基于AMESim平臺的氫氧火箭發(fā)動機啟動過程仿真研究

王弘亞，張衛(wèi)紅

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基于AMESim平臺的氫氧火箭發(fā)動機啟動過程仿真研究

王弘亞，張衛(wèi)紅

（北京航天動力研究所，北京，100076）

根據(jù)模塊化建模仿真的思想，采用AMESim軟件中的二次開發(fā)平臺AMESet開發(fā)了氫氧火箭發(fā)動機動態(tài)仿真模型庫，建立了氫氧火箭發(fā)動機啟動過程動態(tài)仿真模型。使用該模型對某型氫氧火箭發(fā)動機進行啟動仿真，仿真結果表明：仿真結果與實際試車數(shù)據(jù)符合得很好，驗證了該模型的準確性。

氫氧火箭發(fā)動機；啟動過程；動態(tài)仿真

0 引 言

液體火箭發(fā)動機在啟動過程中，從初始狀態(tài)過渡到主級工況，所有工作參數(shù)均在很短時間內發(fā)生較大變化，過程復雜。通常采用的泵壓式系統(tǒng)發(fā)動機，其啟動時間延續(xù)約0.1~3 s。在此期間，液體火箭發(fā)動機燃燒室表壓從0上升到MPa或10 MPa量級，流量從0增加到10~100 kg/s量級，燃氣溫度達到103K量級，渦輪泵轉速從0增加到104r/min量級[1]。由此可見，這是一個狀態(tài)參數(shù)急劇變化的瞬態(tài)過程。實踐證明，大多數(shù)液體火箭發(fā)動機故障發(fā)生在啟動階段，所以啟動過程可靠性在很大程度上決定著整個發(fā)動機的可靠性。

由于啟動過程的重要性和復雜性，在發(fā)動機研制過程中開展啟動過程仿真研究是必要的。國內外多款發(fā)動機在研制初期便開展了啟動瞬態(tài)仿真研究[2]，對試車和后續(xù)研制提供了重要指導。本文以某型氫氧火箭發(fā)動機為研究對象，采用AMESim仿真軟件及其二次開發(fā)平臺AMESet，自主開發(fā)了氫氧火箭發(fā)動機動態(tài)仿真模型庫，建立該型發(fā)動機系統(tǒng)仿真模型并對啟動過程進行仿真。

1 發(fā)動機系統(tǒng)

圖1是某氫氧火箭發(fā)動機系統(tǒng)示意。

圖1 氫氧發(fā)動機系統(tǒng)示意

該發(fā)動機采用燃氣發(fā)生器循環(huán)，外能源啟動方式。液氫/液氧推進劑分別經(jīng)過渦輪泵增壓輸送至推力室和燃氣發(fā)生器。發(fā)動機啟動時，火藥啟動器首先開始工作，其產(chǎn)生的高溫燃氣推動渦輪泵起旋，隨后燃氣發(fā)生器點火，發(fā)動機工況進一步爬升，逐漸過渡至主級工況。發(fā)動機啟動過程主要依靠各主閥、副控閥的打開時序進行開環(huán)控制，因此啟動時序的制定是否合理對于發(fā)動機啟動過程尤為重要。

2 主要組件動力學模型

2.1 液體管路模型

不同于常規(guī)推進劑，液氫密度隨溫度變化較明顯，尤其在再生冷卻通道內液氫實際上為超臨界流動，實際密度變化很大，因此采用不可壓縮流簡化模型會帶來很大誤差。文獻[3]提出了一種分段有限元可壓縮流管道模型，該模型適用于任意可壓縮流體管道，包括液體管道與氣體管道。

對與管道內流動的一般可壓縮流體，假設如下：

a）管流的任意截面上，壓強、密度、溫度、速度等是均勻的，即沿徑向均勻分布；

b）壁面摩擦取準穩(wěn)態(tài)摩擦公式進行描述；

c）忽略管流中的軸向熱傳導，只考慮徑向熱流。

基于以上假設，采用交叉有限元格式[3]，根據(jù)質量、能量和動量守恒方程，邊界處設定為迎風格式，可得到每個分段單元的如下守恒方程。

質量守恒方程為：

能量守恒方程：

其中，

動量守恒方程為：

其中，

式（2）為能量方程，不能直接解算出壓力。對于氣體管道，若在馬赫數(shù)不大的情況下，氣體可近似視為理想氣體，利用內能與氣體狀態(tài)參數(shù)的關系，理想氣體狀態(tài)方程為

由式（7）可解算出壓力。但對于一般可壓縮液體，則需要根據(jù)流體物性擬合得到如下內能關系式：

2.2 渦輪泵組件模型

泵的水力特性一般通過水試試驗確定。工程上水試工況范圍一般為額定工況的70%~120%，將水試得到的穩(wěn)態(tài)點數(shù)據(jù)進行擬合，得到的曲線即泵的穩(wěn)態(tài)特性曲線。該特性曲線能夠滿足啟動過程中低工況計算的要求。因此，采用穩(wěn)態(tài)關系式近似描述渦輪泵的啟動特性是可行的。

對于采用燃氣發(fā)生器循環(huán)的常規(guī)液體火箭發(fā)動機，由于推進劑的密度、溫度變化很小，可近似認為泵后密度、溫度與泵前一致。但是對于液氫，這樣處理將帶來較大誤差[3]。文獻[4]給出了一種修正泵后密度、溫度的方法，本文采用該方法對氫泵后密度進行修正。

2.3 熱力組件模型

發(fā)動機系統(tǒng)中燃氣發(fā)生器、推力室均為熱力組件。對于燃氣發(fā)生器及推力室的燃燒區(qū)，可忽略燃燒時滯，根據(jù)質量、能量守恒方程、燃氣狀態(tài)方程可得到如下燃燒區(qū)狀態(tài)方程：

推力室燃氣流動和再生冷卻通道采用分段模型。冷卻劑流動和燃氣流動均采用2.1節(jié)中可壓縮流體的管道模型。

推力室內壁采用近似一維導熱模型：

冷卻劑側對流換熱系數(shù)采用文獻[5]給出的單相對流換熱系數(shù)修正公式，并考慮冷卻通道肋效應：

燃氣側對流換熱采用巴茲（Bartz）給出的半經(jīng)驗公式[6]，考慮了密度修正項和粘性修正項，即：

3 仿真模型驗證

采用建立的氫氧發(fā)動機啟動過程仿真模型，對某型發(fā)動機進行啟動計算。該發(fā)動機啟動時，首先推力室在氫、氧貯箱壓力下點火；然后火藥啟動器開始工作，推動氫、氧渦輪泵起旋并爬升到一定工況。火藥啟動器工作即將結束時，氫、氧副系統(tǒng)閥門打開，燃氣發(fā)生器點火，產(chǎn)生的高溫燃氣進一步推高渦輪泵工況，整個發(fā)動機系統(tǒng)最終爬升到主級工況。

根據(jù)實際控制時序對該發(fā)動機啟動過程進行仿真，仿真時間為3 s。仿真未考慮冷卻通道的預冷過程，將泵入口壓力作為發(fā)動機入口壓力。取氫、氧主閥同時打開的時刻為仿真起始時刻，0.1 s時推力室點火，1.05 s時燃氣發(fā)生器點火。將所得結果與試車數(shù)據(jù)進行了對比，如圖2至圖7所示。

圖2 燃氣發(fā)生器壓力

圖3 推力室壓力

圖4 推力室氫噴注器頭腔壓力

由圖2可知，火藥啟動器開始工作后，燃氣發(fā)生器建立1 MPa左右的室壓。火藥啟動器工作末段，推力室室壓仿真值比試驗值略低，主要是仿真給定的低壓燃燒效率與實際相比偏低，從而導致仿真得到的此時推力室氫、氧噴注器頭腔壓力較試驗值偏低。在主級爬升段，燃氣發(fā)生器室壓有一小波動，這是火藥啟動器停止工作造成的。

圖5 推力室氧噴注器頭腔壓力

從圖5可知，仿真的發(fā)動機啟動速度比實際快，主要原因是由于仿真時對燃燒模型進行了簡化，未考慮燃燒時滯，同時渦輪低工況工作時實際效率要低于理論效率，針對上述問題，可以通過修正低工況燃燒性能及渦輪性能得到解決。

圖6 氫泵后壓力

圖7 氧泵后壓力

由圖6、圖7可知，泵后壓力曲線與試驗曲線基本一致，說明采用泵的穩(wěn)態(tài)揚程和效率曲線近似描述泵啟動過程可行。在火藥啟動器工作段，由于仿真得到推力室室壓略低，造成氫、氧泵后壓力均略低于試驗值。

4 結 論

采用AMESim仿真軟件的二次開發(fā)平臺AMESet建立了氫氧發(fā)動機仿真模型庫。該模型庫采用通用化、模塊化、圖形化的思想構建，直觀易用，適用于不同型號發(fā)動機的動態(tài)仿真計算。采用該仿真庫對某氫氧發(fā)動機啟動過程進行了仿真計算。對比仿真與試車結果，發(fā)現(xiàn)仿真得到動態(tài)結果基本符合實際發(fā)動機啟動過程，驗證了所建立模型的準確性，可以為發(fā)動機研制提供參考。

[1] 曹泰岳. 火箭發(fā)動機動力學[M]. 長沙: 國防科技大學出版社, 2004.

[2] Binder M. An RL10A-3-3A rocket engine model using the rocket engine transient simulator(ROCETS) software[R]. NASA Contractor Report 190786,1995.

[3] Taylor M F. Applications of variable property heat-transfer and friction equations to rocket nozzle coolant passages and comparison with nuclear rocket test results [R]. AIAA70-0661, 1970.

[4] 張育林, 劉昆, 程謀森. 液體火箭發(fā)動機動力學理論與應用[M]. 北京:科學出版社, 2005.

[5] 付永領, 祁曉野. AMESim系統(tǒng)建模和仿真: 從入門到精通[M]. 北京:北京航空航天大學出版社, 2006.

[6] 白曉瑞. 液體火箭推進系統(tǒng)動態(tài)特性仿真研究[D]. 長沙: 國防科學技術大學, 2008.

Research on Simulation of Start-up Process ofLOX/LH2Rocket Engine Based on AMESim

Wang Hong-ya, Zhang Wei-hong

(Beijing Aerospace Propulsion Institute, Beijing, 100076)

Accorded to the modular modeling method, a dynamic simulation module library is developed by using AMESet, which is an advanced developing tool of AMESim. The simulation system for the start-up process of LOX/LH2rocket engine is developed and used in a rocket engine. The simulation result matched with the experiment result very well, thus validated the accuracy of the simulation model.

LOX/LH2rocket engine; Start-up process; Dynamic simulation

1004-7182(2017)06-0028-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20170607

V434

A

2016-05-01；

2017-10-15

王弘亞（1990-），男，助理工程師，主要研究方向為液體火箭發(fā)動機系統(tǒng)設計