液体运载火箭启动过程气枕压力变化分析

邵业涛，罗 庶，冉振华，黄 辉

液体运载火箭启动过程气枕压力变化分析

邵业涛，罗 庶，冉振华，黄 辉

（北京宇航系统工程研究所，北京，100076）

以氦气瓶贮气闭式控制增压系统启动过程气枕压力变化规律为研究对象，讨论了增压系统响应时间、不同初始气枕容积、不同发动机流量启动加速性对启动过程气枕最小压力的影响。分析结果表明：对于大中型液体运载火箭，如能有效控制增压系统响应时间，使用较小的初始气枕容积即可保证启动过程发动机入口压力要求及贮箱载荷条件要求，可有效提高箭体结构效率。

液体运载火箭；贮箱；增压；最小气枕容积

0 引 言

贮箱增压系统用于提供液体火箭推进剂贮箱气枕压力，满足推进剂在发动机泵入口所需的压力，保证发动机启动及飞行过程中正常工作；同时满足火箭推进剂贮箱薄壁结构承载所需要的内压要求，保证贮箱结构有足够的强度和刚度[1,2]。其主要工作过程为：增压气体进入推进剂贮箱，膨胀后占据推进剂排出后的空间，对液体推进剂产生压力。常用的增压方式有：a）利用发动机燃烧产物作为增压介质的燃气增压；b）利用火箭的推进剂组元经发动机加热汽化作为增压介质的自生增压；c）配备独立贮存增压介质的贮气式增压[3]。

在增压系统设计中，贮箱是增压系统的重要组成部分，尤其是贮箱初始气枕容积[2]。贮箱初始气枕容积的作用如下：

a）在增压系统反应周期内，给予增压气体压缩或膨胀的时间；

b）在发动机启动瞬间，保持气枕压力范围以保持推进剂贮箱的结构刚度及发动机泵要求的静正吸入压头；

c）给予环境温度升高或气动加热推进剂膨胀的空间；

d）给予在推进剂箱中反应的燃气生成物或分解出来的气体需要的空间。

对于闭式控制贮气式增压系统[4～7]，从系统判断需要进行增压至贮箱压力实际开始上升，反应周期为20～500 ms或更长。如果初始气枕容积过小，将无法提供缓冲，在发动机启动过程会造成贮箱压力骤降，进而造成贮箱结构失稳或发动机入口压力不能满足发动机启动条件等影响。对于低温液体火箭发动机启动过程增压，由于换热复杂，气枕内压力、温度、组分变化剧烈，较难精确分析启动过程箱压变化。根据经验，设置的贮箱初始气枕容积为贮箱容积的3%～5%。对于中型、大型运载火箭，贮箱容积一般为几十立方米至几百立方米，3%～5%贮箱容积意味着几立方米至十几立方米的初始气枕容积，此部分结构成为贮箱质量及箭体长度的重要组成部分，过大的初始气枕容积不利于减少结构质量、提高运载能力。本文针对低温液体运载火箭发动机气瓶贮气闭式控制增压系统，对启动过程气枕压力变化进行数值分析。分析显示，由于控制系统响应时间短，氦气流动速度快，增压电磁阀开启过程动作时间短，因此该增压系统可使用相对较小的贮箱初始气枕容积，启动过程箱压可满足发动机泵入口压力及贮箱结构载荷的需求。

1 理论计算

增压过程是能量在贮箱内的分配问题[8,9]，该过程在一定输入能量流率的情况下，能量的主要分配项包括：a）气体和箱壁换热；b）气体和液体换热；c）体积功；d）气体内能增加。

典型的贮箱增压能量传递过程如图1所示。

图1 典型的贮箱增压能量传递示意

在不考虑箱内蒸发和冷凝过程时，根据热力学定律，对于如图1所示的增压过程，得到如下控制方程：

式中 Uu为单位质量气体热力学能；hi为单位质量气体焓值；Rm为通用其它常数。结合式（2）～（4）可导出如下关系式：

在此增压模型建立过程中，结合增压过程的特点，采用如下假设：

a）气枕中压力瞬时均匀，不随空间位置而变化；

b）增压气体近似为理想气体，压缩因子取为1；

c）忽略气液间的传质过程，液氧表面温度始终与整体温度相等；

d）忽略火箭飞行气动加热过程通过贮箱绝热层导致的热量输入。

2 增压模型计算与试验结果比较

2.1 氦气贮气闭式控制增压系统

氦气贮气闭式控制增压系统原理如图2所示。

图2 贮箱增压系统原理

由图2可知，增压气体由高压气瓶引出后分为3路，均由电磁阀+孔板组成。3路均为受箱压控制的闭式控制路，控制形式采用三取二模式的箱压传感器经增压控制单元）实现。其中，电磁阀6和孔板7构成主增压路；电磁阀8和孔板9组成辅增压路；电磁阀10和孔板11组成最低压力控制路，实现对需要增压最低压力的控制。3路汇总后经发动机氦加热器12加温后进入贮箱进行增压。增压初始阶段仅由主增压路即可实现增压控制。增压系统主要状态如表1所示。

表1 贮箱增压系统基本参数

2.2 增压系统响应延时

为实现增压控制，首先由压力传感器敏感贮箱压力，然后由控制系统综合控制器进行增压判断，再由控制系统发出贮箱是否增压的控制指令，增压电磁阀接到指令后，电磁阀打开，增压气体经过发动机换热器及增压管后进入贮箱增压（电磁阀至贮箱总管路约25 m）。本节主要分析增压链路在各部分的延迟。

2.2.1 控制系统压力信号延迟

控制系统采集的箱压信号，根据最小二乘法取10个压力测量值进行滤波，箱压信号控制系统处理的固有周期为0.15 s。另外，受信号传递等的影响，控制系统最大压力控制延迟时间不超过0.3 s。

2.2.2 电磁阀打开延迟

电磁阀为先导式阀门，阀门收到控制指令后，开启、关闭均需要一定的时间。根据阀门实测，电磁阀打开动作延迟时间不超过0.08 s。

2.2.3 增压气体传递时间延迟

电磁阀开启后，增压气体以声速传播，表2为根据理论公式，计算获得不同状态气体声速值。对于35 MPa、288 K氦气，声速波传递速度约1 155 m/s。对于箭上管路，从电磁阀打开到箭上贮箱开始有气体增压，时间约0.02 s。

表2 氦气在不同压力下的声速

综上所述，贮箱初始增压时刻，箱压下降至需要开始增压至增压气体实际进入贮箱的系统最大延迟时间约为0.3+0.08+0.02=0.4 s。

2.3 增压模型验证

为了验证本文所建立的计算模型在实际增压过程中的准确性和有效性，对增压计算模型与地面试验实际增压过程进行比较。

氧箱气枕压力测量值与计算值比较如图3所示，启动过程计算与实测比较如图4所示。

图3 压力计算值与试验值比较

图4 启动段氧箱气枕压力计算曲线局部

由图3、图4可知，计算模型计算获得箱压与实测箱压一致性好，验证了计算模型的有效性。计算结果显示，获得箱压下降速率略大于试验实测结果，说明使用计算程序获得的增压迟滞效应略保守，适用于工程应用。

3 启动过程最小气枕压力分析

根据本文所研究的增压系统要求，启动过程增压控制门限下限为0.7P0，但受整个增压链路各组成部分后效影响，贮箱气枕最小压力应不小于0.6P0。分析中分别考虑了初始气枕容积、发动机流量加速性、整个系统响应延迟对增压后效的影响。

3.1 最小气枕容积影响

在其它条件不变的情况下，分别考虑初始气枕容积为贮箱总容积的3%、2%和1%（考虑地面加注精度影响，不再分析气枕容积小于贮箱容积1%工况以内的初始气枕容积）。

选择不同贮箱容积作为最小气枕容积，计算获得箱压结果如图5所示。由图5可知，初始气枕容积减小后，初始箱压迅速下降，增压后效增大，最大增压后效达到初始压力P0的8%。但初始气枕容积变小后，未造成贮箱最小压力大幅下降，仍可满足贮箱载荷及发动机入口压力要求。初始气枕容积减小后，增压气体进入贮箱后由于气枕容积小，箱压上升速率高。

图5 不同初始气枕容积对贮箱压力影响

3.2 发动机启动流量加速性影响

将2%气枕容积作为基本条件，考虑发动机启动推进剂流量加速性增倍，假设发动机流量达到额定值时的时间较理论时间快一倍，计算所用流量比较如图6所示，获得箱压变化如图7所示。

图6 不同启动过程发动机流量变化

图7 不同启动过程气枕压力变化过程

由图6、图7可知，发动机启动流量加速性增倍后，由于气枕加速膨胀，箱压下降速度增加。但由于箱压下降至增压控制门限前，发动机流量达到稳定，即箱压降至增压控制带后的后效不再受发动机流量启动加速性影响，启动过程气枕压力受发动机启动流量加速性影响较小。

3.3 增压系统延迟影响

将电磁阀开启延时、增压气体传递延时与控制系统信号响应延迟综合考虑作为整个系统响应延迟。分别计算系统响应延迟为0.4 s、0.6 s和0.8 s时箱压压力变化，计算结果如图8所示。

图8 不同系统延迟时间对气枕压力影响

由图8可知，系统延迟每增加0.2 s，启动过程贮箱气枕压力后效分别增加0.03P0，系统响应时间对增压后效影响明显，但对于0.8 s系统延迟，增压后效约0.06P0，小于0.1P0的系统限制，满足启动过程气枕压力需求。

4 结束语

低温液体运载火箭发动机启动过程箱压变化受多种因素影响，压力变化过程复杂。本文结合试验结果，建立了一种启动过程箱压计算分析模型。研究表明：a）初始气枕压力变化受增压系统响应时间延迟、初始气枕容积大小影响较大；b）由于发动机启动过程较短，因此启动过程箱压受发动机流量加速性影响相对较小；c）由于氦气贮气闭式增压系统增压响应延迟较小，可根据自身特点，在传统3%～5%气枕容积的基础上，根据实际情况适当减小初始气枕容积需求，有效提高运载能力。

[1] Elliot R. Rocket propellant and pressurization systems[M]. California: Prentice- Hall, 1964.

[2] 廖少英. 液体火箭推进增压输送系统[M]. 北京: 国防工业出版社, 2007.

[3] 鲁宇. 世界航天运载器大全[M]. 北京: 中国宇航出版社, 2007.

[4] 范瑞祥, 田玉蓉, 黄兵. 新一代运载火箭增压技术研究[J]. 火箭推进, 2012(4): 11-18.

[5] 张福忠. 冷氦增压系统的研制[J]. 低温工程, 1996(4): 6-12.

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Start up Process Simulation of Liquid Rocket’s Tank Pressure

Shao Ye-tao, Luo Shu, Ran Zhen-hua, Huang Hui
(Beijing Ιnstitute of Astronautical Systems Engineering, Beijing, 100076)

Start up process of liquid rocket’s tank pressurization is numerically simulated. Ιn this pressurization system, high pressure helium is saved in bottle, and the pressure variety is controlled by the launch vehicle control system. The effects of the pressure control system’s response time, initial ullage gas volume, start up process of engine’s flux on the minimum tank pressure during start up process are analyzed. Analyses show that, for medium-scale or large-scale launch vehicles, if the response time of the pressurization system is effectively controlled, a smaller initial ullage gas volume can guarantee the requirements of the rocket engine’s inlet pressure as well as the tank structural load.

Liquid rocket; Tank; Pressurization; Ιnitial ullage gas volume.

V448.1

A

1004-7182(2017)04-0035-04 DOΙ：10.7654/j.issn.1004-7182.20170409

2017-02-02；

2017-04-25

邵业涛（1981-），男，博士，高级工程师，主要研究方向为液体火箭动力系统设计