發動機起動加速性計算參數響應特性

趙萬明，史 超，唐云龍

(西安航天動力試驗技術研究所，陜西 西安 710100)

0 引言

液體火箭發動機起動加速性是運載火箭起動同步性精確控制的一個重要指標?；鸺l動機起動加速性由地面試驗測量的參數計算獲得，但發動機地面試驗系統的推力架結構形式、發動機及推進劑供應管路的安裝方式、入口壓力大小、管路流體特性、起動時序、控制信號與測量系統的時間同步性及測量參數的濾波特性等因素對計算發動機起動加速性的測量參數動態響應特性有影響，最終影響計算結果的準確性[1-5]。同一臺發動機在不同的試驗系統進行試驗獲得的起動加速性結果不同，特別是大型液體火箭發動機試驗系統試驗用推力、轉速、燃燒室壓力等不同參數計算的發動機加速性有一定的差異。這就要求對試驗系統推力架結構、測量參數的濾波特性、用什么參數計算加速性準確可信等進行研究，綜合分析各種影響因素，獲得準確、可靠的計算結果。本文重點分析大型液體火箭發動機在現有試驗系統進行試驗后，用不同參數計算發動機起動加速性的結果差異的主要原因。

1 起動加速性

液體火箭發動機的起動加速性是指，從發動機起動指令的0 s開始計時，主要性能參數達到額定工況值的90%所用的時間(t90)。大型液體火箭發動機一般用推力或轉速測量值計算起動加速性，小型發動機一般用燃燒室壓力(少數用推力)計算起動加速性[6]。計算發動機實際額定工況值時，不同的發動機計算方法有所不同。一般發動機設計的額定工況僅是參考值，必須通過試驗獲得實際額定工況。性能穩定的同型號發動機可以取發動機額定工況多次試驗的統計平均值。目前最常用的方法是：取本次試驗額定工況某時間段的平均值(如某型號發動機取前穩定段4～60 s的平均值)。

2 測量系統

液體火箭發動機的起動加速性通常用推力、轉速及燃燒室壓力(或噴前壓力)3種參數中1個或2個參數計算。加速性計算時要求測量參數的時間基準(0 s)統一，參數動態響應與測量準確性、采樣速率等滿足計算要求。

2.1 推力測量系統

液體火箭發動機試驗推力測量系統主要由試車架、力源加載裝置和測量系統組成。試車架主要由定架、動架、預緊力裝置及彈性約束件等組成。典型的大型液體火箭發動機垂直試車架結構形式如圖1所示。其中，定架安裝在試車臺土建基礎上，動架和發動機連接，測量傳感器安裝在動架和定架之間。動、定架力分界面有彈性約束件和水平波紋管。彈性約束件垂直于推力軸線，并能承受一定的橫向力。動架、彈性約束件、波紋管組成的動架系統一般要求99%以上的被測推力傳遞到測量傳感器上[1-2]。預緊力裝置的作用是拉起動架及發動機，保證測量傳感器預先受到一定預緊力。試驗前通過力源加載裝置和基準力傳感器，對推力測量傳感器進行原位校準[7]。

圖1 大型垂直式發動機試車架Fig.1 Large vertical thrust frame of engine test

測量系統主要由測量傳感器、傳輸電纜、信號調理器、數據采集裝置及數據處理分析裝置等組成，如圖2所示。其中，信號調理器對測量傳感器輸出的信號進行濾波、放大、隔離，數據采集裝置對調理后的信號進行采集與處理。

圖2 推力參數測量原理框圖Fig.2 Principle diagram of the thrust measurement system

2.2 壓力測量系統

壓力測量系統由壓力傳感器、傳輸電纜、信號調理器、數據采集裝置及數據處理分析裝置等組成。壓力傳感器通過測壓導管或直接安裝在被測位置，一般力源校準裝置將基準壓力傳感器和壓力加載裝置集成在一起[8]，在試驗現場用力源校準裝置對測量壓力傳感器進行現場校準后安裝于被測位置。發動機自帶的壓力傳感器一般用傳感器的計量校準數據，在現場傳感器連接處或數據采集裝置輸入端用標準電壓源加載，進行等效電校準。

2.3 轉速測量系統

轉速測量系統主要由轉速傳感器、傳輸電纜、信號調理器及數據采集處理裝置等組成，如圖3所示。轉速傳感器輸出的是頻率信號，信號波形為不規則的近似正弦波。轉速參數測量的關鍵是信號調理及抗干擾技術[9-14]，信號調理的主要作用是：濾波、放大、整形、隔離、信號匹配、硬件分頻及F-V變換等。

圖3 轉速信號調理器原理框圖Fig.3 Principle diagram of rotating speed signal converter

3 不同參數計算結果分析

3.1 測量數據分析

目前大型液體火箭發動機試驗起動加速性用轉速或推力測量值進行計算，軌姿控發動機用燃燒室壓力或推力計算?？刂坪蜏y量系統設置統一的起動計時基準，所有測量參數基準0 s和關機時刻都是統一的。從發動機工作機理分析，只要試驗系統滿足發動機起動的時序、入口壓力、溫度等條件，起動加速性由發動機自身性能所決定，與試驗系統無關。但由于試驗系統的結構和計算參數不同，雖然發動機起動過程推力、燃燒室壓力、轉速密切相關[12]，但計算的實際結果不盡相同。同一臺發動機用不同參數計算結果有一定差異，同一臺發動機在不同的試驗系統進行試驗，加速性計算值也有一定的差異。大型發動機的差異比軌姿控發動機的差異更大一些。差異較大時對研究發動機的起動特性產生一定影響。表1統計了某型號發動機在同一試驗臺試驗時，推力、噴前壓力、渦輪轉速3個參數在發動機起動時測量值開始變化時刻，用推力計算的起動加速性和壓力、轉速分別計算的加速性數值之差。

表1 不同參數變化時刻與加速性差異

由表1數據可以看出，同型號發動機在同一試驗臺試驗計算的發動機起動加速性數值，轉速最快，推力最慢。轉速平均比推力計算的加速性快0.25 s，比噴前壓力快0.12 s。噴前壓力平均比推力快0.13 s。表1用不同參數計算發動機起動加速性差異的原因主要有兩個方面：一是大型發動機試驗系統龐大的推力測量機架結構及推進劑供應管路連接形式等綜合因素影響推力參數響應慢；壓力參數安裝的測壓導管對動態響應有一定影響(傳感器直接安裝時，無此因素)[8]。第二是測量系統對不同測量參數配置的信號調理器濾波特性的影響。轉速采用絕對法直接測量，起動瞬間只需克服渦輪轉子的慣性，信號僅受到調理器的濾波特性和門檻電平的影響，起動過程比推力和壓力參數響應快。發動機起動的0 s時刻統一，在采樣速率相同的條件下，圖4所示發動機起動時推力比轉速數值發生變化約晚0.32 s。噴前壓力參數和推力參數在采樣速率和信號調理器的濾波特性一致的條件下，圖5所示發動機起動時推力比噴前壓力晚0.2 s。

圖4 推力和轉速參數起動過程曲線Fig.4 Starting curve of thrust and rotating speed

圖5 推力和噴前壓力參數起動過程曲線Fig.5 Starting curve of thrust and pressure infront of the nozzle

對推力參數響應慢的因素進行分析。發動機起動時，圖4和圖5反映的是同一個型號在某大型試驗系統兩次試驗推力參數起動情況，從推力起動曲線可以看出振蕩頻率約為3.7 Hz，說明推力動架結構質量較大。圖1所示的垂直式推力動架采用杠桿-砝碼結構形式，振動模型較復雜，但可簡化為一個典型的二階系統，固有頻率。

(1)

式中：m為動架總等效質量，kg；k為動架總等效剛度, N/m；f為動架固有頻率，Hz。

圖1所示的某發動機試驗系統動架總質量約m=50 800 kg，f=3.7 Hz，可以推算出動架的總等效剛度k=2.742×107 N/m。如果動架總等效質量m減小到25 400 kg和12 700 kg ，則動架的系統振動頻率f提高到5.2 Hz和7.4 Hz，說明減小動架結構質量，提高了動態響應性能。圖6用試驗獲得的實際推力進行激勵，仿真不同動架等效質量的系統響應延遲情況。仿真結果證明推力架越重，固有頻率越低，響應越慢，振幅越小[10]。

圖6 等效質量與推力系統響應的關系Fig.6 Response relation between the equivalent mass and thrust

液體火箭發動機試驗中，受被測點位置及環境條件影響，多數壓力參數通過測壓導管測量壓力。某大型液體火箭發動機噴前壓力安裝了6～7 m長的測壓導管，導管中充填了隔離液，但靠近發動機安裝位置約0.3～0.4 m管內不充填隔離液，發動機起動時噴前壓力達到8～10 MPa，實測和理論計算結果證明噴前壓力有一定延遲[8-11]。轉速傳感器直接安裝在渦輪泵殼體上，不存在安裝狀態影響動態性能的因素。

上述討論的發動機加速性從快到慢依次為轉速、噴前壓力、推力。但有些小型發動機試驗起動時，推力開始反應比較遲緩，一定時間后發生突變，如圖7所示。加速性t10時相差0.51 s，到t90時相差僅有0.11 s。從t10到t90逐步變化情況如表2所示。有些小型發動機試驗系統采用水平式試車架質量較小，燃燒室壓力安裝了不充填隔離液的較長測壓導管，起動時推力及t90均比室壓反應快，如圖8所示。說明研究發動機起動加速性時，應針對特定的試驗系統和同型號發動機進行分析研究。

圖7 推力和轉速參數起動過程曲線Fig.7 Starting curve of thrust and rotating speed

單位：s

圖8 推力和燃燒室壓力參數起動過程曲線Fig.8 Starting curve of thrust and combustion chamber pressure

3.2 信號調理器的濾波特性

影響測量參數動態響應的另一個因素是測量系統電性能。電性能主要包括傳感器頻響、信號調理器的濾波器(含采集裝置)頻響兩方面。采集裝置和信號調理器分離時，應單獨分析各自的頻響特性。上述研究的大型試驗系統用標準電壓源對太平洋6000采集裝置加載階躍電壓信號(將前置的調理器濾波頻率設置為直通)，響應時間t90=0.3～0.4 ms。推力傳感器的型號是GKCY15-1A，量程500 kN，頻響500 Hz，用砝碼瞬間加載，t90=2.0～2.3 ms。壓力傳感器型號是YB1D，量程15 MPa，頻響1.5 kHz，用落錘法加載，t90=0.7～0.9 ms。由上述分析看，采集裝置和傳感器的動態響應在分析大型液體火箭發動機起動加速性時，影響因素可以忽略，主要分析信號調理器濾波特性的影響。

轉速(頻率型參數)和推力、壓力(電壓型參數)配置的信號調理器不同，濾波特性的差異對被測參數的動態響應產生了一定影響。以配置信號調理器的美國太平洋公司6000采集系統為例，說明信號調理器的濾波特性對參數動態響應影響程度。6000采集系統為電壓型參數配置了6035采集板卡[13]。傳感器輸出電信號經過兩個VCVS二階有源濾低通波器后，再進入采集裝置。有源濾低通波器前并聯了直通開關，可以將濾波器旁路，滿足高頻響應的特殊要求。6035采集板前端配置了巴特沃斯(Butterworth)四階低通濾波電路(兩個二階的Sallen-Key低通濾波電路串聯)。6000采集系統為頻率型參數配置了6048采集板[13]。該板卡每個通道預留一個一階濾波器用于降噪，但出廠時未連接該濾波器。如果直接用6048測量轉速參數，則開機和關機延時在轉速參數上可以忽略。由于6048采集卡要求的輸入信號是100 mV～100 V的過零信號，液體火箭發動機試驗中部分轉速傳感器和渦輪流量計輸出信號的幅值小于100 mV，有的轉速信號幅值僅4 mV。一般在信號進入6048前研制了多功能信號調理器，原理如圖3所示[9]，調理器中對測量有延時作用的主要是前端低通RC濾波器。通過仿真[10]，太平洋公司6000采集系統配置的6035采集板設置10 Hz濾波器與直通相差約70 ms，如圖9所示。試驗現場用階躍信號對6035板濾波器進行測試，將采樣速率提高到2 000點/秒，6035采集板仍然10 Hz濾波，現場加載結果如圖10 所示，帶濾波器的信號比直通的信號晚72 ms，驗證了仿真結果的正確性。由于6048板前設計了多功能信號調理器，經現場試驗驗證6035采集通道實際比6048采集通道延時40～50 ms，統計某型號發動機噴前壓力起動峰值比轉速起動峰值晚40～58 ms，平均值約48 ms。試驗結果證明，測量參數時間基準統一的前提下，不同測量參數信號調理器(濾波器)引起的測量延時應在數據處理環節進行修正，確保不同參數在同一時刻的測量值反映發動機的固有特性。如太平洋6000采集系統采集的推力和壓力參數數據處理時，時間坐標應相對于轉速參數提前40～50 ms左右。實際工作中，標準低通濾波的延遲時間[15]

(2)

式中：Tτ為延時時間，s；fc為截止頻率，Hz ；n為濾波器階數。

圖9 階躍信號輸入仿真Fig.9 Simulation of step signal input

圖10 6035濾波器延時測試Fig.10 The delayed measurement of the 6035 filter

濾波器的結構不同，對參數測量的延時時間也不同，一般通過加載階躍信號獲得準確的延時時間。所以，不同的采集裝置及信號調理器對測量參數引起的延時客觀存在，但不相同，必須通過實際測試，才能獲得相應的準確延遲時間，只有對測量系統引起的各參數測量時間延遲修正后，進行數據分析和加速性計算，提供的試驗數據才準確可信。

4 結論

1)大型液體火箭發動機的起動加速性計算時，要綜合分析不同的參數和不同的試驗系統結構形式，試驗系統的試車架響應特性、傳感器的安裝狀態及測量系統的電性能特性需通過實際試驗和仿真獲得。用轉速、推力或推力室壓力進行計算，結果有一定差異。由于試驗系統的機械結構不影響轉速參數的測量動態響應特性，且轉速參數配置的濾波器對響應特性的影響比推力、壓力參數小，轉速參數計算的加速性值最快，真實反映發動機的固有起動特性。

2)推力較小(如6～50 kN)的泵壓式發動機試驗由于試車架質量小，測壓導管較短，用轉速、推力或推力室壓力計算起動加速性時試驗系統結構的影響較??；擠壓式軌姿控發動機試車架更小，室壓傳感器測壓導管長度一般要求小于100 mm，考慮信號調理器的濾波器特性因素后，用推力或燃燒室壓力計算的起動加速性結果基本一致，一般用燃燒室壓力計算加速性。

3)用不同參數計算和分析發動機起動加速性時，各參數配置不同信號調理器的濾波器引起的響應滯后應通過實際測試獲得具體準確值，并在數據處理環節消除，保證計算參數的初始響應特性一致。