低溫推進劑深度過冷加注技術研究及對運載火箭性能影響分析

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(1.北京宇航系統工程研究所,北京 100076；2. 北京航天發射技術研究所, 北京 100076)

0 引言

對于采用液氫、液氧等低溫推進劑的運載火箭，低溫推進劑的加注方案非常重要，低溫推進劑制備及加注技術對于貯箱和發動機預冷、過熱層不可用量、貯箱增壓壓力需求等均具有明顯的影響。低于液氮溫度(環境壓力條件下)的液氧深度過冷技術使得流體過冷裝置成為滿足未來單級入軌和可重復使用運載火箭需求的關鍵技術之一[1-2]。由于過冷推進劑密度升高，即需要將更多質量的低溫推進劑加注入限定容積的貯箱內，因此，可提高結構效率，降低運載火箭的總體尺寸和結構質量，有效提升火箭運載效率。據NASA格倫研究中心(GRC)測算，過冷液氫和過冷液氧的密度可分別提升8%和10%，能夠有效降低運載火箭起飛質量。

國內外低溫火箭液氧貯箱大多采用了部分過冷加注，例如我國現役CZ-3A系列、CZ-5、CZ-6、CZ-7等火箭，美國的土星V、俄羅斯安加拉、歐洲阿里安火箭均在射前采用液氧過冷補加技術[3-5]。Falcon9火箭為提高運載能力，采用了全程低于液氮溫度的過冷氧加注方案，大幅提高了加注質量，提高運載能力[6]。

1 國內外發展現狀

NASA格倫研究中心(GRC)在20世紀90年代初為美國國家空間飛機項目開展了液態氫和固態氫各占50%質量含量的漿氫(SLH2)批生產和測試技術研究工作。采用蒸發冷卻技術制造了約3m3批量的質量含量為50%的漿氫。GRC的推進劑過冷單元原理如圖1所示。該系統由一個低溫換熱器、一個壓縮機和一個循環泵組成。為將液氫過冷到輸出溫度降為15K，熱交換器的冷端為0.008MPa大氣壓下的飽和液氫，這提供了14.1K的熱沉。液氧過冷到66.7K采用0.017MPa、65K的飽和液氮。因此，利用壓縮機組將壓力降低于環境壓力，液體池將被強迫沸騰達到一個較低溫度以制造與推進劑在換熱器熱端流動相反的熱沉效果。壓縮機設計用于將低壓沸騰氣體排入大氣環境壓力下的排放系統中。

圖1 推進劑過冷(制冷)單元原理圖Fig.1 Supercooling propellant loading system

圖2為蘇聯能源-暴風雪號[7]液氫過冷加注系統。液氫加注系統中的液氫冷卻采用蒸汽引射法，即把150m3的兩個冷卻器內的液氫蒸汽引射出去，冷卻器內裝有氫-氫熱交換器。引射泵使液氫在冷卻器、火箭貯箱組成的環路內循環，這股主動流在0.2MPa壓力下使液氫在近2km長的回路內循環起來。10個氮氣(作為主動流)引射器在初始加注時使氫降溫至18.5K，保溫時進一步降溫至16.5K，氫蒸汽與氮氣混合物沿內徑600mm的管路進入燃燒池。

圖2 能源號液氫加注系統原理圖Fig.2 Liquid hydrogen propellant loading system of Energia rocket

圖3為暴風雪號飛船液氧加注系統，液氧系統的液氧可深度冷卻到56K。氧加系統采用氫冷卻氧方案(用氦作為中間熱媒)，其中低溫氫氣來自液氫冷卻器射流泵排出的氫氣。氦先在15MPa壓力下循環，在氦-氧熱交換器里被“溫”液氧加熱后升入氦-氫熱交換器，冷卻后經另一條路線下降。自然循環回路共8m。最終，暴風雪號的氧箱順利地實現了56K的恒溫。在回路內氦的高壓保證了它的安全性，因為氫無論如何都不能進入氧。此外，回路內還可保持大量的熱媒方便傳熱。

圖3 暴風雪號液氧加注系統Fig.3 Liquid oxygen propellant loading system of the space shuttle Buran

我國運載火箭液氧箱一般使用液氮作為冷卻劑進行液氧過冷，如圖4所示。一般液氧在-7h階段進行加注，加注后過熱液氧通過長時間停放蒸發吸熱降低液氧溫度。約于射前-30min，液氧開始進行過冷補加。補加液氧溫度一般小于84K。補加推進劑量一般占推進劑總加注量的20%～40%。我國火箭液氫加注一般不采用過冷加注技術，通常通過加注后的蒸發吸熱方式，使液氫降至當地飽和溫度。

圖4 我國某型號液氧加注液路系統原理Fig.4 A liquid oxygen propellant loading system of China launch vehicle

目前大規模采用全過冷加注技術的為Falcon9火箭。Falcon9火箭是二級火箭，火箭高70m，直徑為3.66m，起飛質量為549.054t。兩級火箭均使用經過過冷化的液氧和航天煤油，其中一級采用9臺Merlin 1D發動機，二級采用1臺Merlin 1D真空發動機。因為一級箭體重復使用，使得其運載能力有所降低，面對更大的載荷發射需求，運載能力吃緊，Falcon9火箭就在-1.5h通過將煤油溫度降低至266K(冰點約236K )、液氧降低至66K(常壓下飽和溫度為90.18K，冰點為54K)的方法,在不改變火箭外形尺寸的前提下，增加推進劑加注量，并通過提升發動機推力，最終使得其運載能力提升10%以上[6]。

2 過冷加注對火箭性能影響分析

2.1 降低低溫貯箱增壓壓力要求

一般低溫發動機要求增壓輸送系統提供高于推進劑飽和蒸汽壓力(Ps)以上一定值的泵入口壓力需求，以保證泵凈正抽吸壓頭[7]。以某型火箭低溫發動機為例，要求氧泵最低入口壓力不低于泵入口液氧溫度飽和蒸汽壓(Ps)+0.13MPa[8]。表1為液氧溫度和飽和蒸汽壓的對應關系，液氧的飽和蒸汽壓隨液氧溫度降低而降低。例如77K液氧比91K液氧飽和蒸汽壓力低0.088MPa，即表明滿足發動機入口壓力要求所需貯箱增壓壓力可降低約0.088MPa。由于增壓氣體進入低溫貯箱后，增壓氣體與貯箱壁面及低溫推進劑換熱，箱內增壓氣體絕大部分為低溫狀態，呈現明顯的溫度分層。圖5為采用400K高溫氧氣對某液氧貯箱增壓試驗獲得的箱內氣體溫度沿貯箱軸向變化曲線。根據圖5計算獲得箱內單位體積增壓氣體的平均溫度約為180K。180K/0.162MPa氣氧與180K/0.25MPa氣氧密度比較見表2。經計算獲得，對應100m3容積液氧貯箱氣枕，采用過冷氧加注降低發動機入口壓力需求，貯箱增壓壓力由0.25MPa降至0.162MPa，可減少增壓氣體用量約為191kg，減質效果影響明顯。

表1 液氧飽和蒸汽壓隨液氧溫度的變化

圖5 某3350mm直徑貯箱自生增壓試驗獲得箱內氣體溫度沿貯箱軸向分布Fig.5 Temperature distribution along tank axis of ullage gas

溫度/K壓力/MPa密度/(kg/m3)1800.2505.40191800.1623.4874

2.2 液氧密度升高降低貯箱結構容積

由于過冷液氧密度較常規液氧高，對應相同液氧加注質量要求，貯箱容積可相應減少，如表3所示。以114100kg液氧加注質量為例，加注常規液氧，貯箱容積需求為100m3，加注77K液氧時貯箱容積需求為94.39m3。這對于直徑為3350mm的貯箱，可減少約0.637m殼段長度，實現貯箱減重約90kg。

表3 不同狀態液氧密度比較

2.3 貯箱壓力降低后貯箱壁厚減薄

對于硬殼式貯箱，貯箱壁厚主要由貯箱氣枕壓力與貯箱載荷決定。假設氣枕壓力為決定因素，則按氣枕壓力pj計算獲得貯箱壁厚，然后校核貯箱對軸壓的適應性。按最大氣枕壓力確定的貯箱壁厚公式如下

(1)

式中，t為貯箱壁厚，pj為設計內壓，R為殼段半徑，[σ]t為材料在使用溫度下的設計許用強度。

由式(1)可見，對于內壓設計條件，貯箱壁厚與貯箱內壓成正比例關系。若采用過冷加注，則發動機入口壓力要求降低，可相應降低貯箱箱壓要求，即降低貯箱壁厚要求。假設液氧溫度由91K降為77K，貯箱最大設計壓力由0.25MPa降低至0.162MPa(相差0.088MPa)。則深度過冷氧加注后，貯箱前底、后底等純內壓設計部段在加工工藝滿足的情況下，壁厚極限情況下可減少約35.2%。

2.4 提高對發動機預冷適應性

推進劑的溫度對發動機的工作和性能參數有影響。當溫度過高，可能不滿足泵入口溫度和壓力條件，導致泵汽蝕；溫度偏差過大，可造成發動機性能偏差過大。發動機啟動過程，如發動機未充分預冷，易造成發動機內兩相狀態，造成啟動流量不穩定，發動機泵負載不穩定等問題，所以低溫發動機啟動過程對推進劑的溫度范圍有嚴格限制。

我國新一代運載火箭的液氧煤油發動機氧系統及液氫液氧發動機氧系統較多采用了循環預冷方案，見圖6。循環預冷的顯著特點為：低溫推進劑自箱底經過輸送管、發動機泵、預冷回流管最終回流到貯箱。推進劑流動過程中因漏熱溫度上升，同時攜帶走發動機漏熱。管路系統及發動機漏熱一定的條件下，如箱底部分推進劑采用過冷加注，則可降低氧系統整體推進劑溫度，提高發動機預冷裕度[9]。

圖6 循環預冷示意圖Fig.6 Circulation precooling system

圖7為某型火箭采用液氧過冷加注后，發動機泵出口液氧溫度變化圖。初始階段使用常規液氧加注，雖循環預冷有效保持了泵出口溫度維持在較低水平，但自然循環預冷狀態，未達到發動機起動條件。射前-30min開始加注約82K過冷液氧后，發動機泵出口溫度迅速下降，在點火前泵出口溫度降至起動條件以下，滿足發動機點火條件。

2.5 提高推進劑整體品質和發射適應性

液體運載火箭貯箱中低溫推進劑熱分層現象是由于外界熱量經過貯箱壁面后引發貯箱近壁區域內推進劑密度發生變化而在浮力作用下的自然對流所形成。在此過程中，熱的推進劑經近壁邊界層內的流動而傳輸到推進劑液體表面形成一層溫度相對較高的區域，即過熱層，如圖8所示。

圖7 發動機泵出口液氧溫度變化圖Fig.7 Temperature variation of liquid oxygen pump exit

圖8 液體火箭貯箱低溫推進劑熱分層Fig.8 Temperature distribution inside the cryogenic liquid tank

熱分層對于液體火箭的影響主要有3個方面：1)過熱的推進劑進入發動機可能導致發動機的泵發生汽蝕而不能正常工作，這部分的過熱推進劑在總體設計中屬于不可用部分。2)液體表面溫度的增加，將促進貯箱內壓力的升高，這對于使用液氫的系統尤為明顯。使用過冷推進劑加注技術，可減少過熱層量，一定程度增加推進劑利用率或總體的推進劑安全余量。3)由于加注管路及箭上的漏熱傳入貯箱的熱量將被過冷液氧吸收，較采用不過冷加注方案可一定程度降低液氧的蒸發量并提高推遲發射不泄出推進劑時的推進劑品質。針對此特點，在彈道設計中，需要預先考慮推進劑溫度升高后的范圍，避免由于溫度上升較多造成的加注推進劑劑量不足問題。

2.6 有利于縮短發射流程

由于液氧加注過程，需要通過擠壓或泵壓的方式，將推進劑擠入貯箱，在加注過程中，泵、加注管、貯箱等的熱容及漏熱都會使推進劑溫度大幅上升。為保證飛行過程中推進劑的溫度，一般采用加注后蒸發吸熱的方式，降低推進劑溫度。按照現有我國型號采用的大流量飽和溫度加注+停放+過冷補加的經驗，停放3h以上可將推進劑溫度降至飽和蒸汽溫度附近。采用過冷推進劑方案可解決加注流程過長、操作環節過多的問題，一般可將氧加注時間由射前-7h延后到約射前-1.5h，有利于實現射前加注無人值守。

3 過冷推進劑加注關鍵技術

3.1 深度過冷推進劑的制備及存儲技術

國內現有低溫加注系統中，液氧過冷補加采用常規液氮作為冷源，由于在1.01325×105Pa下液氮的飽和溫度約為77.3K，因此液氮過冷器出口液氧的極限溫度為77.3K。為了對液氧進行更低溫度深度過冷，可采用液氫、液氦或液氧、液氮抽空減壓方式獲得深度過冷冷源。另外，首次降溫循環后，除開展地面小流量循環外，應優化設計地面低溫貯罐的絕熱結構，降低貯罐漏熱損失，減小過冷液氧儲存期內過冷度的變化。目前，國內無液氧深度過冷制備及存儲技術可借鑒參考，因此深度過冷推進劑的制備及存儲技術作為深度過冷液氧加注技術中的一項關鍵技術需開展攻關。

3.2 過冷氧大流量加注技術及安全性控制

若要實現液氧深度過冷加注，需要以盡快的時間、盡短的管路完成液氧加注，減少低溫推進劑在加注過程的漏熱溫升，即需要在目前工程水平上，提高加注速度。加注速度提高導致加注流阻增加，管路內氣液兩相流震蕩的可能性增加、泄漏的風險增大，對加注管路和加注設備的調整增大。另外，貯箱絕熱層冷變形更嚴重，另外加注速度過大導致加注量后效增大，推進劑溢出的風險均需要重點考慮。因此全程過冷氧大流量加注需要密切關注安全性風險，應該將此內容作為關鍵技術進行攻關。

3.3 低溫兩相流體劇烈摻混狀態下過冷氧加注停放過程精確仿真預示技術

過冷氧加注進貯箱后，在外界環境的作用下將出現溫度升高。如何準確預示停放階段液氧的回溫速率，對于點火前推進劑溫度、貯箱初始氣枕容積及運載能力的評估具有重要影響，而回溫速率的精確預示需要準確的建模和仿真預示技術，加注后低溫流體摻混、氣液兩相流、低溫推進劑與貯箱和外界傳熱將顯著影響建模和預示的準確率。需要開展廣泛的試驗及數值分析，準確預估貯箱內推進劑溫度變化。另外，需要通過低溫推進劑加注后的溫度變化規律預估，準確評估火箭的推遲發射能力。

3.4 使用過冷推進劑對發動機性能影響分析

采用過冷推進劑的火箭發動機性能分析是發動機設計優化研究工作的關鍵環節，也是提高過冷推進劑技術成熟度的內在需求。推進劑溫度降低密度提高后，將影響發動機渦輪泵揚程，影響噴管冷卻效率，影響推進劑霧化效果等，需要開展相關專題研究，以確定推進劑過冷后對發動機性能影響。

4 深度過冷加注技術方案設計

4.1 加注總體方案設計

經過分析，擬采用發射日過冷推進劑提前制備，制備后小流量循環保溫，臨射前集中大流量加注的方式，實現液氧深度全過冷加注。過冷氧加注系統擬采用圖9所示方案。主要組成部分包括：過冷液氧貯罐、加注泵、液氮過冷器、液氮罐、抽空減壓系統(壓縮機或引射器抽空)等。液氧加注及制備流程如下：1)液氧全過冷加注開始時間為T0；2)深度過冷液氧開始制備時間：-24h(以起飛時間為0s)；3)抽空減壓系統啟動，根據設定值將液氮過冷器氮腔內壓力抽空至環境壓力以下，通過液氮沸騰吸熱將液氮深度降溫(例如真空度為38kPa(絕壓)時，液氮飽和溫度可由常壓下77.3K降至70K)。4)啟動地面儲罐液氧制冷循環，液氧從貯箱底部流出經過過冷器降溫后返回原貯箱或其他貯箱。在地面進行小流量過冷循環，維持液氧過冷度，直到T0；5)T0～起飛前5min，貯存在液氧貯罐內的深度過冷氧不經過過冷器，直接加注進箭。6)推遲發射造成推進劑溫度升高后，可4h內完成液氧泄出并重新加注，按照兩發任務需求量進行過冷氧制備。7)預估-24h開始液氧制備，射前-1.5h開始貯箱及發動機預冷，-1h開始大流量加注，-5min加注結束。

圖9 深度過冷氧加注系統原理圖Fig.9 Supercooling propellant loading system design

4.2 過冷推進劑加注設計及仿真技術

采用Gambit 2.4和Ansys 13.0建立網格和進行數值計算，采用軸對稱模型，數值模型如圖10所示，計算模型采用非穩態層流模型，采用VOF兩相流模型，加入液氧-氣氧的蒸發相變模型。貯箱上底和下底均采用絕熱邊界條件，筒段采用第三類邊界條件，出口邊界條件為壓力出口邊界條件，壓力為零表壓，加入重力影響，方向沿軸向方向，氣氧采用理想氣體模型。

圖10 數值模型示意圖Fig.10 Numerical simulation set up

液氧溫度場隨時間變化如圖11所示，由圖11可以看出：1)遠離箱底處液氧溫度升高快，這是由于遠離箱底處的液氧距離氣枕近，受液氧自然對流影響導致其溫度上升快；2)停放3500s以后液氧溫度趨于穩定值，液氧溫度上升約2K；3)液氧溫度隨時間的變化具有大致的線性關系。

(a) 100s

(b) 500s

(c) 3500s

(d) 5000s圖11 液氧溫度場隨時間變化圖Fig.11 Liquid oxygen temperature distribution inside the cryogenic liquid tank

5 總結

作為提高運載能力與發射適應性的重要手段，本文詳細分析深度過冷加注國內外研究現狀、研制的關鍵技術與主要技術途徑。經分析顯示，深度過冷加注在運載能力提升、提高發動機預冷適應性、縮短加注發射流程等方面均有明顯作用。實現深度過冷推進劑加注需要突破深度過冷推進劑制備及存儲、大流量加注技術及安全性控制、低溫兩相換熱數值仿真、過冷推進劑對發動機性能影響等關鍵技術。本文初步設計了深度過冷氧加注的主要技術方案，后續可進一步開展仿真及試驗驗證。

由于Falcon9火箭目前已經實現了全貯箱深度過冷加注，證實了該系統的可行性，經過一定的技術積累，后續全貯箱深度過冷加注技術可全面應用于我國低溫運載火箭的加注流程中。