注氣式蓄壓器自由液面控制技術研究

馬方超，劉文川，陳牧野，徐珊珊，張立強

（1.北京宇航系統工程研究所，北京，100076；2.深低溫技術研究北京市重點實驗室，北京，100076）

0 引 言

縱向耦合振動（POGO）是指液體火箭結構系統與推進系統動特性相互耦合而產生的縱向不穩定低頻振動，因其振動形態與玩具“Pogo Stick”相似而得名[1]。發生POGO振動時，火箭結構與推進系統呈現動力學強耦合特征，當低頻模態越來越密集時，將造成運載火箭設計的“低頻災難”[2]。POGO振動屬于低頻振動，使運載器的安全性和可靠性受到了很大的威脅，可能造成運載火箭的有效載荷或結構受損，降低推進系統的性能，造成發動機異常關機，影響宇航員的生理狀態，甚至可能造成飛行失敗。因此，抑制POGO振動具有十分重要的意義。

典型的POGO振動所構成的閉合回路包括結構系統、管路系統和發動機系統等（也可以歸納為運載器結構和推進系統）的耦合，屬于系統動力學問題。當然，也有非典型的POGO振動現象，如縱橫扭耦合振動、局部振動等。目前液體火箭的POGO抑制方式主要通過在輸送系統管路上安裝蓄壓器，改變管路系統的固有頻率，使其與箭體結構的固有頻率錯開，同時利用其可變的管路容腔，降低管路內的壓力或者流量脈動。

工程上用于POGO抑制的蓄壓器，分為彈簧活塞式、貯氣式和注氣式3種方式，均屬于被動式防POGO裝置[3]。在美國早期的雙子座計劃中，大力神 II火箭的燃料系統采用了彈簧活塞式蓄壓器，通過彈簧活塞結構能夠緩沖來自管路系統的脈動壓力和沖擊作用[3]。貯氣式蓄壓器采用氣囊或金屬膜盒貯存氣體，充氣容腔能夠為管路系統提供柔性，同時實現氣體與推進劑的隔離。美國的大力神III燃料系統使用了囊式蓄壓器，氧化劑系統使用了金屬膜盒式蓄壓器[4]。美國的土星V一級采用在 F-1發動機的液氧供應管路前置閥中注入氦氣的方案來抑制 POGO振動[5]，是最早采用的注氣式蓄壓器原型。土星V二級采用在中心的J-2發動機氧泵前管路上安裝注氣式蓄壓器的方案抑制POGO振動[6]。航天飛機上的采用的蓄壓器方案是在其主發動機低壓氧泵和高壓氧泵之間安裝注氣式蓄壓器[7]。阿里安運載火箭上采用的注氣式蓄壓器能夠調節柔度和慣性[8]。阿瑞斯I、天頂號采用的注氣式蓄壓器方案中將多余的氣體排出箭外不會對發動機造成影響[9,10]。長征系列常規運載火箭采用貯氣式金屬膜盒蓄壓器[2]，其中長征二號 F運載火箭采用金屬膜盒變能蓄壓器。長征五號、長征七號運載火箭沿用了常規火箭貯氣式蓄壓器設計思路，研制出了低溫高壓金屬膜盒蓄壓器[2]。貯氣式蓄壓器結構簡單，飛行過程中不需要對蓄壓器進行操作，且貯存的氣體不會進入推進劑輸送系統，能有效抑制火箭POGO振動。

隨著中國運載火箭規模進一步加大，全箭頻率更低，與現役運載火箭相比需要的蓄壓器容積更大，為50～60 L，是現有金屬膜盒蓄壓器最大容積的9～11倍。經分析采用傳統金屬膜盒式蓄壓器所占的結構空間大，膜盒生產加工困難，焊縫數量多且難以檢測。注氣式蓄壓器可以較好地適應低溫環境，容積大，且工作壽命長，工藝性和維護性好。因此，有必要對注氣式蓄壓器方案及關鍵技術進行研究。

注氣式蓄壓器區別于傳統貯氣式蓄壓器的最大特點是存在液體自由界面，為了使蓄壓器滿足POGO抑制所需的氣枕容積和慣性，同時避免過量的氣體進入發動機，需要對注氣式蓄壓器自由液面進行控制。本文通過對注氣式蓄壓器自由液面控制技術方案進行研究，建立了注氣式蓄壓器AMEsim仿真計算模型，并搭建了試驗系統，通過仿真及地面試驗驗證了自由液面控制方案的正確性，可為注氣式蓄壓器的設計提供依據。

1 注氣式蓄壓器自由液面控制原理

注氣式蓄壓器的POGO抑制原理基于經典水擊理論[3]，是通過在輸送管路上旁通氣體容腔或向輸送管路內注入氣體，從而達到改變管路系統固有頻率，降低管路內脈動壓力的目的。與傳統的金屬膜盒式蓄壓器定能量值不同的是，注氣式蓄壓器需要對自由液面的位置進行控制，從而達到控制容積的目的。

氣體注入輸送管式蓄壓器（如圖1所示）是在推進劑輸送管路上旁通氣體容腔，推進劑通過慣性孔進入氣體容腔形成自由液面，并在蓄壓器上部容腔形成氣枕，為了維持所需的氣體容積，工作過程中有持續的氣體注入蓄壓器氣枕，通過溢流管可把蓄壓器氣枕內的氣體注入管路內，當管路中的推進劑含有氣泡時，能夠改變流體的可壓縮性，即改變水擊波速。當輸送管路內出現壓力脈動導致液面升高時，通過溢流管進入輸送管路的氣體減小，氣枕內壓力升高，使得液面下降，直至回到初始平衡位置。當管路內的壓力脈動導致液面降低時，通過溢流管進入輸送管路的氣體量增加，氣枕壓力下降，使得液面升高，直至回到初始平衡位置。因此，可保持一定的氣枕容積范圍，利用蓄壓器氣體容腔和進入管路的氣泡達到改變管路系統固有頻率和降低管路脈動壓力的目的。主要優點是液位通過潛管自行調節，控制方式簡單，進入輸送管的氣體也起到調節推進系統頻率的作用。缺點是含有氣泡的推進劑最終進入發動機，因此，必須保證注入的氣體不會對發動機泵造成影響，這就需要發動機開展注氣拉偏工況的地面試車進行驗證。

圖1 氣體注入輸送管式示意Fig.1 The Gas Entering Into Feedline

氣體排出式蓄壓器，如圖2所示，工作原理與氣體注入輸送管式基本相同，不同之處在于通過溢流管將蓄壓器氣枕內的氣體或者氣液混合物排出箭外，僅利用氣體容腔達到改變管路系統固有頻率和降低管路脈動壓力的目的。主要優點是蓄壓器內部過量的氣體排出箭體外，不會對發動機泵造成影響，避免了與發動機系統的耦合。缺點是增加了排氣排液閥門及管路，系統設計復雜，射前及飛行過程中有氣氧、液氧排出箭外，浪費了一定量的推進劑。

圖2 氣體排出式蓄壓器Fig.2 The Gas Exhausted Accumulator

上述兩種蓄壓器均是通過溢流管控制自由液面的高度，達到定容積的目的。另外也可采用液位傳感器反饋控制的方式控制氣枕容積。并可以達到主動調節容積的效果，如圖3所示。通過測量蓄壓器內液位的高度（設置多路冗余），并反饋給控制單元，當氣液界面高于設定的液位高度時，通過控制器發出控制信號，控制充氣電磁閥開啟充氣，使液面下降。當液面低于設定的液位高度時，控制電磁閥停止充氣，并同時控制電磁閥開啟排氣，使液面升高。優點是任務適應能力強，可根據需要實時反饋控制容積，通過調整軟件參數可滿足不同容積需求。注氣量按需控制，用氣量少。缺點是容積的控制精度受到低溫液位傳感器測量精度影響較大，系統復雜，電磁閥頻繁動作，系統容錯能力較差。

圖3 液位反饋式蓄壓器Fig.3 The Level Feedback Tyрe Accumulator

2 注氣式蓄壓器建模及分析

針對氣體排出式的蓄壓器，它是由與推進劑供應管路直接連通的液體部分和氣體容腔部分組成。分別考慮蓄壓器中的液體部分和氣體部分，建立其數學模型。

假定推進劑經慣性孔/連接通道流入蓄壓器，在流動方向上取微元控制體Adx，運用動量方程：

式中ρl為液體密度；u為液體流速；A為流路截面積；p為液體壓力；τ為液體與壁面間的摩擦應力；Π為濕周長；Ql為液體質量流量。

從蓄壓器入口到氣液界面，對x積分并在穩態附近進行線性化可得：

式中La為蓄壓器內液體的慣性；為液體阻力。

當蓄壓器入口出現壓力脈動時，認為蓄壓器的注氣量和排氣量還來不及發生改變，容腔內的氣體壓縮過程可以看成是等熵過程：

式中pg為氣枕壓力；Vg為氣枕體積；Mg為氣枕氣體的質量。

對式（5）進行微分，考慮氣枕體積和氣枕質量變化率與流量的關系：

整理可得：

式中Ca為蓄壓器柔度；為液體-氣體密度比；Qg1，Qg2分別為注氣質量流量和排氣質量流量。通過充入氣體到注氣式蓄壓器的氣枕，達到POGO抑制所需的柔度Ca和慣性La。

由公式（8）可知，隨著蓄壓器氣枕壓力的升高，注氣式蓄壓器和貯氣式蓄壓器的柔度都呈下降趨勢，注氣式蓄壓器柔度的減少量小于貯氣式蓄壓器柔度的減小量。這是因為注氣式蓄壓器與傳統的貯氣式蓄壓器相比，前者有維持氣枕容積的能力，在較高的入口壓力下，貯氣式蓄壓器氣枕容積被顯著壓縮，而注氣式蓄壓器氣枕容積基本不變。因此注氣式蓄壓器降低推進系統一階固有頻率的能力更強。

在此基礎上，采用AMEsim搭建注氣式蓄壓器系統仿真計算模型，對注氣式蓄壓器工作特性進行分析。建模過程中進行如下假設：a）考慮氣液界面的換熱，不考慮氣液界面傳質和液氧的汽化；b）假設蓄壓器氣枕內壓力溫度瞬時均勻，不考慮熱分層；c）假設蓄壓器外部絕熱，不考慮金屬壁面與外部換熱；d）排氣排液不考慮氣液兩相流狀態。

初始時刻蓄壓器氣枕容積為56 L，且要求蓄壓器容積在飛行中始終保持不小于 56 L，初始氣枕壓力0.67 MPa，與泵入口壓力相同，慣性孔面積占輸送管截面積 25%，初始狀態蓄壓器內液氧和氦氣占比分別為 50%，考慮蓄壓器氣枕充分換熱后，氣枕初始溫度為85 K，蓄壓器溢流管最大排氣流量為4.6 g/s。

當最大排氣流量確定后，假設充氣流量是恒定的，設置合適的充氣流量1～3 g/s，可以使蓄壓器的氣枕容積維持在56～58.2 L范圍內，如圖4所示。隨著注氣流量的增大，蓄壓器氣枕容積逐漸增大，充氣流量為5.6 g/s時，氣枕容積無法維持在平衡狀態，直至容積擴大至慣性孔位置，氣體進入輸送管。當減小充氣流量時，隨著泵入口壓力的升高，蓄壓器氣枕容積逐漸減小，在助推器分離時刻達到最小值約47 L，為額定容積的84%。

圖4 蓄壓器氣枕容積變化曲線Fig.4 The Volume of Accumulator

在助推器分離時刻，由于過載變化導致的泵入口壓力突然降低，導致蓄壓器氣枕容積擴大至80 L，為額定容積的143%。因此，需要確保此時蓄壓器液面位置高于慣性孔的位置，并留有足夠的余量，防止氣體進入輸送管路。不同充氣流量下，蓄壓器氣枕壓力相同，且蓄壓器氣枕壓力與泵入口壓力相同。因此，當泵入口壓力出現脈動時，利用蓄壓器氣枕的可壓縮性，可起到降低壓力脈動的作用。

考慮充氣溫度的影響，蓄壓器氣枕容積如圖5所示。在相同的流量下，充氣溫度分別為380 K、293 K和90 K氦氣，溫度越高對于氣枕的增壓能力越強，蓄壓器氣枕平均溫度越高，造成排氣的質量流量降低，排氣余量不足導致氣枕容積的增大，使維持在額定容積的時間變短。因此，需充入高溫氣體時需要考慮更大的排氣裕度。

圖5 充氣溫度對容積的影響Fig.5 Effect of Filled Gas Temрerature on Volume

3 注氣式蓄壓器系統試驗

根據注氣式蓄壓器的工作特性，上述理論分析過程中對模型進行了簡化，實際上溢流管口的流動狀態復雜，存在氣液兩相流動狀態，同時氣枕內部換熱過程復雜且氣氧的蒸發，實際上出口排出的是氦氣和氣氧的混合物，因此，實際中排氣口的設計應有更大的余量，這就需要通過試驗進行確定。驗證充氣和排氣流量的匹配性，驗證蓄壓器工作過程中保持額定氣枕容積和慣性的能力。注氣式蓄壓器試驗系統主要由充氣系統、排氣系統、壓力模擬系統、控制系統和加注系統等組成，如圖6所示。

圖6 注氣式蓄壓器試驗系統Fig.6 Exрerimental System of Gas Filled Accumulator

試驗介質采用液氮，充氣系統采用氦氣，當換熱器不工作時可模擬常溫氣體的充入，當換熱器工作時模擬低溫及常溫氦氣的注入。通過配氣臺及電控減壓器可模擬輸送管路內泵入口的壓力變化，試驗之前通過常溫試驗標定注氣式蓄壓器排氣孔板的流量，并通過充氣流量的匹配獲得最大及最小充氣流量。獲得充氣流量的范圍為1.35～2.85 g/s。

試驗前加注低溫介質并確保系統處于熱平衡狀態，向模擬氣枕內增壓模擬射前增壓過程，打開蓄壓器排氣閥并向蓄壓器內充氣使蓄壓器氣枕容積達到額定狀態，準備試驗。試驗過程中通過配氣臺及電控減壓器模擬飛行中泵入口壓力曲線。驗證注氣式蓄壓器的工作性能。

通過液位獲得的蓄壓器氣枕容積如圖7所示，蓄壓器容積維持的56 L，助推分離時刻容積增大至65 L，是額定容積的114%，仿真結果表明，該時刻容積最大可增大至額定容積的125%，試驗與仿真結果相比容積增大較小，偏差為9.6%，仿真采用絕熱模型，在容積突然變化時與實際偏差較大。

圖7 注氣式蓄壓器容積Fig.7 The Volume of Gas Filled Accumulator

試驗結果表明，蓄壓器氣枕溫度在-100 ℃左右，仿真結果中氣枕最高溫度達到-60 ℃。仿真模型中未考慮液體蒸發及輸送管路一側對氣枕降溫的影響，因此仿真結果溫度偏高。注氣式蓄壓器氣枕壓力如圖8所示，氣枕壓力與泵入口壓力變化一致，仿真及試驗結果相同。

通過試驗與仿真計算結果對比分析表明，仿真模型在壓力連續變化階段與試驗結果吻合較好，在壓力突然變化階段，采用絕熱模型與實際情況存在一定的差異，后續需要進一步完善換熱模型，考慮蓄壓器氣枕與輸送管壁換熱、蓄壓器氣枕與壁面及壁面與外部換熱的熱流量，使仿真模型更加接近實際工況。

圖8 注氣式蓄壓器氣枕壓力Fig.8 Theullage Pressure of Gas Filled Accumulator

4 結 論

本文通過對注氣式蓄壓器自由液面控制技術進行研究結果表明：氣體排出式的注氣式蓄壓器，通過向蓄壓器氣枕持續的充氣，利用溢出管進行自由液面的控制，能夠將容積控制在所需范圍內，滿足POGO抑制所需的柔度和慣性，同時避免了氣體進入輸送管對發動機造成的影響。

仿真及試驗結果表明，注氣式蓄壓器容積與充氣流量及排氣流量的匹配性相關，必須使排氣口面積留有足夠的余量，以確保在極端工況下充入的氣體及汽化的氧氣能夠全部排出，從而避免氣體通過慣性孔進入到輸送管內。

另外，受發動機啟動過程中負水擊的影響、助推器分離時過載的影響等，會導致蓄壓器氣枕容積瞬間膨脹，存在液位降低至慣性孔以下的風險。可通過增加液面到慣性孔高度的方式提高容錯能力，但這將增加蓄壓器的慣性和結構質量，為了解決該問題，可進一步從注氣流程和時序上進行優化。

注氣式蓄壓器對于POGO抑制效果的評估還需要搭建結構和推進系統的耦合模型進行分析。同時為了確保設計的正確性，需要開展POGO抑制系統試驗，并搭載發動機試車，以驗證所需的蓄壓器柔度和慣性值是否合適并做出適當調整。