航天飛行器增壓輸送系統試驗平臺設計與研究

楊 波 馮立杰 曹 忠 邱 凱 趙 賽 張 偉 孫曉亮 毛旦平

航天飛行器增壓輸送系統試驗平臺設計與研究

楊 波 馮立杰 曹 忠 邱 凱 趙 賽 張 偉 孫曉亮 毛旦平

（上海航天精密機械研究所，上海 201600）

針對航天飛行器燃油加注效率低，加注過程安全隱患大的特點，搭建了一套燃油加注排擠試驗平臺，可實現多模式燃油加注、燃油排擠自動化、關鍵過程參數可視化。試驗證明該平臺設計方案可行、設計合理，滿足了試驗需求，為后續開展聯合全流程系統級試驗提供了工程基礎。

燃油加注；排擠；試驗平臺

1 引言

高超聲速航天飛行器是世界軍事強國爭相發展和研究的熱點，集成了航空、航天領域先進前沿技術，具有突防能力強、速度快、作戰效能大、響應時間短、作戰距離遠等諸多特點。20世紀50年代以來，美國、俄羅斯等軍事強國相繼研制了X-43A、X-43B、彩虹D2等高超聲速飛行器[1]。

我國在高超聲速飛行器研究方面起步較晚，前期研究集中在超燃沖壓發動機基礎概念和燃燒理論。增壓輸送系統作為超燃沖壓發動機的動力分系統，是航天飛行器的重要組成部分，控制燃料按照一定的壓力、流量從貯箱輸送到發動機燃燒室，其性能直接影響航天飛行器的動力發揮效率[2～4]。

在地面模擬試驗中，航天飛行器燃油增壓輸送系統貯箱內需要加注一定質量的燃料，并要求按照特定的排擠速度輸送到發動機中。由于貯箱內部結構復雜，外形尺寸大，且燃油加注具有一定的危險性，對加注方式、加注安全性提出了比較苛刻的要求。為提高燃油加注效率、操作安全性，結合實際需要，本文擬搭建一套燃油加注排擠試驗平臺，開展燃油加注、燃油排擠試驗驗證工作。

2 試驗平臺需求分析

某航天飛行器以航空煤油為燃料，采用擠壓式燃油增壓輸送方式，貯箱內設計有環形油囊，油囊與發動機直接相連。正常工作過程中，貯箱油囊內的燃油在氣枕壓力的作用下，按照一定的壓力、流量進入發動機燃燒室。增壓輸送系統涉及燃油加注、定量排擠、關鍵參數監控等功能需求。同時增壓輸送系統含有35MPa的壓力容器氣瓶以及易燃易爆燃料，試驗過程中的安全性設計對平臺設計提出了更加苛刻的要求。

為提高加注排擠質量和效率，采用抽真空加注、高點放氣加注與定壓力排擠相結合的方式，首次加注為抽真空加注，最大限度排除了空氣雜質帶來的燃油污染，高點放氣加注保證貯箱在豎直狀態下滿量加注。定壓力排擠方式與貯箱油囊配合，有利于排擠過程燃油平穩輸出。

綜合分析，燃油增壓輸送系統加注排擠試驗平臺需具備以下功能：

a. 實時顯示燃油加注質量；

b. 具備提供100Pa以下的抽真空的能力；

c. 具備氣動壓力燃油加注、排擠功能，氣動壓力可調；

d. 能夠實現燃油管路自清洗，清洗壓力可調；

e. 能夠提供高壓氮氣，給貯箱氣瓶循環充氣；

f. 燃油排擠流量既可手動控制，也可遠程通信控制；

g. 氣瓶中氮氣壓力、溫度，貯箱進氣壓力、貯箱排油壓力、貯箱排油流量能夠可視化、參數化；

h. 能夠實現燃油排擠時序控制。

3 試驗平臺設計與實現

3.1 總體設計

根據應用對象特性、試驗平臺功能需求，對試驗平臺開展了模塊化設計，如圖1所示，可分為加注系統、排油系統、檢測與控制系統。其中加注系統實現抽真空加注、高點放氣加注以及供氣接口和燃油稱重，排油系統實現燃油的定流量控制，檢測與控制系統用于燃油排擠過程時序控制，過程參數監控與處理。

圖1 試驗平臺模塊化示意圖

三個子系統與貯箱本體及內部管路構成了完整的增壓輸送系統燃油排擠試驗系統，其管路連接總體框架見圖2。輸入側配氣臺通過金屬軟管、手動閥門與加注罐、加油機、液控箱、機身艙連接，輸出側機身艙通過流量計、調節式手動球閥、調節式電動球閥、氣動球閥與回收容器連接，輸入輸出部分構成了加注排擠管路主回路。管路中間各關鍵部位安裝了壓力傳感器、溫度傳感器、流量傳感器等狀態感知智能部件，檢測與控制系統采集智能部件的信息進行篩選處理。

圖2 燃油增壓輸送系統加注排擠試驗平臺總體連接圖

3.2 加注供氣系統設計

加注供氣系統集配氣臺、加注罐、加油機、抽真空機、過濾器、手動閥門于一體，實現供氣、加注罐補油、油量定量加注、貯箱抽真空，滿足抽真空加注、高點放氣加注需求。抽真空機、加油機、過濾器、手動閥門均選用標準產品。配氣臺、加注罐則根據功能需要進行了定制化設計。

加注供氣系統工作原理：抽真空加注時，貯箱水平放置，抽真空機持續工作，將油囊、貯箱內的空氣抽至100Pa以下，然后打開加注供氣閥門，利用壓差，將加注罐內的煤油輸送至油囊內，同時讀取電子秤的數值，控制加注燃油的質量；高點放氣加注時，貯箱翻轉為豎直狀態，加注口在下方，打開供氣閥門持續加壓，直到回收容器內溢出煤油，貯箱加滿。

3.2.1 配氣臺設計

配氣臺是試驗平臺重要的組成部分，其為加注、排擠、充氣、除雜質提供不同壓力的氮氣。通過需求分析，配氣臺需提供0～35MPa、0～1MPa可調的高低組合氮氣，設計配氣臺的氣路原理：外接氣源通過增壓泵、空氣泵的增壓穩壓介入配氣臺內部，經空氣過濾器、截止閥、減壓器，最終輸出0～1MPa的低壓氣。氣路傳輸過程設置高壓氣、中壓氣分支輸出，并配有壓力顯示表，實時顯示各路氣壓值。

3.2.2 加注罐設計

加注罐是煤油存貯和中轉加注的壓力容器，其結構集成了罐體、升降機構、電子秤、閥門如圖3所示。電子秤用于記錄和顯示加注燃油的質量，升降機構用于加注罐的頂升控制，方便電子秤移動。罐體設計為上下圓弧面，中間圓柱體，此結構承壓能力強，排油殘留小。罐體上表面設置4路閥門，分別連接氣路加注、燃油加注/轉注、排氣、壓力表連通管路。

圖3 加注罐示意圖

3.3 定量排擠管路系統設計

定量排油系統包含主排油管路、特性參數顯示儀表兩部分。主排油管路與貯箱油囊相連，控制排油量的大小，可模擬燃油增壓輸送系統輸入排油壓力與排油流量的線性關系。特性參數顯示儀表包括氣瓶壓力表、油囊排擠壓力表、排油輸出壓力表、燃油流量表，可直觀感知特性參數數值。

應遠程數據采集和安全試驗需要，本設計選用的壓力表均含有485通信接口，可采用總線控制方式，減少傳輸導線之間的電磁干擾，提高數據讀取可靠性同時燃油流量控制采用手動調節型球閥和電動調節型球閥兩種并聯控制方式。非振動環境下，采用手動球閥控制方式，人工讀取儀表數值。振動環境下，煤油排擠與高壓氣瓶均存在安全隱患，可通過電動球閥實現遠程控制，提高試驗的安全性。

3.4 監測與控制系統設計

監測與控制系統是試驗平臺人機交互最直接的體現，既能實時顯示關鍵部位參數變化，又能控制加注排擠系統試驗的參數動態調節，是試驗平臺順利運行的核心[5，6]。根據試驗平臺和加注排擠試驗的需求，檢測與控制系統總體架構如圖4所示。

圖4 檢測與控制系統架構圖

監測與控制系統由應用軟件、控制器硬件、采集儀表、閥門等構成。壓力變送器、流量變送器、溫度變送器等傳感部件采集貯箱的參數狀態，經控制器硬件模塊的信號放大、濾波、整形處理，應用軟件通過調用處理程序，以一定的圖形、曲線形式顯示出來。

3.4.1 采集儀表選型

采集儀表是系統監測狀態參數的主要途徑，主要包括壓力變送器、流量變送器、溫度變送器等。考慮到試驗數據傳輸穩定性、試驗安全性，儀表需選用帶有遠程通信功能的集成模塊，并且能夠適應煤油介質，具有耐腐蝕、防爆特性。3個壓力傳感器的的型號分別為BP8103G-0.5/35MPa、BP8103G-0.5/0.6MPa、BP8103G-0.5/0.6MPa，流量傳感器型號為LW-25D2M3SDSR，溫度傳感器選用貼片式熱電偶，儀表全部采用485通信接口，滿足了壓力0～35MPa、流量2L/s、溫度-40～80℃的范圍且遠程通信要求。

3.4.2 閥門選型

閥門是啟動排油氣源、調節增壓輸送流量的主要部件，是摸索排油特性的重要執行部件，其控制精度直接影響排油控制時序的選擇。本系統閥門包括電爆閥、氣動球閥、電動球閥。時序控制時，控制系統順序點爆電爆閥、氣動球閥，并以一定的加載形式控制電動球閥的開度，調節排油流量。

電爆閥與高壓氣瓶三通相連，能否可靠點爆是排油系統啟動的關鍵，本設計采用24V供電，點爆電流可達10A，保證電爆閥中的火工品能夠快速點爆。氣動球閥是排油出口的關鍵部件，本設計選用成熟產品XJ/Q02-23/32-DQ，24V供電，毫安級驅動電流，響應速度可達20ms。電動球閥是為滿足振動試驗條件下的安全操作而設置的，它具有防爆、抗震、耐腐蝕的特性，供電電壓24V，控制形式為485通信，抗干擾能力強。

3.4.3 控制器硬件選型

儀器儀表及閥門控制形式有485通信、數字I/O兩種。本系統選用成熟通信模塊、I/O模塊。

通信模塊選用MOXA公司通用串口通信模塊CP-118U-I模塊，它是一款智能型8口Universal PCI多串口卡，是為POS和ATM應用而設計的，可以用于工業自動化系統制造和系統集成上。可兼容任何主流操作系統，CP-118U-I的 8個RS-232/422/485串口的每個端口數據速率達921.6Kbps，提供全調制解調器控制信號，確保與外圍串口設備的兼容性。

I/O模塊選用PCI9054，可以輸出一定脈寬脈沖信號，并具有一定的驅動能力，用于驅動閥門，驅動閥門的信號采用OC方式輸出，通過上拉使電壓輸出到預定的電平；具有2路OC的輸出（每個閥門信號），一路為用作電爆閥信號（秒脈沖），一路為電磁閥信號，可以調節輸出的驅動脈沖的間隔脈寬，設置范圍為0.1～10s，精度優于1ms；

4 驗證與分析

4.1 加注試驗

試驗狀態：貯箱水平放置；試驗項目：抽真空自檢、抽真空加注。

4.1.1 抽真空自檢

a. 關閉K19、K16，打開K20、K21、K22，啟動真空泵對氣腔和液腔抽真空至100Pa以下，關閉K22，再關閉真空泵；

b. 保壓2h，觀察數顯儀，要求仍能夠維持100Pa以下，記錄抽真空時間。重復進行3次試驗。

4.1.2 抽真空加注

a. 打開閥門K16，打開配氣臺K11，向加注罐緩慢供氣0.05～0.08MPa；

b. 通過監測加注貯罐下電子秤質量變化，控制球閥K16的開度，初始加注流量為0.3kg/min，每間隔0.5分鐘將加注流量調大0.2～0.3kg/min，當加注流量達到2kg/min后，將加注貯罐壓力增大至0.12MPa，并將K16開度緩慢增大，使得加注流量為15～20kg/min；

c. 當電子秤減少質量為100kg時，將K16開度調小，使得加注流量為2kg/min；

d. 當電子秤減少質量為145kg時，將K16開度進一步調小，使得加注流量為0.3kg/min；

藏藥麻花秦艽醇提物對膠原誘導型關節炎模型小鼠滑膜組織中NF-κB p65表達的影響 ………………… 賈 娜等（15）：2082

e. 當電子秤減少質量為150kg時，停止加注，記錄此時電子秤數值及機身艙重量，關閉數據采集系統；

f. 關閉真空泵、閥門K22，停止氣腔抽真空，關閉配氣臺K11，停止擠壓加注罐；

g. 斷開與加注閥連接的管路，打開K19、K9、K15，通過配氣臺對加注管路進行吹除；

h. 當加注罐電子秤不再改變時，記錄此時電子秤數值，關閉K9停止吹除，并拆除抽真空設備。

4.1.3 試驗分析

如圖5所示，在三次加注試驗中，加注罐內的水均被配氣臺通過抽真空管路輸送到貯箱中，加注過程加注罐的質量變化平穩，無質量突變情況。這表明，配氣臺工作正常，加注管路氣密性、抽真空設計滿足設計要求，抽真空加注試驗方案可行。

圖5 燃油加注質量與時間關系圖

4.2 燃油排擠試驗

4.2.1 試驗步驟

a. 連接增壓單向閥，通過配氣臺定壓力（0.15MPa表壓）擠壓，同時打開氣動球閥，向回收容器中排擠燃油；

b. 排擠過程中，監測流量計，調整手動球閥，使得排放流量約0.27L/s，并此時標記手動球閥的位置；

c. 約2min后，調整手動球閥，使得排放流量約1.28L/s；

d. 約1min后，調整配氣臺壓力至0.1MPa（表壓），并調整手動球閥，使得排放流量約0.27L/s，直至排盡；

e. 排擠結束后，關閉氣動球閥，斷開與增壓單向閥連接管路，對機身艙稱重2，記錄回收容器增加重量3。

4.2.2 試驗分析

圖6 燃油排擠質量與時間關系圖

如圖6所示，在燃油排擠試驗中，貯箱油囊內的燃油在氣源定壓力作用下平穩排出，并且手動球閥的開度不同，燃油流量也跟隨變化。這表明，航天飛行器增壓輸送系統試驗平臺排油管路密封性滿足要求，定壓力排油功能符合設計要求，燃油排擠試驗平臺方案可行。

5 結束語

本文通過對某航天飛行器增壓輸送系統進行需求分析，設計并搭建了一套燃油加注排擠試驗平臺，在平臺基礎上開展了初步的試驗驗證，試驗結果表明：

a. 通過燃加注試驗、排擠試驗，不僅驗證了硬件平臺的功能和性能，也證實了試驗的設計的合理性。

b. 抽真空加注試驗、排擠試驗的首次驗證成功，為后續開展燃油增壓輸送系統的各階段試驗提供了工程經驗，具有一定的工程價值。

1 楊鐵柱. 高超聲速飛行器助推分離段優化設計與抗擾設計[D]. 哈爾濱：哈爾濱工業大學，2015

2 王文斌. 液體火箭增壓輸送系統動態特性仿真與分析[D]. 長沙：國防科學技術大學，2009

3 王天祥. 液氧增壓器擠壓加注輸送可行性試驗[J]. 導彈與航天運載技術，2012(5)：1～2

4 史劍峰. 火箭推進劑加注裝置優化設計與阻抗控制研究[D]. 哈爾濱：哈爾濱工業大學，2015

5 陳彗星. 運載火箭燃料加注泵監測平臺研究[J]. 兵工自動化，2017(36)：1～2

5 李慶. 基于LABVIEW的導彈燃油加注在線監測系統設計[D]. 北京：北京理工大學，2015

Design and Research of Test Platform About Pressure Conveying System of Aerospace Craft

Yang Bo Feng Lijie Cao Zhong Qiu Kai Zhao Sai Zhang Wei Sun Xiaoliang Mao Danping

(Shanghai Aerospace Precision Machinery Institute, Shanghai 201600)

Because of inefficient fuel injection and potential safety hazard, it is proposed to establish a fuel injection extrusion test platform, on which multi-mode fuel injection, automatic fuel extrusion, and visual parameter monitoring can be achieved. The test indicates that the platform is feasible and reasonable and meets the needs of the test. It provides the engineering foundation for the subsequent development of the joint full-process system-level test.

fuel injection；fuel extrusion；test platform

楊波（1988），工程師，電氣工程及自動化專業；研究方向：航天飛行器裝配工藝研究、非標自動化設備設計等。

2018-07-31