低溫運載火箭液氫自流預冷系統特性研究

黃　兵，陳士強，李　東，魏　一，黃　輝

(1.北京宇航系統工程研究所，北京 100076；2. 中國運載火箭技術研究院，北京 100076)

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低溫運載火箭液氫自流預冷系統特性研究

黃兵1，陳士強1，李東2，魏一1，黃輝1

(1.北京宇航系統工程研究所，北京 100076；2. 中國運載火箭技術研究院，北京 100076)

摘要:為深入分析液氫/液氧發動機預冷特性，建立了一種基于AMESim的液氫自流預冷計算模型，開展了針對特定試驗系統的仿真驗證工作，獲得了與試驗數據較為一致的仿真結果，準確預示了預冷過程中預冷時間、預冷質量流量等關鍵參數，為低溫運載火箭預冷研究提供了一種有效手段。

關鍵詞:液體運載火箭；液氫；自流預冷；AMESim

1引言

液氫/液氧是運載火箭廣泛使用的低溫推進劑組合[1]。低溫推進劑的沸點很低，常溫下處于氣態，在貯存和輸送過程中容易汽化，并出現氣液兩相流，對發動機和增壓輸送系統造成不良甚至是破壞性的影響。因此，在液體運載火箭發射組織過程中，為了保證發動機能夠正常起動工作，需要預先對發動機渦輪泵系統進行冷卻。

自流預冷是在地面、推進劑貯箱不增壓條件下依據推進劑液位高度以重力為驅動源，實現發動機泵預冷的一種方式。該方法具有系統結構簡單、推進劑消耗少、發射適應性強等顯著特點，是一種非常高效的預冷方式；但作為一種系統內部自協調匹配的被動預冷方式，該過程也易受發動機狀態、周圍環境以及地面系統特性等因素影響，在研制過程中，具有一定的不確定性[1]。從目前的實際應用情況來看，該方式更多是應用于上面級發動機的地面發射準備階段，為飛行階段的預冷提供良好基礎。

自流預冷過程涉及帶相變兩相流流動的復雜物理現象，受影響因素相對較多，是一種被動預冷方式。但其預冷效果、預冷時間等往往對發射組織的流程及系統狀態設計有較大影響。長期以來，對于該種預冷方式，幾乎只有通過地面試驗來獲取相關數據，之后才能評判其實施應用的可行性和有效性[2]。

本文基于自流預冷物理過程，結合具體系統組成，在系統級仿真軟件AMESim上進行二次開發，建立了能夠實現液氫自流預冷特性分析的仿真模型。使用該模型計算得到的結果與試驗結果一致性好，能夠較好描述自流預冷實施中系統內部由高溫到低溫的復雜動態過程，為該項技術的發展和應用提供了有力支撐。

2運載火箭液氫自流預冷系統描述

圖1是典型的運載火箭發動機液氫自流預冷系統示意圖。

圖1　運載火箭液氫自流預冷系統圖Fig.1　Schematic diagram of liquid hydrogen gravitational flow precooling in rocket

液氫推進劑經地面加注系統進入貯箱后，在排氣閥開啟的情況下，貯箱中的液氫在重力作用下經液氫輸送管沿渦輪泵、泄出閥、箭上排放管、箭地連接流入地面氫處理系統。系統驅動力為重力，源于輸送管路系統和箭上排放管路系統之間由于外部熱量形成的密度差所致。實際上，該過程同文獻[3]中描述的循環預冷機理相近，其差異僅在于循環預冷過程中，液氫回流入貯箱；而自流預冷過程中，液氫流至地面處理。

3液氫自流預冷模型

液氫為深低溫流體，在自流預冷過程中，因外界熱量的輸入，沿流路逐步由單相流態過渡轉入兩相流動狀態。

發動機泵殼溫度是衡量預冷效果的重要參數，通常把泵殼溫度低于某一規定值作為預冷完成標志，并以此作為發動機的起動條件之一。泵結構非常復雜，難于直接進行計算，需要對其進行必要的簡化。

相對整個預冷系統，閥門影響較小，因此系統模型構建中將閥門質量整合到管路模型中，而不考慮閥門內部結構。

3.1管路流動均相流模型

均相模型是一種較為簡化的兩相流分析模型，模型假定氣液兩相為均勻混合體，以均勻混合的平均參數(速度、密度等)作為定性參數，不考慮兩相分界面上的不連續性。該方法在低溫液體火箭循環預冷研究中得到了成功應用和驗證[4-6]，本文分析中采用均相模型。

兩相流均相模型的基本假定如下[7]：

1)氣液兩相均勻；

2)兩相速度相等，并等于混合物速度；

3)兩相處于熱力學平衡狀態，即在相同壓力下，氣、液兩相具有相同的溫度，即當地壓力對應的飽和溫度。

對于空間一維流動，其基本控制方程如式(1)～(3)[8-9]：

(1)

(2)

(3)

其中，ρ為密度，u為速度，p為壓力，E為總內能，H為總焓，A為管路截面積，lw為管路特征尺寸，θ為管路的軸線同水平線的夾角，x是沿管路的長度。

對于具有混合特性的參數，定義如式(4)～(6)：

(4)

(5)

(6)

其中，α為體積比，χ為質量比，e和h分別為比內能和比焓，下標g和l分別表示氣相參數和液相參數。

3.2壁面溫度控制模型

所用流路壁面溫度控制方程如式(7)：

(7)

其中，qw為流體和管壁之間熱流，qex為外界環境輸入管壁熱流，cw為管壁材料熱容，ρw為管壁材料密度，dw為管壁厚度，Tw為管壁溫度。

4系統特性分析與試驗驗證

為了驗證計算模型與實際預冷過程的準確性和一致性，本文結合原理性試驗開展了比對分析。

4.1試驗系統及流程

試驗采用的液氫貯箱容積約66 m3，箱頂設置排氣閥門，液氫輸送管路直徑100 mm，長度3 m，真空絕熱；箭上排放管路水力直徑40 mm，長度6 m，外包覆絕熱層。發動機泵后管路分為兩路，其中一路直徑10 mm，長度1 m；另一路直徑16 mm，長度1 m，兩路匯總后于貯箱前底處與排放管路連接。箭上排放管與地面管路相連，系統排出的氫采用高空排放方式處理。貯箱內設有連續液位傳感器，發動機氫渦輪泵殼設有多路壁溫測點，系統中未設置流量測量裝置。

試驗前，將液氫加注進入貯箱，排氣閥處于打開狀態，加注完畢后經停放穩定，液氫溫度近似維持在21 K，氣枕壓力約0.106 MPa。蒸發消耗的液氫，按照預定液位之間連續補加方式進行補充。

試驗開始時，同時打開輸送管路截止閥、渦輪泵后泄出閥，此時液氫進入發動機泵腔，系統開始進入自流預冷模式。在此期間，排氣閥始終處于打開狀態。

4.2試驗仿真系統

根據上述均相兩相流模型以及實際試驗系統具體配置情況，基于多學科系統級仿真平臺AMESim提供的已有兩相流庫、信號庫、熱庫模型及考慮重力影響作用的換熱管路、貯箱二次開發模型，建立了液氫自流預冷仿真系統，見圖2。

圖2　基于AMESim的液氫自流預冷仿真模型Fig.2　AMESim based model of liquid hydrogen gravitational flow precooling

系統模型建立中，采用帶換熱的管路模塊來簡化替代渦輪泵模型，同時遵守系統與液氫接觸壁面質量和材料一致性原則。由于渦輪泵本身結構復雜，不同位置處測點本身也會有差異，該處理方法可能引起不同時刻的計算值與試驗值之間的一定偏差，但不會對整體仿真結果產生顯著影響。

4.3試驗與計算數據比較

由于試驗系統中未設置流量計，盡管有連續液位傳感器，但推進劑蒸發消耗過程的存在，使得難以通過液位來準確獲取系統自流預冷流量情況。因此，這里使用氫渦輪泵殼溫度來表征預冷系統的工作情況。

圖3　仿真與實測氫泵殼壁面溫度比較Fig.3　Comparison of simulation data with experimental data in the pump shell temperature

圖3給出的是發動機氫泵殼壁面溫度計算結果和兩個實測測點數據的比較情況。從圖中可以看出，自液氫進入到系統達到穩定，整個過程經歷了不到1000 s，計算結果基本位于兩個實測測點(兩測點位于泵殼與軸承連接處的環狀外壁，周向對稱布置。因排放預冷過程前期泵內氣液兩相流動復雜，流態多變，各部分預冷情況不一，兩測點溫度出現一定差異；預冷后期，系統趨于穩定，兩測點溫度一致性較好)數據之間，在趨勢上和量級上都能夠較好反映泵殼從常溫狀態到滿足低溫“預冷好”條件的特征時間尺度。

圖4是計算得到的自流預冷過程中系統內液氫的質量流量歷程，從圖中可以看出，系統液氫流量初始階段較小，隨著系統溫度降低，流量逐漸有所增加。

圖4　自流預冷狀態液氫質量流量仿真曲線Fig.4　Simulation of mass flow rate of liquid hydrogen in gravitational flow precooling

5結論

預冷是在低溫發動機起動前，利用貯箱中的介質或地面其他低溫介質對輸送系統和發動機進行冷卻，以達到允許的溫度，保證泵的可靠工作的過程。本文基于多學科系統級仿真平臺AMESim，結合重力驅動下的自流預冷內部物理過程，在二次開發基礎上，建立了能夠實現對液體運載火箭自流預冷特性研究的仿真系統。該系統計算結果與試驗結果一致性好，能夠很好地得到自流預冷的相關特性，為該項技術在后續研制中的順利應用奠定了基礎。

需要說明的是，結合具體系統和適當擴展，該方法具備對低溫液體運載火箭包括自然循環預冷、增壓排放預冷系統或者組合預冷方式特性進行研究的能力。

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Research Characteristics of Liquid Hydrogen Gravitational Flow Precooling System in Cryogenic Rocket

HUANG Bing1, CHEN Shiqiang1, LI Dong2, WEI Yi1, HUANG Hui1

(1. Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing 100076, China;2. China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076, China)

Abstract:For better understanding of the precooling characteristics of cryogenic rocket engine, an AMESim-based model was presented which could be used to analyze the process of gravitational flow precooling of hydrogen. The comparison of the simulation data with the experimental data was made and good consistency was achieved. The key parameters including the precooling time and the precooling mass flow rate could be calculated during the launch with this model, which could be an available option for the study of precooling in cryogenic launch vehicle.

Key words:liquid launch vehicle; hydrogen; gravitational flow; precooling; AMESim

收稿日期：2015-10-27；修回日期：2016-04-12

基金項目：載人航天預先研究項目(020201)

作者簡介：黃兵(1974-)，男，碩士，高級工程師，研究方向為液體運載火箭總體設計。E-mail：huangbbj@sohu.com

中圖分類號：V434+.14

文獻標識碼：A

文章編號：1674-5825(2016)03-0334-04