氣動增壓空間推進系統及相關技術試驗研究

劉 鋒，申智帥，王 波，曹 偉，陳 劍

(1.上海空間推進研究所，上海201112；2.上海空間發動機工程技術研究中心，上海201112)

氣動增壓空間推進系統及相關技術試驗研究

劉 鋒1，2，申智帥1，2，王 波1，2，曹 偉1，2，陳 劍1，2

(1.上海空間推進研究所，上海201112；2.上海空間發動機工程技術研究中心，上海201112)

簡要介紹了氣動增壓空間推進系統方案及組成，開展了基于氣動增壓原理的新型發動機技術試驗研究，重點分析了氣動增壓空間推進相關技術試驗結果和系統性能。結果表明，氣動增壓空間推進系統同時具備多次起動和高室壓的優點，相關技術得到了驗證。

氣動增壓器；液體火箭發動機；推進系統；地面試車

0 引言

為了適應空間推進系統的輕質、小體積、高比沖以及多次起動的發展需求，開展了基于氣動增壓原理的新型發動機技術研究。氣動增壓空間推進系統為雙組元氣動增壓式液體火箭推進系統，其基本工作原理是通過增壓氦氣驅動氣動增壓器工作，將貯箱中的低壓推進劑增壓，提供高壓推進劑到軌控發動機，實現推進系統低貯箱壓力、高燃燒室壓力工作，提高發動機的性能。氣動增壓空間推進系統突破了傳統空間推進系統采用擠壓式系統和泵壓式系統的限制，同時具備擠壓式系統多次起動和泵壓式系統高室壓的優點[1]。

為了考核推進系統以及氣動增壓器的工作性能，驗證系統組件工作匹配性、協調性以及系統參數匹配計算方法的正確性，進行了4.5 kN氣動增壓發動機系統的研制與試驗研究。試驗過程中氣動增壓器和發動機工作正常，發動機連續起動11次，累計工作時間410 s。完成了氣動增壓空間推進系統關鍵技術攻關和試驗驗證，實現了氣動增壓空間推進相關技術新的突破。

本文簡要介紹了氣動增壓空間推進系統的方案、組成，重點對氣動增壓發動機系統的試驗情況、系統性能以及關鍵技術驗證情況進行了分析。

1 系統方案和組成

氣動增壓空間推進系統由增壓氦氣輸送、“低壓”推進劑輸送、“高壓”推進劑輸送及利用和姿控發動機等四大部分組成。其中，增壓氦氣輸送部分主要包括氧化劑貯箱增壓氦氣輸送、燃料貯箱增壓氦氣輸送和氣動增壓器增壓氦氣輸送；“低壓”推進劑輸送部分主要包括氧化劑貯箱、燃料貯箱和相關閥門；“高壓”推進劑輸送及利用部分是氣動增壓發動機系統的核心組成部分，主要包括氣動增壓器、阻尼器、高室壓軌控發動機和相關閥門；姿控發動機部分主要包括低室壓姿控發動機和相關閥門。增壓氦氣輸送部分、“低壓”推進劑輸送部分和姿控發動機部分與常規擠壓式推進系統類似，氣動增壓發動機系統核心部分——“高壓”推進劑輸送及利用部分的工作原理簡圖見圖1。

氣動增壓發動機系統核心部分工作過程如下：閥門DK1打開，控制氣體供應各氣動閥門，推進劑供應到氣動增壓器和發動機管路；隨后閥門DK2打開，向氣動增壓器供應氦氣，氣動增壓器開始工作，將高壓推進劑連續不斷地供應到燃燒室，軌控發動機點火工作。發送指令關閉閥門DK1和DK2，氣動增壓器停止工作，軌控發動機關機。

2 試驗結果分析

為了考核推進系統以及氣動增壓器的工作性能，驗證系統組件工作匹配性、協調性以及系統參數匹配計算方法的正確性，進行了4.5 kN氣動增壓發動機系統地面熱試車，試車產品照片見圖2。

系統試車推進劑為四氧化二氮/偏二甲肼，試車過程中氣動增壓器和4.5 kN軌控發動機工作正常，發動機共起動11次，累計工作時間410 s，試車結束后產品完好。

系統試車典型壓力曲線見圖3。

主要試車結果如下：

1)通過氣動增壓器可以實現發動機系統多次起動和關機，并且能夠進行穩態、脈沖模式工作；

2)系統額定質量流量混合比為2.25，試驗得到混合比為2.247～2.262，混合比偏差為-0.13%～0.53%。通過氣動增壓器可以高精度保持推進劑的組元混合比(混合比偏差不大于1%)；

3)氣動增壓器可以將貯箱內1.3～1.5 MPa的低壓推進劑增壓，提供4.9～5.3 MPa的高壓推進劑到發動機入口，增壓氣體氦氣的壓力為2.1 MPa，氣動增壓器的增壓比為1.95；

4)發動機室壓為3.37～3.58 MPa；

5)系統試車前，對氣動增壓器的耗氣量進行了計算：多變指數取1.667，減壓閥最低進口壓力取8 MPa，發動機工作時間350 s，計算得到用氣量為150 L(初始壓力35 MPa)。實際系統試車中發動機工作410 s，氣瓶壓力從34.3 MPa降至14.3 MPa，氣瓶氣量有一定裕量。可見發動機工作中對氦氣進行加熱提高了氦氣的能量和利用率，使得實際耗氣量大大減少，折算實際多變指數為1.237，實際耗氣量相比計算所需氦氣量減少30%以上。

氣動增壓發動機系統地面熱試車系統工作參數見表1。

表1 系統試車工作參數Tab.1 Working parameters of system test

3 關鍵技術驗證情況

3.1 氣動增壓器技術

氣動增壓器結構設計方面，通過模塊化集成設計、采用觸點閥結構提高活塞換向靈敏度和可靠性、利用單向閥和氣路換向閥保證兩組活塞交替工作等設計思路和方法，氣動增壓器具有結構質量輕、動作靈敏度高、輸出壓力脈動小等特點。

氣動增壓器內三種介質同時流動的密封性及系統參數匹配性通過系統試車得到了驗證。

3.1.1 密封結構和密封材料

氣動增壓器中活塞處在高速、高壓往復工作狀態下，需要解決三種介質(兩種推進劑和增壓氣體)的密封問題。

氣動增壓器的活塞采用氟塑料加彈性支撐的泛塞密封方案，考慮到氣動增壓器內氧化劑和燃料共存，還要頻繁動作，燃料側通過安裝橡膠圈來進一步加強密封性，由于橡膠材料與氧化劑長時間接觸更容易溶脹，故氧化劑一側未安裝橡膠圈。

系統試車過程中，氣動增壓器未發生泄漏，泛塞的密封性能良好，泛塞可以應用于類似活動部件的密封。

3.1.2 參數匹配

系統試車氣動增壓器工作曲線與氣動增壓器液流試驗曲線相比(圖4)，在液路進口壓力相近的情況下，氧化劑路和燃料路的輸出壓力略有差異：系統試車時氧化劑壓力略高于燃料壓力，液流試驗燃料路壓力高于氧化劑路壓力。

通過分析，氣動增壓器工作過程中，作用在氣體活塞、推進劑活塞上的力滿足力平衡公式[4]：

(1)

在增壓氦氣壓力和推進劑進口壓力確定的情況下，氧化劑和燃料出口壓力直接與下游發動機有關，并且滿足發動機入口壓力條件：氣動增壓器推進劑出口壓力等于燃燒室壓力與氣動增壓器出口到推力室噴注器出口各組件壓降之和[6]。

po2=pc+∑Δpoi

(2)

pf2=pc+∑Δpfi

(3)

氣動增壓器液流試驗時，利用節流孔板模擬發動機入口壓力。發動機頭部氧化劑路實際流阻比液流試驗設計值偏大，燃料路實際流阻比液流試驗設計值偏小。結合連續方程，通過計算，從理論上證明了試車結果和液流試驗結果的差異是正常的[7-8]。

通過分析得到以下結論：根據發動機進口條件，氣動增壓器會通過活塞力平衡關系自動調節氧化劑和燃料出口壓力，適應發動機氧、燃進口壓力條件，系統混合比基本保持不變。

3.2 壓力波動抑制技術

氣動增壓器工作過程中，活塞往復運動，導致輸出推進劑的壓力呈現周期性波動。

氣動增壓發動機系統設計時，在氣動增壓器下游設置阻尼器，利用阻尼器內部膜盒結構以及控制氣體的緩沖作用，有效抑制輸出推進劑的壓力波動，保證發動機穩定燃燒。

通過試驗驗證，氣動增壓器液路出口安裝的阻尼器大大降低了推進劑壓力波動幅度(進口壓力波動幅度為20%，出口壓力波動幅度減小到5%)，可以滿足發動機穩定燃燒的條件。因此，利用阻尼器來抑制推進劑壓力波動的方案合理可行。

3.3 高性能軌控發動機技術

軌控發動機既要保證能夠高性能穩定燃燒，又要能夠實現多次可靠工作。

高性能軌控發動機主要技術方案為：

1)采用離心式噴嘴，促進推進劑混合；

2)身部為兩種組元冷卻；

3)兩種組元邊區冷卻；

4)采用隔板裝置抑制燃燒不穩定；

5)發動機燃燒室圓柱段外壁設置螺旋槽道結構的熱交換器，利用燃燒室壁溫加熱氦氣后給氣動增壓器供氣，一方面起到冷卻壁溫的作用，另一方面減少了氦氣的消耗量。

通過系統試車對發動機性能進行了驗證，發動機主要工作特性如下：

1)發動機起動壓力峰較小

發動機起動初始階段，進入發動機的推進劑從初始入口壓力1.5～1.6 MPa升高至額定入口壓力4.9～5.1 MPa，起到一定的緩沖作用，發動機起動壓力峰較小(發動機單機試車起動壓力峰達到156.4%)。

2)發動機起動響應較快

發動機的開機響應時間(從發出開機指令到達到額定推力90%的時間)為0.24～0.35 s(見圖5)；關機響應時間(從發出關機指令到達到額定推力10%的時間)為0.43～0.6 s(見圖6)，由于燃料路閥門延遲關閉，冷卻液膜處的燃料與殘余氧化劑繼續燃燒，使關機響應時間變長。

3)發動機可多次起動

系統試車過程中，發動機連續工作11次，燃燒穩定，比沖性能達到320 s。

目前，需要執行變軌任務的空間飛行器推進系統主要采用擠壓式系統(如嫦娥-3飛行器)和泵壓式系統(渦輪泵增壓，如運載火箭YZ-1上面級)。擠壓式系統軌控發動機可以多次起動工作，但發動機燃燒室壓力較低，相比高室壓發動機，相同推力條件下一般需要通過增大噴管面積比等方式實現；泵壓式系統室壓較高，但受到渦輪泵起動次數限制，軌控發動機一般只能工作有限次數。

因此，氣動增壓發動機具備高室壓、多次起動能力，對于有多次變軌任務需求的空間飛行器，如多星發射上面級、衛星助推級等，具有一定的應用前景。

3.4 姿軌控推進劑統一管理

通過對氣動增壓發動機系統熱試車壓力數據進行分析，氣動增壓器的推進劑進口壓力與目前空間推進系統中常用的低室壓姿控發動機的進口壓力接近，通過合理設計系統壓力，推進劑從貯箱下游分兩路：一路進入氣動增壓器，增壓后供給軌控發動機，另一路直接供給姿控發動機，從而實現推進系統姿軌控推進劑的統一管理。

具備姿軌控推進劑統一管理能力的氣動增壓空間推進系統，相比目前YZ-1上面級等空間飛行器的姿控推進系統和軌控推進系統獨立設計方案在系統重量、體積、復雜程度等方面有一定優勢。

4 后續開展工作

通過對氣動增壓器液流試驗和系統試車后產品進行分解，氣動增壓器活塞的動密封結構存在一定程度的磨損。

氣動增壓器內推進劑活塞采用泛塞動密封結構，泛塞在軸上高頻率往復滑動，會造成磨損，隨著時間的積累，可能發生泛塞損壞并導致推進劑泄露。因此，進一步加強泛塞結構密封設計是發動機系統長壽命工作的重要攻關方向。

5 結論

氣動增壓空間推進系統試驗結果表明：氣動增壓空間推進系統可以在低貯箱壓力下達到較高的燃燒室壓力、具有多次起動的能力，并且可以實現姿軌控推進劑統一管理。得以驗證的相關技術和設計思想可用于其他空間推進系統的研制，為飛行器動力系統提供了一種新的雙組元推進系統選擇方案。

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Experimental study on pneumatic pressurization space propulsion system and its correlation technology

LIU Feng1， 2， SHEN Zhishuai1， 2， WANG Bo1， 2， CAO Wei1， 2， CHEN Jian1， 2

(1. Shanghai Institute of Space Propulsion， Shanghai 201112， China； 2.Shanghai Engineering Research Center of Space Engine， Shanghai 201112， China)

The scheme and composition of the pneumatic pressurization space propulsion system are introduced. Experimental study on the new pneumatic pressurization liquid rocket engine technology is carried out. The test results and system performance related to the pneumatic pressurization space propulsion are analyzed emphatically. The results show that the pneumatic pressurization space propulsion system has the advantages of multiple start and high chamber pressure. The correlation technology was verified.

pneumatic pressurization；liquid rocket engine；propulsion system；ground test

2016-08-05；

2017-03-19

上海市科學技術委員會資助項目(13DZ2250600)

劉鋒(1971—)，男，研究員，研究領域為液體火箭發動機系統設計

V430-34

A

1672-9374(2017)06-0038-06

(編輯：陳紅霞)