低溫推進(jìn)劑地面加注停放階段蒸發(fā)量分析

黃 兵 陳士強(qiáng) 李 東 黃 輝 魏 一

(1北京宇航系統(tǒng)工程研究所 北京 100076)(2中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 北京 100076)

低溫推進(jìn)劑地面加注停放階段蒸發(fā)量分析

黃 兵1陳士強(qiáng)1李 東2黃 輝1魏 一1

(1北京宇航系統(tǒng)工程研究所 北京 100076)(2中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 北京 100076)

建立了一種可以描述低溫推進(jìn)劑加注、停放過(guò)程的計(jì)算模型，分析了影響低溫推進(jìn)劑加注停放階段蒸發(fā)的主要因素。研究表明：為縮短發(fā)射組織時(shí)間、優(yōu)化加注流程、提升推進(jìn)劑品質(zhì)，在全系統(tǒng)能力范疇內(nèi)，低溫推進(jìn)劑加注過(guò)程應(yīng)提高推進(jìn)劑加注速度，降低推進(jìn)劑加注溫度，盡量減小外界環(huán)境漏熱率，并適當(dāng)增加系統(tǒng)排氣能力。

低溫推進(jìn)劑 加注停放 蒸發(fā)量

1 引 言

中國(guó)新一代運(yùn)載火箭廣泛采用液氫、液氧低溫推進(jìn)劑。相對(duì)于常規(guī)推進(jìn)劑，低溫推進(jìn)劑具有超低溫、易沸騰、蒸發(fā)等特點(diǎn)，對(duì)低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量的有效控制是確保液體火箭正常發(fā)射的重要環(huán)節(jié)。

低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)影響主要表現(xiàn)在：(1)蒸發(fā)量大小直接影響射前補(bǔ)加量和實(shí)施過(guò)程；(2)蒸發(fā)過(guò)程伴隨著吸熱冷卻過(guò)程，對(duì)推進(jìn)劑溫度品質(zhì)影響較大；(3)推進(jìn)劑加注、停放蒸發(fā)時(shí)間顯著影響著發(fā)射組織時(shí)間。

低溫推進(jìn)劑經(jīng)加注系統(tǒng)進(jìn)入貯箱后，在外界漏熱以及所加注推進(jìn)劑過(guò)熱度的雙重趨勢(shì)作用下，推進(jìn)劑液面將出現(xiàn)大量汽化、蒸發(fā)，從而在氣枕空間形成壓力，其大小主要取決于蒸發(fā)量、加注流量以及貯箱排氣能力等因素；另一方面氣枕壓力又反過(guò)來(lái)對(duì)推進(jìn)劑蒸發(fā)過(guò)程產(chǎn)生影響。

鑒于低溫推進(jìn)劑的特性和系統(tǒng)實(shí)際需要情況，目前國(guó)內(nèi)外運(yùn)載火箭在低溫推進(jìn)劑的加注方法上普遍按照典型的4個(gè)階段來(lái)實(shí)施，即小流量加注、大流量加注、減速加注和停放補(bǔ)加。本文前期工作[1]給出了描述低溫推進(jìn)劑加注停放過(guò)程特性的模型，并開(kāi)展了試驗(yàn)驗(yàn)證，研究表明：低溫推進(jìn)劑預(yù)冷加注階段貯箱內(nèi)推進(jìn)劑相變劇烈，氣枕壓力和推進(jìn)劑平均溫度出現(xiàn)大幅降低；快速加注階段，推進(jìn)劑趨于恒溫狀態(tài)，系統(tǒng)參數(shù)變化受加注流量影響顯著；停放階段推進(jìn)劑容積受蒸發(fā)損失的影響而逐步平穩(wěn)減小，貯箱排氣閥全開(kāi)引起氣枕壓力逐漸達(dá)到與外界的穩(wěn)定狀態(tài)。

本文采用該模型，結(jié)合低溫流體蒸發(fā)量研究部分已有成果[2-7]，進(jìn)一步開(kāi)展低溫推進(jìn)劑加注停放過(guò)程中影響推進(jìn)劑蒸發(fā)量的因素的深入研究。

2 目標(biāo)系統(tǒng)與加注過(guò)程描述

目標(biāo)系統(tǒng)推進(jìn)劑貯箱容積50 m3，前后底為橢球底。箱體材料為鋁合金，平均壁厚3 mm，低溫推進(jìn)劑為液氧。以目標(biāo)貯箱為研究對(duì)象，考慮小流量預(yù)冷加注、停放穩(wěn)定、大流量加注以及小流量減速加注4個(gè)階段。加注過(guò)程中，箭上排氣閥始終處于打開(kāi)狀態(tài)。加注結(jié)束后，系統(tǒng)進(jìn)入停放蒸發(fā)階段，停放過(guò)程中不進(jìn)行補(bǔ)加。

3 低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量影響因素分析

低溫推進(jìn)劑加注停放過(guò)程的蒸發(fā)現(xiàn)象是一個(gè)伴隨著復(fù)雜物理過(guò)程的系統(tǒng)性問(wèn)題，影響因素較多，主要包括：推進(jìn)劑加注速度、推進(jìn)劑加注溫度、外界環(huán)境漏熱狀態(tài)、推進(jìn)劑貯箱排氣能力。

3.1 推進(jìn)劑加注速度

對(duì)于泵壓式加注方案，加注速度主要取決于地面加注系統(tǒng)特性。分析了3種設(shè)定的加注速度方案，見(jiàn)表1。其余主要參數(shù)：排氣閥門(mén)等效通徑為40 mm；外界等效傳熱系數(shù)為2 W/(m2·K)。

表1 推進(jìn)劑加注方案Table 1 Propellant loading procedure

注：1)該時(shí)間對(duì)應(yīng)于流量狀態(tài)2的時(shí)間，其余流量狀態(tài)時(shí)間按照不同階段總加注量保持和流量狀2相等進(jìn)行。

圖1—圖4是氣枕壓力、推進(jìn)劑溫度、蒸發(fā)率以及推進(jìn)劑容積情況。從中可以看出，在加注階段，隨著加注速度的增加，氣枕壓力、 推進(jìn)劑溫度和推進(jìn)劑蒸發(fā)率均呈現(xiàn)出增加趨勢(shì)。停放階段，氣枕壓力、推進(jìn)劑溫度和蒸發(fā)率均逐漸降低，3小時(shí)后趨于接近。

圖1 不同加注速度下氣枕壓力歷程Fig.1 Ullage pressure for different loading speed

圖2 不同加注速度下推進(jìn)劑溫度歷程Fig.2 Propellant temperature for different loading speed

圖3 不同加注速度下推進(jìn)劑蒸發(fā)率歷程Fig.3 Propellant evaporation rate for different loading speed

表2給出了不同時(shí)段結(jié)束時(shí)貯箱內(nèi)推進(jìn)劑的容積狀態(tài)。盡管加注速度有了較大提高，但長(zhǎng)時(shí)間停放后，最終對(duì)推進(jìn)劑的容積影響并不大，推進(jìn)劑蒸發(fā)消耗接近。

表2 不同階段結(jié)束后液態(tài)推進(jìn)劑容積Table 2 Liquid propellant volume after different loading step

推進(jìn)劑加注速度顯著影響著發(fā)射組織時(shí)間，一般而言，在地面系統(tǒng)和箭上系統(tǒng)設(shè)計(jì)范圍內(nèi)，宜采用盡量快的加注速度以節(jié)省時(shí)間。

3.2 推進(jìn)劑加注溫度

推進(jìn)劑加注溫度主要取決于地面加注系統(tǒng)特性。采取相同的加注速度，分析了3種加注推進(jìn)劑溫度方案，見(jiàn)表3。其余主要參數(shù)：排氣閥等效通徑為40 mm，外界等效傳熱系數(shù)為2 W/(m2·K)。

表3 推進(jìn)劑加注方案Table 3 Propellant loading procedure

圖5—圖8是氣枕壓力、推進(jìn)劑溫度、蒸發(fā)率以及推進(jìn)劑容積情況。從圖中可以看出，推進(jìn)劑加注溫度越高，蒸發(fā)趨勢(shì)越強(qiáng)，氣枕壓力和推進(jìn)劑溫度均增加。停放階段，各參數(shù)均下降，且逐漸趨于接近，但推進(jìn)劑加注溫度越高達(dá)到穩(wěn)定的時(shí)間越長(zhǎng)。

圖5 不同加注溫度下氣枕壓力歷程Fig.5 Ullage pressure for different loading temperature

圖6 不同加注溫度下推進(jìn)劑溫度歷程Fig.6 Propellant temperature for different loading temperature

圖7 不同加注溫度下推進(jìn)劑蒸發(fā)率歷程Fig.7 Propellant evaporation rate for different loading temperature

圖8 不同加注溫度下推進(jìn)劑容積歷程Fig.8 Propellant volume for different loading temperature

表4給出了不同時(shí)段結(jié)束時(shí)貯箱內(nèi)推進(jìn)劑的容積狀態(tài)。從中可以看出，進(jìn)入貯箱推進(jìn)劑溫度越高，在相同加注容積情況下，其最終液態(tài)推進(jìn)劑越少，推進(jìn)劑蒸發(fā)消耗量越大。

表4 不同階段結(jié)束后液態(tài)推進(jìn)劑容積Table 4 Liquid propellant volume after different loading steps

推進(jìn)劑加注溫度越高，其過(guò)熱度越大，蒸發(fā)量也越大，后續(xù)射前補(bǔ)加量需增加。此外，對(duì)于給定系統(tǒng)，在確保推進(jìn)劑溫度品質(zhì)相同情況下，該過(guò)程顯著影響著停放時(shí)間。因此，宜盡可能降低推進(jìn)劑加注溫度。

3.3 外界環(huán)境漏熱狀態(tài)影響

外界環(huán)境漏熱狀態(tài)主要取決于貯箱絕熱效果。采取相同的加注速度和溫度(見(jiàn)表1中速度狀態(tài)2)，分析了4種等效外界漏熱率，狀態(tài)1：2 W/(m2·K)；狀態(tài)2：5 W/(m2·K)；狀態(tài)3：10 W/(m2·K)；狀態(tài)4：20 W/(m2·K)。排氣閥門(mén)等效通徑為40 mm。

圖9—圖12是氣枕壓力、推進(jìn)劑溫度、蒸發(fā)率以及推進(jìn)劑容積情況。從中可以看出，在加注階段，隨著漏熱率的增加，貯箱氣枕壓力、推進(jìn)劑溫度和蒸發(fā)率也越高。進(jìn)入停放階段后，貯箱氣枕壓力、推進(jìn)劑溫度和蒸發(fā)率隨漏熱率的增加而增加的趨勢(shì)得以繼續(xù)保持。但值得關(guān)注的是，在高漏熱情況下，貯箱壓力和推進(jìn)劑溫度并沒(méi)有延續(xù)之前逐漸減小的趨勢(shì)，而是逐漸增加，雖歷經(jīng)3小時(shí)停放仍未達(dá)穩(wěn)定，如下所述，這主要是進(jìn)入系統(tǒng)的熱量超過(guò)了排氣閥的排氣能力。

圖9 不同外界漏熱率下氣枕壓力歷程Fig.9 Ullage pressure for different environmental leaking heat

圖10 不同外界漏熱率下推進(jìn)劑溫度歷程Fig.10 Propellant temperature for different environmental leaking heat

圖11 不同外界漏熱率下推進(jìn)劑蒸發(fā)率歷程Fig.11 Propellant evaporation rate for different environmental leaking heat

圖12 不同外界漏熱率下推進(jìn)劑容積歷程Fig.12 Propellant volume for different environmental leaking heat

表5給出了不同時(shí)段結(jié)束時(shí)貯箱內(nèi)推進(jìn)劑的容積狀態(tài)。從中可以看出，加注階段推進(jìn)劑容積差別并不明顯，推進(jìn)劑密度變化補(bǔ)償了蒸發(fā)率差異；在停放階段，隨著外界漏熱率的增加，推進(jìn)劑蒸發(fā)量顯著增大。

表5 不同階段結(jié)束后液態(tài)推進(jìn)劑容積Table 5 Liquid propellant volume after different loading steps

外界漏熱率不僅顯著影響著推進(jìn)劑蒸發(fā)量和停放時(shí)間，而且當(dāng)排氣能力和外界漏熱未能達(dá)到有效協(xié)調(diào)時(shí)，還將嚴(yán)重影響推進(jìn)劑溫度品質(zhì)。因此，為了確保射前流程和推進(jìn)劑品質(zhì)，宜盡量減小外界漏熱率。

3.4 推進(jìn)劑貯箱排氣能力影響

貯箱排氣能力取決于貯箱排氣閥有效流通通徑。采取相同的加注速度和溫度(見(jiàn)表1中速度狀態(tài)2)，分析了4種等效排氣通徑，狀態(tài)1：40 mm；狀態(tài)2：50 mm；狀態(tài)3：65 mm；狀態(tài)4：80 mm。等效外界漏熱率考慮為20 W/(m2·K)。

圖13—圖16是氣枕壓力、推進(jìn)劑溫度、蒸發(fā)率以及推進(jìn)劑容積情況。加注階段，隨著排氣閥有效流通通徑增加，蒸發(fā)率增加，氣枕壓力和推進(jìn)劑溫度相應(yīng)減小。進(jìn)入停放階段，即使等效外界漏熱率達(dá)到了20 W/(m2·K)，排氣閥有效流通通徑的增加，仍使氣枕壓力和推進(jìn)劑溫度呈現(xiàn)出明顯下降趨勢(shì)，實(shí)現(xiàn)了對(duì)推進(jìn)劑溫度的有效控制。

圖13 不同排氣能力下氣枕壓力歷程Fig.13 Ullage pressure for different tank venting rate

圖14 不同排氣能力下推進(jìn)劑溫度歷程Fig.14 Propellant temperature for different tank venting rate

圖15 不同排氣能力下推進(jìn)劑蒸發(fā)率歷程Fig.15 Propellant evaporation rate for different tank venting rate

圖16 不同排氣能力下推進(jìn)劑容積歷程Fig.16 Propellant volume for different tank venting rate

表6給出了不同時(shí)段結(jié)束時(shí)貯箱內(nèi)推進(jìn)劑的容積狀態(tài)。從中可以看出，排氣有效通徑越大，同等時(shí)間內(nèi)推進(jìn)劑容積越少，推進(jìn)劑蒸發(fā)消耗越多，但推進(jìn)劑溫度顯著降低。

表6 不同階段結(jié)束后液態(tài)推進(jìn)劑容積Table 6 Liquid propellant volume after different loading steps

貯箱排氣能力顯著影響著推進(jìn)劑溫度和消耗量，對(duì)在同等推進(jìn)劑溫度品質(zhì)要求下，對(duì)停放時(shí)間影響較大。因此，在外界漏熱一樣的情況下，適當(dāng)增加系統(tǒng)排氣能力，利于發(fā)射流程的組織和推進(jìn)劑品質(zhì)的保證。

4 結(jié) 論

建立了能夠較為準(zhǔn)確描述低溫推進(jìn)劑加注停放過(guò)程中貯箱內(nèi)各參數(shù)變化歷程的模型，使用該模型對(duì)推進(jìn)劑加注速度、加注溫度、外界漏熱率以及排氣能力進(jìn)行了分析，主要結(jié)論如下：

(1)推進(jìn)劑加注速度顯著影響著發(fā)射組織時(shí)間，在地面系統(tǒng)和箭上系統(tǒng)設(shè)計(jì)范圍內(nèi)，宜采用盡量快的加注速度以節(jié)省時(shí)間；

(2)推進(jìn)劑加注溫度越高，其過(guò)熱度越大，蒸發(fā)量也越大，后續(xù)射前補(bǔ)加量需增加，宜盡可能降低推進(jìn)劑加注溫度；

(3)外界漏熱率不僅顯著影響著推進(jìn)劑蒸發(fā)量和停放時(shí)間，而且當(dāng)排氣能力和外界漏熱未能達(dá)到有效協(xié)調(diào)時(shí)，還將嚴(yán)重影響推進(jìn)劑溫度品質(zhì)，宜盡量減小外界漏熱率；

(4)貯箱排氣能力顯著影響著推進(jìn)劑溫度和消耗量，適當(dāng)增加系統(tǒng)排氣能力，利于發(fā)射流程的組織和推進(jìn)劑品質(zhì)的保證。

1 黃 兵，黃 輝，田玉蓉，等. 低溫液體運(yùn)載火箭推進(jìn)劑加注過(guò)程分析[J]. 低溫工程，2015(4)：62-66.

Huang Bing，Huang Hui，Tian Yurong，et al. Analysis model of cryogenic launch vehicle propellantloading. Cryogenics，2015(4)：62-66.

2 Daigle M，F(xiàn)oygel M，Smelyanskiy V. Model-based diagnostics for propellant loading systems[C]. IEEE Aerospace Conference Proceedings：1436，March 2011.

3 Leclair A C，Majumdar A K. Computational model of the chilldown and propellant loading of the space shuttle external tank[R]. AIAA 2010-6561.

4 李 寧，潘衛(wèi)明. 液氧加注數(shù)值計(jì)算模型[J]. 低溫工程，2008(3)：26-29.

Li Ning，Pan Weiming. A model of filling process for A LOX tank. Cryogenics，2008(3)：26-29.

5 Battista B F，Chesser B L，Majumdar A K，et al. An iterative procedure to estimate minimum vent sizes for cryogenic containment vessels[R]. NASA CR-204124.

6 Kashani A，Ponizhovskaya E，Luchinsky D，et al. Physics based model for online fault detection in autonomous cryogenic loading system[R]. ARC-E-DAA-TN9980.

Analysis of evaporation during the cryogenic propellant loading and ground-hold stage

Huang Bing1Chen Shiqiang1Li Dong2Huang Hui1Wei Yi1

(1Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering，Beijing 100076，China)(2China Academy of Launch Vehicle Technology，Beijing 100076，China)

The model which was established to describe cryogenic propellant loading and ground-hold process had been quoted to study the main factors of propellant evaporation during loading on ground. The research proved that for the capability of the whole system, in order to minimize the launch preparation time, optimize loading procedure and improve propellant quality, the cryogenic propellant loading procedure should be under the conditions of high propellant loading speed, low propellant loading temperature, reducing environmental leaking heat and enhancing tank venting rate.

cryogenic propellant；loading and ground-hold；evaporation

2015-10-26；

2016-01-10

黃兵，男，42歲，碩士、高級(jí)工程師。

TB658、TB661

A

1000-6516(2016)02-0054-06