液氧煤油運載火箭伺服機構液動機能源系統設計與仿真

陳克勤，楊 帥，趙守軍，景光輝，趙迎鑫

（1.北京精密機電控制設備研究所，北京，100076；2.火箭軍駐長征航天控制工程公司軍代室，北京，100076）

0 引言

伺服機構是運載火箭的支撐性關鍵技術，新型無毒無污染中型運載火箭采用1200 kN液氧煤油發動機[1]，伺服機構采用引流發動機高壓煤油驅動液動機的創新能源方案[2]，不同于采用引流發動機高壓煤油直接驅動作動器的方案[3,4]，實現了伺服機構內部液壓系統與發動機燃料系統的徹底隔離，接口簡單、清晰，使用維護方便[5]。

伺服機構設計繼承整體化自足式設計傳統，伺服能源是必須首先解決的技術，并與發動機關系密切[6]。液動機能源系統由液動機、電機、液壓泵、超越離合器、油箱、蓄能器等組件構成，與伺服作動器集成設計。地面測試工況，由地面電源供電，電機帶動液壓泵工作。飛行工況，引流發動機高壓煤油，液動機帶動液壓泵工作，火箭起飛時，可自動切換。蓄能器和油箱主要用于儲能，提供最大速度時所需峰值流量[7]。

運載火箭發動機尾段安裝空間狹小，對伺服機構結構和質量要求苛刻，蓄能器和油箱設計參數對產品結構尺寸和功重比影響較大。此外能源系統工作介質為液壓油和氮氣，受工作溫域（-40～135℃）影響較大，在低溫、高溫、高壓和蓄能器氣體泄漏等各種極限工況下均需保證為伺服作動器提供可靠液壓能源。本文通過建立液壓能源和伺服作動器聯合仿真模型，以及各極限工況下蓄能器、油箱工作狀態轉移模型，提出一種液動機能源系統參數優化設計方法，實現了中國新型中型液氧煤油運載火箭伺服機構的高功重比設計。

1 系統方案

液動機能源系統與伺服作動器集成結構如圖1所示，工作原理如圖2所示。

液動機能源系統與伺服作動器采用同軸布局，其中液動機、電機、液壓泵同軸安裝，與蓄能器、油箱平行布置，安裝固定在蓄能器表面，實現伺服能源的高度集成設計。

液動機核心是一個恒量柱塞泵，其上集成了高壓油濾和低壓油濾，用于過濾發動機流出的高壓煤油和返回發動機的低壓煤油。調速閥用于保證引流流量穩定和恒定轉速輸出。

電機安裝于液動機與液壓泵之間，采用同軸布局，由地面電源驅動器驅動，采用無傳感器矢量控制方式。

液壓泵將地面和飛行工作模式集成一體。地面測試工況，工作在小流量輸出工作模式，由電機驅動。當火箭起飛時，發動機點火，液動機引流發動機高壓煤油驅動高速旋轉，驅動同軸液壓泵工作在大流量輸出工作模式。

超越離合器安裝設置在液動機和電機之間，有“嚙合”與“脫開”兩種工作狀態。地面測試時，電機驅動液壓泵工作，離合器靜止，處于“脫開”狀態。飛行工況，發動機點火，液動機開始帶動離合器高速旋轉，離合器處于“嚙合”狀態，進而驅動液壓泵旋轉，產生液壓能源。

油箱與蓄能器采用自增壓集成設計方案，自增壓機構小端和大端活塞分別位于蓄能器高壓和油箱低壓油液內部，保持油箱低壓，防止液壓泵入口氣蝕。產品儲存時，蓄能器內高壓氣體亦作用于自增壓機構，使全系統油液維持低壓，便于橡膠密封件的長期密封效果，同時蓄能器還提供伺服作動器大動作時瞬時峰值流量。

圖1 液動機能源系統與伺服作動器集成結構Fig.1 Hydraulic Motor Driven Power System Assembly in the Servo-Mechanism

圖2 液動機能源系統和伺服作動器工作原理Fig.2 Working Principle of the Hydraulic Motor Driven Power System and the Servo Actuator

2 液動機液壓能源系統設計

液動機液壓能源系統為伺服作動器提供液壓動力，蓄能器是其中關鍵組件，主要用于儲能，為姿態控制中大動作提供瞬時峰值流量。典型工況蓄能器氣體狀態轉移如圖3所示。

圖3 典型工況蓄能器氣體狀態轉移Fig.3 State Transfer Diagram of the Accumulator under Typical Working Conditions

運載火箭飛行時，伺服機構快速動作，蓄能器內氣體狀態變化過程可按絕熱過程進行計算，蓄能器流量、壓力方程為[8]

式中 Pv0為蓄能器充氣壓力；V0為蓄能器充氣容積；P1為蓄能器最高工作壓力；V1為蓄能器不工作時有效充氣容積；P2為蓄能器最低工作壓力；V2為蓄能器工作時充氣容積；P3為蓄能器極限工作壓力；ΔVmax為蓄能器最大排油容積；n為常數，取1.4。

蓄能器計算的主要約束條件為：蓄能器最高工作壓力P1，取系統額定工作壓力；蓄能器最低工作壓力P2，取典型工作剖面輸入下的伺服機構需提供的最低工作壓力。

對式（1）進行微分，得到蓄能器動態微分方程：

式中 Qx為蓄能器輸出流量，當Qx≤0時，表示蓄能器排油、泄壓，當Qx＞0時，表示蓄能器吸油、充壓。

結合蓄能器工作特性，得到其動態數學模型。蓄能器輸出流量又可表達為對液壓泵輸出流量的補充，滿足作動器負載流量和系統泄漏量的需求，數學模型為

式中 Qp為液動機能源系統輸出流量，當飛行工況時，Qp為液動機驅動液壓泵大流量輸出流量，當地面測試工況時，Qp為電機驅動液壓泵小流量輸出流量；QL為伺服作動器的負載流量；Q0為系統泄露流量。

根據蓄能器動態數學模型，與帶載條件下的伺服作動器控制模型[9]相結合，建立液動機能源系統和伺服作動器聯合仿真模型，如圖4所示。

圖4 液壓能源和伺服作動器聯合仿真模型Fig.4 The Simulation Model Combining the Hydraulic Power and the Servo Actuator

對飛行、地面測試工況下伺服機構各種速度剖面、擺角剖面進行仿真分析，典型速度剖面如圖5所示。

液動機能源系統需滿足各種工況下使用需求，仿真計算可得到系統額定工作壓力，液壓泵轉速、排量，液動機引流壓力、流量、排量，電機轉速、扭矩等動力組件設計參數，如表1所示。同時根據典型速度、擺角剖面下蓄能器排油容積曲線，可確定蓄能器最小排油容積，如圖6所示。

圖5 典型速度剖面曲線Fig.5 The Profile of Typical Velocity

表1 液動機能源系統主要參數Tab.1 Main Parameters of the Hydraulic Driven Motor Power System

圖6 蓄能器排油容積曲線Fig.6 The Oil Discharge Volume of Accumulator

3 蓄能器設計

蓄能器設計需要確定一個結構參數和一個操作參數，分別為充氣容積和充氣壓力。

地面測試工況，電機帶動液壓泵小排量工作，能源流量小，建壓時間長，一般長達10 s，蓄能器氣體在起機建壓過程可等效為等溫過程。飛行工況，液動機帶動液壓泵大排量工作，能源流量大，建壓時間短，一般1～2 s，則可等效為絕熱過程。在常溫20℃、低溫-40℃、高溫135℃時，飛行工況蓄能器氣體狀態轉移關系如圖7所示。在工作溫域內，蓄能器均須保證有效排油容積大于最小排油容積。

圖7 飛行工況蓄能器氣體狀態轉移Fig.7 The State Transfer Diagram of the Accumulator in Flight

常溫20℃工況下蓄能器氣體工作狀態間轉移關系數學描述如下：

天上工況：

地面測試工況：

式中 ΔV為蓄能器有效排油容積。

低溫-40℃、高溫135℃工況下蓄能器氣體工作狀態間轉移關系數學描述與20℃工況相同。

對于一個給定的Pv0、V0集合中的每個參數，依據式（5）～（10）描述的氣體工作狀態間轉移關系，分別計算得到低溫-40℃、常溫20℃、高溫135℃時天上和地面測試工況下所有狀態數值解，并依據下式

進行判斷，可確定蓄能器參數：?V0>?Vr（11）?V?40>?Vr（12）?V135>?Vr（13）

式中 ΔV-40為低溫工況蓄能器有效排油容積；ΔV135為高溫工況蓄能器有效排油容積。

依據傳統設計方法確定蓄能器充氣壓力和充氣容積的參數范圍，取蓄能器充氣壓力Pv0為9～15 MPa，間隔0.2 MPa，蓄能器充氣容積V0為2～4 L，間隔 0.05 L，Pv0、V0構成了31×41種參數組合，依據不同工況下蓄能器工作狀態間轉移模型，計算得到滿足最小排油容積的充氣壓力和最大容積的參數有效解集合，如圖8所示。

圖8 蓄能器參數有效解集合曲線Fig.8 The Valid Solution Set of Accumulator Design Parameters

采用基于參數有效解圖形的數值尋優方法，保證蓄能器容積最小、充氣壓力最低且允許±1 MPa的操作誤差，可確定蓄能器充氣容積V0為2.8 L，充氣壓力Pv0為(12±1)MPa。

4 油箱設計

伺服機構油箱設計主要在于確定油箱容積和初始加注油面。伺服機構工作及儲存過程中，以及在溫度、壓力及油液泄露等因素影響下，油箱均需保持合適的油面。

油箱極限工作狀態如圖9所示。其中蓄能器活動容積占總容積的50%～60%。當蓄能器完全漏氣失效時，進入蓄能器油液取總容積的60%。

圖9 油箱極限工作狀態Fig.9 Tank Limit Working Condition

油箱各極限工作狀態參數關系數學描述如下：

式中Vy為系統總油量容積；Vx為油箱有效容積；Vs為系統除油箱外油量容積；?V1為油箱受冷收縮容積；?V2為油箱受熱膨脹容積；?Vp為油液壓縮容積；?V3為蓄能器漏氣時進入的油液容積；ρ?40為-40℃油液密度；ρ20為20℃油液密度；ρ135為135℃油液密度；β為油液彈性模量；d為油箱加注油面高度百分比；d1為油箱受冷收縮時油面高度百分比；d2為油箱受熱膨脹時油面高度百分比。

伺服機構工作過程中，油箱油面應為油箱有效容積的10%～90%。取油箱有效容積Vx為3～4 L，間隔0.05 L，油箱加注油面高度百分比為65%～85%；蓄能器充氣容積V0為2.8～3.8 L，間隔0.05 L；Vx、d、V0構成了21×21×21種參數組合，依據油箱各極限工作狀態轉移模型，計算得到滿足工作要求的油箱有效容積、油箱加注油面、蓄能器充氣容積參數有效解集合，如圖10所示。

圖10 油箱參數有效解集合Fig.10 The Valid Solution Set of Reservoir Design Parameters

采用基于參數有效解圖形的數值尋優方法，保證油箱有效容積最小、加注油面高度百分比允許±5%的操作誤差，可確定油箱有效容積xV為3.5 L，加注油面高度百分比為(75±5)%。

5 結論

本文提出了一種液動機引流式伺服機構的能源系統優化設計方法，建立了液壓能源和伺服作動器聯合仿真模型、蓄能器極限工作溫度范圍內工作狀態轉移模型、油箱極限工況工作狀態轉移模型，通過計算可得到能源系統設計參數，滿足伺服機構各種極限工況下的應用需求，實現了伺服機構的高功重比設計，已應用于中國新型液氧煤油運載火箭伺服機構，經驗證設計結果與工程數據吻合，可推廣應用。