，即“驗?！?。通過政府的干預(yù)以保護孤幼的生活費用和撫養(yǎng)以及成年后的繼承，防止他人對孤幼財產(chǎn)的侵犯，是極具有人道主義的制度。同時，通過行政干預(yù)設(shè)置繼承財產(chǎn)數(shù)額的限制。這或許是因為國家財政的龐大支付，需要擴大財政收入以解燃眉的方法。

給定不同的氫、氧流量，當(dāng)仿真達到穩(wěn)態(tài)時，得到內(nèi)燃機輸出功率、排氣溫度隨時間的變化。然后，以離散滑動平均算法來確定內(nèi)燃機在額定轉(zhuǎn)速下的平均輸出功率和排氣溫度。

圖3 內(nèi)燃機負載特性[9]曲線

內(nèi)燃機負載特性圖[9]常來表征內(nèi)燃機的性能，如圖3所示。可見，當(dāng)混合比一定時，內(nèi)燃機輸出功率隨氧流量增大而增大；內(nèi)燃機排氣溫度隨功率升高而增大，燃油消耗率隨功率升高而減小。

3.3 柱塞泵靜態(tài)特性

本系統(tǒng)使用的柱塞泵工作在低溫環(huán)境（氫泵工作在20K附近，氧泵工作在90K附近），并且在貯箱增壓前低溫流體處于飽和或接近飽和狀態(tài)。低溫流體在接近飽和狀態(tài)時密度變化較大，不能簡化為穩(wěn)定流處理，因此本文用AMEsim建立模型進行仿真，獲得柱塞泵在不同工作條件下的靜態(tài)特性。柱塞泵的靜態(tài)特性是指泵的流量、功率與轉(zhuǎn)速、入口條件和揚程之間的關(guān)系。

1—配流盤 2—活塞腔 3—活塞 4—斜盤 5—帶摩擦的轉(zhuǎn)子 6—扭轉(zhuǎn)剛度和阻尼

分析響應(yīng)面模型的擬合誤差，泵、氧泵平均相對誤差及最大相對誤差分別如表1所示，訓(xùn)練的二階響應(yīng)面模型平均相對誤差及最大相對誤差較小，能夠較好地預(yù)測氫、氧柱塞泵靜態(tài)特性。

表1 響應(yīng)面模型平均相對誤差 %

3.4 系統(tǒng)熱交換特性

本系統(tǒng)的熱交換分為兩部分，即：內(nèi)燃機內(nèi)燃氣對冷卻劑的加熱和換熱器內(nèi)冷卻劑對液氫/液氧的加熱。本文使用分段集總參數(shù)法，將換熱器沿軸向分為100個單元，編寫了換熱器模型。

冷卻劑選用氟油，氟油具有優(yōu)良的粘附性、抗水性、化學(xué)穩(wěn)定性和潤滑性，高低溫性能較好[10]。本文選用的HFE7500在0.3MPa下的沸點為443.9K，保守起見，將內(nèi)燃機冷卻劑出口溫度取為400K。

氫、氧換熱器采用雙層套筒式結(jié)構(gòu)，如圖5所示，冷卻劑在套筒外側(cè)通道內(nèi)流動，氫/氧在套筒內(nèi)側(cè)通道流動，從而增大換熱面積[2]，氫/氧與冷卻劑流動方向相反，以增加換熱效率。

圖5 套筒式換熱器

冷卻劑側(cè)換熱努賽爾數(shù)由Gnielinski公式[11]給出，摩擦因子按Churchil[12]關(guān)系式計算。管壁以熱傳導(dǎo)的方式將熱量從冷卻劑側(cè)傳至低溫流體側(cè)，不考慮管壁分段之間的軸向換熱，只考慮徑向換熱，其換熱系數(shù)由圓管換熱公式給出。

液氫的流動是從液相變?yōu)槌R界態(tài)的過程[1]，因此，超臨界換熱努賽爾數(shù)由Hess-Kunz公式[13]給出。氫側(cè)摩擦系數(shù)由適用于夾套的換熱公式[13]計算得到。

由于液氧在換熱器中的流動經(jīng)歷了從液相到兩相到氣相的過程，因此以分段入口參數(shù)判定流動狀態(tài)，采用不同的換熱關(guān)系式計算。當(dāng)單元處于單相流時，努賽爾數(shù)按Gnielinski公式給出；當(dāng)單元處于兩相流時，換熱關(guān)系式由shah模型[14]給出，兩相流壓降公式由Muller-Steinhagen和Heck關(guān)聯(lián)式[15]給出。

3.5 姿控/沉底發(fā)動機工作性能

單套IVF系統(tǒng)由2臺40N、2臺70N氣氫/氣氧姿控發(fā)動機、1臺300N氣氫/氣氧沉底發(fā)動機和1臺內(nèi)燃機排氣沉底發(fā)動機構(gòu)成。

與常規(guī)推進劑相比，氣氫/氣氧發(fā)動機比沖顯著提升。按混合比3.5、室壓0.8MPa、推力室總效率0.95計算，3型氣氫/氣氧發(fā)動機的性能參數(shù)如表2所示。

表2 IVF系統(tǒng)三型氣氫氣氧發(fā)動機參數(shù)

內(nèi)燃機排氣沉底發(fā)動機的計算相對復(fù)雜，本文采用準穩(wěn)態(tài)假設(shè)，將排氣沉底發(fā)動機與內(nèi)燃機工作過程耦合，計算一個周期內(nèi)的平均推力。計算時取排氣沉底發(fā)動機喉部直徑10mm，噴管面積比100。瞬時排氣推力按下式計算：

4 靜態(tài)特性仿真分析

根據(jù)各組件的靜態(tài)特性方程，按照流量、壓力、溫度、功率平衡關(guān)系，建立系統(tǒng)靜態(tài)仿真模型聯(lián)立求解，得到不同工作模式下，系統(tǒng)的平衡參數(shù)，見表3。

表3 系統(tǒng)平衡參數(shù)

注：①～③假設(shè)工作臺數(shù)。

從計算結(jié)果可知，在不同工作模式下，該系統(tǒng)均能達到穩(wěn)態(tài)工作，系統(tǒng)工作能力滿足某火箭三子級飛行器任務(wù)要求。

4.1 系統(tǒng)參數(shù)影響分析

由于內(nèi)燃機氫流量和混合比決定了IVF系統(tǒng)內(nèi)燃機功率和換熱能力，從而決定了發(fā)電、姿控、增壓系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)工作能力，選取內(nèi)燃機氫流量、混合比作為輸入?yún)?shù)，對系統(tǒng)進行平衡計算，考察該IVF系統(tǒng)偏離額定工況的性能。

a. 假設(shè)IVF僅發(fā)電，考察內(nèi)燃機氫流量、混合比對內(nèi)燃機發(fā)電量的影響，如圖6所示。

圖6 IVF發(fā)電量與內(nèi)燃機氫氧消耗量的關(guān)系

b. 假設(shè)IVF發(fā)電并提供輔助動力，全部輔助動力取混合比為3.5，面積比為25，室壓為0.8MPa，考察內(nèi)燃機氫流量、混合比對輔助動力總推力的影響，如圖7所示。

圖7 IVF輔助動力總推力與內(nèi)燃機氫氧消耗量的關(guān)系

c. IVF提供增壓功能，不提輔助動力，針對僅氫箱增壓、僅氧箱增壓、氫氧箱增壓（增壓流量比與某火箭三子級相同）三種工況，考察內(nèi)燃機氫流量、混合比對增壓流量的影響，分別如圖8～圖10所示。

圖8 氫增壓，增壓流量與內(nèi)燃機氫氧消耗量的關(guān)系

圖9 氧增壓，增壓流量與內(nèi)燃機氫氧消耗量的關(guān)系

圖10 氫、氧箱同時增壓，增壓流量與內(nèi)燃機氫氧消耗量的關(guān)系

由圖6～圖10可知，內(nèi)燃機混合比一定時，IVF發(fā)電、姿控、增壓能力與氫消耗量成線性關(guān)系。這是因為混合比一定，內(nèi)燃機功率和放熱量與氫流量成線性關(guān)系。這表明，在系統(tǒng)發(fā)電、姿控、增壓能力需求變化時，可以根據(jù)圖6～圖10，將姿控、增壓功能對應(yīng)的內(nèi)燃機氫氧消耗量線性疊加，并與發(fā)電功能對應(yīng)的內(nèi)燃機氫氧消耗量相比較，確定內(nèi)燃機總氫氧消耗量，從而調(diào)節(jié)內(nèi)燃機氫流量和混合比來適應(yīng)任務(wù)需求。

4.2 重量優(yōu)勢分析

某火箭三子級工作時間約1500s，其攜帶的蓄電池重量為60kg，其額定功率約為6kW。由量產(chǎn)鋰電池能量密度達到140～180Wh/kg[16]，假設(shè)本IVF系統(tǒng)攜帶一塊可充電電池的重量為15kg，能量密度為150Wh/kg，可滿足某火箭三子級飛行器2.25h供電需求，加上IVF系統(tǒng)發(fā)電功能，已足夠箭上用電并有余量。假設(shè)1500s全程發(fā)電，消耗的氫氧總量為6.3kg，累計重量21.3kg，與傳統(tǒng)方案相比，可節(jié)省38.7kg重量。

某火箭三子級單組元推進劑75kg，輔助動力發(fā)動機比沖2210m/s。采用氣氫氣氧發(fā)動機后，比沖可達4100m/s。按總沖不變計算，需要氫氧推進劑約40.4kg，可節(jié)省重量34.6kg。

某火箭三子級采用常溫氦氣補壓、氫箱自身增壓和氧箱冷氦增壓方案，增壓氣瓶及氦氣重量合計約193kg。采用本IVF系統(tǒng)后，氫、氧均變成自身增壓，氫箱剩余氣枕重量不變，氧箱剩余氣枕重量為110kg。由于省去了氣瓶裝置，相當(dāng)于可節(jié)省重量83kg。

因此，只要2套IVF系統(tǒng)的干重總計不超過157.9kg，該火箭三子級采用本系統(tǒng)就具有重量優(yōu)勢。并且，此重量優(yōu)勢會隨著三子級滑行時間增加、發(fā)動機起動次數(shù)增加而越來越顯著。

4.3 任務(wù)適應(yīng)性分析

傳統(tǒng)上面級貯箱增補壓系統(tǒng)、輔助動力系統(tǒng)及攜帶電池數(shù)量是針對特定任務(wù)需求而設(shè)計，只能應(yīng)用于特定任務(wù)模式，工作時間、起動次數(shù)均受限。

采用IVF系統(tǒng)后，貯箱增壓、輔助動力、電源均取自于氫、氧貯箱，針對不同滑行時間和起動次數(shù)的任務(wù)，僅需改變氫、氧加注量，硬件結(jié)構(gòu)更改減少，任務(wù)適應(yīng)性顯著提高。

此外，由于內(nèi)燃機產(chǎn)生的排氣能夠產(chǎn)生軸向推力，有助于氣液保持分離，實現(xiàn)貯箱內(nèi)冷、熱分離，有助于減少低溫推進劑在軌蒸發(fā)損失，使低溫推進劑長時間在軌成為可能。

5 結(jié)束語

本文基于某氫氧三子級的規(guī)模和任務(wù)剖面，提出了氫氧推進劑綜合集成系統(tǒng)（IVF系統(tǒng)）方案。建立了系統(tǒng)和組件的靜態(tài)特性模型并進行了穩(wěn)態(tài)參數(shù)仿真。仿真結(jié)果表明：

a. 本文搭建的氫氧推進劑綜合集成系統(tǒng)具備傳統(tǒng)火箭上面級貯箱增補壓系統(tǒng)、輔助動力系統(tǒng)和電源供電系統(tǒng)的功能，工作協(xié)調(diào)；

b. 與傳統(tǒng)方案相比，氫氧推進劑綜合集成系統(tǒng)方案具有重量輕、任務(wù)適應(yīng)性強等優(yōu)勢。

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Static Characteristics Study on Integrated Vehicle Fluid System of H2/O2Upper Stage

Zhang Wanxuan Li Jinjiang Zhang Nan

(Beijing Aerospace Propulsion Institute, Beijing 100076)

Based on the scale and mission profile of the third stage propulsion system of a certain rocket, the paper proposes an IVF system scheme and builds static characteristic model of main components. Through static characteristic simulation, the equilibrium parameters of IVF system in 3 operating modes are obtained. The parameters, influence and advantage in weight are analyzed. The result shows that the system proposed can satisfy the mission demand of the third stage of a certain rocket. The system is superior to traditional scheme in weight and mission flexibility.

IVF；static characteristics；H2/O2IC engine；heat exchanger；system simulation

張萬旋（1994），碩士，航空宇航科學(xué)與技術(shù)專業(yè)；研究方向：液體火箭發(fā)動機系統(tǒng)設(shè)計。

2019-04-30