液體運載火箭啟動過程氣枕壓力變化分析

邵業濤，羅 庶，冉振華，黃 輝

液體運載火箭啟動過程氣枕壓力變化分析

邵業濤，羅 庶，冉振華，黃 輝

（北京宇航系統工程研究所，北京，100076）

以氦氣瓶貯氣閉式控制增壓系統啟動過程氣枕壓力變化規律為研究對象，討論了增壓系統響應時間、不同初始氣枕容積、不同發動機流量啟動加速性對啟動過程氣枕最小壓力的影響。分析結果表明：對于大中型液體運載火箭，如能有效控制增壓系統響應時間，使用較小的初始氣枕容積即可保證啟動過程發動機入口壓力要求及貯箱載荷條件要求，可有效提高箭體結構效率。

液體運載火箭；貯箱；增壓；最小氣枕容積

0 引 言

貯箱增壓系統用于提供液體火箭推進劑貯箱氣枕壓力，滿足推進劑在發動機泵入口所需的壓力，保證發動機啟動及飛行過程中正常工作；同時滿足火箭推進劑貯箱薄壁結構承載所需要的內壓要求，保證貯箱結構有足夠的強度和剛度[1,2]。其主要工作過程為：增壓氣體進入推進劑貯箱，膨脹后占據推進劑排出后的空間，對液體推進劑產生壓力。常用的增壓方式有：a）利用發動機燃燒產物作為增壓介質的燃氣增壓；b）利用火箭的推進劑組元經發動機加熱汽化作為增壓介質的自生增壓；c）配備獨立貯存增壓介質的貯氣式增壓[3]。

在增壓系統設計中，貯箱是增壓系統的重要組成部分，尤其是貯箱初始氣枕容積[2]。貯箱初始氣枕容積的作用如下：

a）在增壓系統反應周期內，給予增壓氣體壓縮或膨脹的時間；

b）在發動機啟動瞬間，保持氣枕壓力范圍以保持推進劑貯箱的結構剛度及發動機泵要求的靜正吸入壓頭；

c）給予環境溫度升高或氣動加熱推進劑膨脹的空間；

d）給予在推進劑箱中反應的燃氣生成物或分解出來的氣體需要的空間。

對于閉式控制貯氣式增壓系統[4～7]，從系統判斷需要進行增壓至貯箱壓力實際開始上升，反應周期為20～500 ms或更長。如果初始氣枕容積過小，將無法提供緩沖，在發動機啟動過程會造成貯箱壓力驟降，進而造成貯箱結構失穩或發動機入口壓力不能滿足發動機啟動條件等影響。對于低溫液體火箭發動機啟動過程增壓，由于換熱復雜，氣枕內壓力、溫度、組分變化劇烈，較難精確分析啟動過程箱壓變化。根據經驗，設置的貯箱初始氣枕容積為貯箱容積的3%～5%。對于中型、大型運載火箭，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氣枕容積，此部分結構成為貯箱質量及箭體長度的重要組成部分，過大的初始氣枕容積不利于減少結構質量、提高運載能力。本文針對低溫液體運載火箭發動機氣瓶貯氣閉式控制增壓系統，對啟動過程氣枕壓力變化進行數值分析。分析顯示，由于控制系統響應時間短，氦氣流動速度快，增壓電磁閥開啟過程動作時間短，因此該增壓系統可使用相對較小的貯箱初始氣枕容積，啟動過程箱壓可滿足發動機泵入口壓力及貯箱結構載荷的需求。

1 理論計算

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

典型的貯箱增壓能量傳遞過程如圖1所示。

圖1 典型的貯箱增壓能量傳遞示意

在不考慮箱內蒸發和冷凝過程時，根據熱力學定律，對于如圖1所示的增壓過程，得到如下控制方程：

式中 Uu為單位質量氣體熱力學能；hi為單位質量氣體焓值；Rm為通用其它常數。結合式（2）～（4）可導出如下關系式：

在此增壓模型建立過程中，結合增壓過程的特點，采用如下假設：

a）氣枕中壓力瞬時均勻，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）忽略氣液間的傳質過程，液氧表面溫度始終與整體溫度相等；

d）忽略火箭飛行氣動加熱過程通過貯箱絕熱層導致的熱量輸入。

2 增壓模型計算與試驗結果比較

2.1 氦氣貯氣閉式控制增壓系統

氦氣貯氣閉式控制增壓系統原理如圖2所示。

圖2 貯箱增壓系統原理

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增壓控制單元）實現。其中，電磁閥6和孔板7構成主增壓路；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，實現對需要增壓最低壓力的控制。3路匯總后經發動機氦加熱器12加溫后進入貯箱進行增壓。增壓初始階段僅由主增壓路即可實現增壓控制。增壓系統主要狀態如表1所示。

表1 貯箱增壓系統基本參數

2.2 增壓系統響應延時

為實現增壓控制，首先由壓力傳感器敏感貯箱壓力，然后由控制系統綜合控制器進行增壓判斷，再由控制系統發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，增壓氣體經過發動機換熱器及增壓管后進入貯箱增壓（電磁閥至貯箱總管路約25 m）。本節主要分析增壓鏈路在各部分的延遲。

2.2.1 控制系統壓力信號延遲

控制系統采集的箱壓信號，根據最小二乘法取10個壓力測量值進行濾波，箱壓信號控制系統處理的固有周期為0.15 s。另外，受信號傳遞等的影響，控制系統最大壓力控制延遲時間不超過0.3 s。

2.2.2 電磁閥打開延遲

電磁閥為先導式閥門，閥門收到控制指令后，開啟、關閉均需要一定的時間。根據閥門實測，電磁閥打開動作延遲時間不超過0.08 s。

2.2.3 增壓氣體傳遞時間延遲

電磁閥開啟后，增壓氣體以聲速傳播，表2為根據理論公式，計算獲得不同狀態氣體聲速值。對于35 MPa、288 K氦氣，聲速波傳遞速度約1 155 m/s。對于箭上管路，從電磁閥打開到箭上貯箱開始有氣體增壓，時間約0.02 s。

表2 氦氣在不同壓力下的聲速

綜上所述，貯箱初始增壓時刻，箱壓下降至需要開始增壓至增壓氣體實際進入貯箱的系統最大延遲時間約為0.3+0.08+0.02=0.4 s。

2.3 增壓模型驗證

為了驗證本文所建立的計算模型在實際增壓過程中的準確性和有效性，對增壓計算模型與地面試驗實際增壓過程進行比較。

氧箱氣枕壓力測量值與計算值比較如圖3所示，啟動過程計算與實測比較如圖4所示。

圖3 壓力計算值與試驗值比較

圖4 啟動段氧箱氣枕壓力計算曲線局部

由圖3、圖4可知，計算模型計算獲得箱壓與實測箱壓一致性好，驗證了計算模型的有效性。計算結果顯示，獲得箱壓下降速率略大于試驗實測結果，說明使用計算程序獲得的增壓遲滯效應略保守，適用于工程應用。

3 啟動過程最小氣枕壓力分析

根據本文所研究的增壓系統要求，啟動過程增壓控制門限下限為0.7P0，但受整個增壓鏈路各組成部分后效影響，貯箱氣枕最小壓力應不小于0.6P0。分析中分別考慮了初始氣枕容積、發動機流量加速性、整個系統響應延遲對增壓后效的影響。

3.1 最小氣枕容積影響

在其它條件不變的情況下，分別考慮初始氣枕容積為貯箱總容積的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%工況以內的初始氣枕容積）。

選擇不同貯箱容積作為最小氣枕容積，計算獲得箱壓結果如圖5所示。由圖5可知，初始氣枕容積減小后，初始箱壓迅速下降，增壓后效增大，最大增壓后效達到初始壓力P0的8%。但初始氣枕容積變小后，未造成貯箱最小壓力大幅下降，仍可滿足貯箱載荷及發動機入口壓力要求。初始氣枕容積減小后，增壓氣體進入貯箱后由于氣枕容積小，箱壓上升速率高。

圖5 不同初始氣枕容積對貯箱壓力影響

3.2 發動機啟動流量加速性影響

將2%氣枕容積作為基本條件，考慮發動機啟動推進劑流量加速性增倍，假設發動機流量達到額定值時的時間較理論時間快一倍，計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 不同啟動過程發動機流量變化

圖7 不同啟動過程氣枕壓力變化過程

由圖6、圖7可知，發動機啟動流量加速性增倍后，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限前，發動機流量達到穩定，即箱壓降至增壓控制帶后的后效不再受發動機流量啟動加速性影響，啟動過程氣枕壓力受發動機啟動流量加速性影響較小。

3.3 增壓系統延遲影響

將電磁閥開啟延時、增壓氣體傳遞延時與控制系統信號響應延遲綜合考慮作為整個系統響應延遲。分別計算系統響應延遲為0.4 s、0.6 s和0.8 s時箱壓壓力變化，計算結果如圖8所示。

圖8 不同系統延遲時間對氣枕壓力影響

由圖8可知，系統延遲每增加0.2 s，啟動過程貯箱氣枕壓力后效分別增加0.03P0，系統響應時間對增壓后效影響明顯，但對于0.8 s系統延遲，增壓后效約0.06P0，小于0.1P0的系統限制，滿足啟動過程氣枕壓力需求。

4 結束語

低溫液體運載火箭發動機啟動過程箱壓變化受多種因素影響，壓力變化過程復雜。本文結合試驗結果，建立了一種啟動過程箱壓計算分析模型。研究表明：a）初始氣枕壓力變化受增壓系統響應時間延遲、初始氣枕容積大小影響較大；b）由于發動機啟動過程較短，因此啟動過程箱壓受發動機流量加速性影響相對較小；c）由于氦氣貯氣閉式增壓系統增壓響應延遲較小，可根據自身特點，在傳統3%～5%氣枕容積的基礎上，根據實際情況適當減小初始氣枕容積需求，有效提高運載能力。

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

[2] 廖少英. 液體火箭推進增壓輸送系統[M]. 北京: 國防工業出版社, 2007.

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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

邵業濤（1981-），男，博士，高級工程師，主要研究方向為液體火箭動力系統設計